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1.
为了准确预测高超声速弹丸表面的气动热问题,在考虑热化学反应的情况下,基于SST k-ω、表面反应和二维非稳态热传导方程,建立了高速流场与弹丸结构紧密耦合的传热模型,并以某外形高超声速弹丸为研究对象,采用数值模拟方法,在不同飞行高度、不同飞行马赫数等条件下对比计算了有、无考虑化学反应时弹丸表面的气动热分布情况。计算结果表明,考虑化学反应对弹丸表面的热流密度有较大影响,弹体表面温度及其驻点处温度均有明显提高; 在飞行马赫数为5.5,飞行时间为1.5 s的情况下,随着飞行高度的增加,弹丸驻点处及弹身表面的温度会降低,但各高度上弹丸驻点处的温度在考虑化学反应较未考虑化学反应时高约200 K; 随着来流马赫数的增加,化学反应产生的热量越多,弹体表面及驻点处的温度增加越大。研究结果对高超声速弹丸的气动热预测与热防护具有一定的参考。  相似文献   
2.
张宁  史金光  王中原  马晔璇 《兵工学报》2022,43(7):1519-1526
为发展一种弹用高性能冲压发动机,提出了在补燃室带有钝体的发动机设计方案,并数值计算对比分析了补燃室有无钝体方案下的内流场、燃烧效率、推力、比冲与总压损失。结果表明:钝体后部孔隙外侧有两个漩涡,孔隙内的高速气流与下部漩涡在一定程度维持了尾迹的稳定性,能够保证冲压发动机工作的平稳性;与参考固体燃料冲压发动机(不带钝体结构方案)相比,在补燃室中增加钝体能提高补燃室下游燃料与空气的掺混效果与温度,当进气质量流率为0.3 kg/s时,可使发动机推力和比冲提高约16.21%、燃烧效率提高约20.50%,但此增益效果会随着空燃比的增大而减小;当燃烧效率相同时,在补燃室中增设钝体,可以有效地缩减冲压发动机长度,为其他部件提供安装空间。  相似文献   
3.
为提高电视末制导炮弹对地面目标的命中精度,减小炮弹的落角误差,同时实现以期望落角命中目标,在分析带落角约束滑模制导律特点的基础上,针对RBF(Radial Basis Function)神经网络滑模制导律难以以期望落角命中目标的不足,提出了一种结合均值聚类与RBF神经网络的滑模制导律,使得神经网络在学习过程中能根据炮弹的实时飞行状态不断调整聚类中心,使中心值始终是目前飞行状态下的最优解,实现制导律的优化.对静目标与动目标算例的数值仿真表明:相比带落角约束的滑模控制,RBF神经网络滑模控制、均值聚类RBF神经网络滑模控制由于均值聚类的加入,求得的切换项增益能使炮弹以期望落角命中目标,且具有较强的鲁棒性.  相似文献   
4.
孟加拉输油管道项目四管同沟敷设,管道大部分为混凝土覆壁管,单根重量极大。盐池、稻田地等水网地段地面承载力不足,管道吊装和组对难度极大。施工技术人员根据实践总结了混凝土覆壁管四管同沟沟下组焊一次成型的施工工艺。本文重点介绍了施工方法中施工扫线、便道修筑、运布管、管沟开挖、组对焊接等工序。  相似文献   
5.
针对高超声速弹箭前方绕流流场中气体分子间碰撞导致复杂化学反应的问题,提出了一种化学反应类型取决于碰撞分子特定次序的DSMC(direct simulation Monte Carlo)改进方法。在变径硬球模型、Larsen-Borgnakke唯象论模型和Bird的化学反应概率模型的基础上,先取五组元(N2,O2,N,O,NO)混合气体间的离解、置换和复合反应为主要化学反应类型,采用Fortran语言编制了气体分子化学反应的DSMC源程序,模拟了高超声速二维圆柱绕流,并将模拟结果与有关文献中的理论数据进行了比较,在80 km,85 km,90 km处,圆柱表面处的热流系数峰值误差分别为1.1%,2.0%和1.9%,数值结果验证了该方法的可行性和合理性。  相似文献   
6.
滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考.  相似文献   
7.
超高声速穿甲弹气动烧蚀的研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
引用超高声速飞行弹丸的6D外弹道模型,结合弹头部和弹翼前缘的烧蚀计算模型,通过耦合计算外弹道模型和烧蚀模型,得出只要弹丸在起始一段时间内能够经受一定的气动加热,那么,在剩余的飞行时间里,它将不再发生烧蚀,这对以后进行超高声速弹箭的设计有一定的参考价值。  相似文献   
8.
超高速弹箭在飞行弹道上将会出现表面气动加热烧蚀现象,烧蚀变形将影响作用在弹上的空气动力,从而影响飞行弹道。这种烧蚀变形、气动力、外弹道之间的相互影响、相互变化是在飞行弹道上同时存在、相互依附的,对外弹道求解与普通弹箭有很大区别。对此进行了研究,并对超高速弹箭的飞行弹道进行了数值分析,其结果对今后深入开展这方面研究有一定参考意义。  相似文献   
9.
为研究高旋二维弹道修正弹舵控后的攻角与速度偏角的特性,通过在无控弹角运动基础上增加控制组件提供的控制力和力矩,建立了其角运动方程,对起始扰动作用、瞬时控制力作用、长时间控制力作用下的弹丸攻角、速度偏角规律进行了分析。数值计算结果表明:高旋二维弹道修正弹受瞬时控制力作用时,产生的平衡攻角、平均速度偏角的方向与瞬时控制力方向大致相反; 在固定方位舵控力长时间作用下,平衡攻角、平均速度偏角方向与控制力方向近似成180°,相差一个小的角度; 攻角运动是由舵控力产生相反方向的攻角与重力产生向右的动力平衡角合成的,该攻角运动规律将影响弹道的质心运动。研究结果为高旋二维弹道修正弹的控制策略与控制方案设计提供了理论依据与参考。  相似文献   
10.
为研究不同底排条件下底部排气弹的弹道特性,探讨了底排药剂燃烧和减阻机理,建立了底排内弹道和外弹道模型,分析了底排装置结构参数和药剂燃速系数等对底部排气弹减阻增程效果的影响;结果表明:一定范围内药柱长度的增加能显著提高增程率,但药柱长度过长会由于燃气的引射作用降低增程率;减小药柱内径和增大喷口直径可以提高底部排气弹增程率;分瓣数的增加对提高增程率有较大作用,但应考虑对工程实现的影响;研究范围内存在最优药柱长度和燃速系数;总阻减阻率随着底排工作时间总是经历一个先增大后减小的过程。  相似文献   
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