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从薄层近似NS方程出发,采用高效ENO差分格式,对超音速飞行时弹头形成的流场进行了数值模拟,并与已有的计算和实验数据进行比较。弹头外形为带有倒角圆的平头-圆柱形非常规气动布局,研究了例角圆半径的影响,给出零攻角、马赫数M=2.0-5.0范围内气动阻力的变化规律;对部分模型的热流分布也进行探讨。 相似文献
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根据MUSCL格式的基本思想,对格式进行了部分修改,数值模拟了超音速燃气射流流场的结构和发展过程。给出了流场谐波系的变化趋势,得到了流场达到稳定状态的时间和稳定后的流动图形。 相似文献
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超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:1
基于三维粘性可压缩N-S方程以及k-ω湍流模型方程,分析了单火箭滑橇在超音速近地飞行时的气动特性.计算网格为三角形非结构网格和四边形结构网格组成的混合网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用隐式耦合算法求解离散方程.数值模拟了速度及攻角变化对火箭滑橇气动特性的影响.结果表明,随着马赫数的增加,火箭弹头部表面压力升高;超音速飞行时,火箭弹头部产生激波;火箭滑橇阻力系数随着马赫数的增加,先增加后降低;在小的气动攻角条件下气动阻力和升力变化不大,而侧向力载荷随着气动功角的增加而增大.数值模拟结果为超音速单轨火箭滑橇设计提供了参考. 相似文献
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采用求解N-S方程的数值模拟方法研究超音速空腔流动中来流马赫数、空腔长深比和旋成体相对空腔的距离等参数对旋成体纵向气动特性的影响.数值模拟中采用LU-SGS方法、Roe通量差分分裂方法和S-A湍流模型.结果表明,马赫数和空腔长深比对离开空腔不同距离上的旋成体产生的法向力和轴向力影响不大.小长深比空腔对旋成体上的俯仰力矩基本没有影响,但中到大长深比空腔对旋成体上的俯仰力矩特性有明显影响,旋成体刚离开空腔时,中长深比空腔对旋成体产生更大的头部趋近空腔的俯仰力矩,且随着马赫数增加俯仰力矩峰值更大. 相似文献
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固体火箭燃气舵气动设计研究 总被引:14,自引:0,他引:14
刘志珩 《导弹与航天运载技术》1995,(4):9-17
介绍了固体火箭燃气舵气动设计中的几个问题,包括喷流流场分析、舵体材料选择及其性能分析、舵体理论外形和气动特性设计以及风洞和点火测力试验等。将舵的气动特性要求和舵的强度、刚度及烧蚀量等要求综合起来考虑,可以使燃气舵的研制一次成功。 相似文献
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较系统地总结了导弹气动特性和气动载荷计算方面的理论和经验算法,根据细长体理论干扰因子法结果得出了导弹部件升力的计算公式,编写了可用于估算导弹气动特性和气动载荷的软件。通过算例证明,软件的计算结果能够满足初步设计阶段的精度要求。最后用该软件对某在研型号导弹进行气动特性和载荷的计算,给出了计算结果。 相似文献
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超声速导弹燃气舵系统设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计.分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响.在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计. 相似文献
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以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计.分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响.在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计. 相似文献
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格栅翼是一种新型舵翼,表明,格栅翼作为飞行器的稳定面和控制面,在升力特性,铰链力矩特性和外形尺寸方面都优于传统平板翼,因而受到国内外研究者的普遍关注。本文着重介绍了国内外格栅翼气动特性研究的研究方法,研究内容,主要研究结果和应用情况。 相似文献
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燃气舵气动特性试验和数值分析 总被引:5,自引:1,他引:5
采用试验和理论计算方法,研究推力矢量发动机燃气舵气动特性问题,在风洞和热喷流试验的基础上,建立了发动机试验的六分力模型,进行了2发发动机的点火试验;选择三维、粘性湍流模型及与试验发动机相近的几何模型为数值计算模型,对照发动机试验状态进行了计算.结果表明试验方法和试验模型正确,计算结果和试验结果具有一致性. 相似文献
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根据一些典型的前苏联设计方案的结构外形,对几种导弹设计方案的气动特性进行了考核。包括具有前控制面或后控制面的固定翼导弹、具有固定后稳定面的翼控制导弹。这些方案的任务包括空对空、地对地、空对地和地对空攻击。分析与实验结果表明,通过合理的选形、部件布局及当地流场的考察。这些方案通常能提供好的稳定性、高的控制效率和低的控制铰链力矩。此外,在一些巡航型任务的情况下,可利用受力面积准则作为一种提高气动力效率 相似文献