基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究

基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性.     

高超声速飞行器快速气动设计方法研究

针对概念设计阶段需对众多外形设计方案进行比较、分析和筛选以及大量使用CFD面临的挑战,提出了可用于高超声速飞行器概念设计的快速气动设计方法。该方法运用Open VSP实现对飞行器几何外形高精度参数化建模,气动力计算使用自主开发的一种基于当地表面斜度法和参考焓法的高超声速飞行器气动特性快速工程计算工具。最后以类X-37B飞行器为例进行气动敏感度分析,表明该方法具有较高的效率和精度。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。     

高超声速气动热环境工程算法

对高超声速飞行器气动热环境工程算法进行研究.基于Prandtl边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域,并将两者的工程算法相结合,发展了一套高超声速气动热的计算方法.对于无粘流区,边界层外缘参数的计算采用完全气体模型和平衡气体模型,利用等熵条件来确定;在边界层内部,基于参考焓方法,采用经典热流密度公式,确定物体表面的气动加热.采用此方法对一些简单三维外形进行了气动热计算,证明所述方法具有较高的精度.     

高超声速飞行器气动热网格依赖性研究

采用计算流体力学方法,针对高超声速飞行器气动热数值模拟问题,研究了高超声速来流下气动热环境计算的网格依赖性。以二维圆柱为例,分析了网格雷诺数对热流计算的影响,获得了网格雷诺数及网格局部加密对热流精度的影响规律。研究结果表明,网格雷诺数小于8即可获得收敛的热流结果,激波位置处网格加密可有效改善热流预测精度。通过对X-33再入飞行器的气动热环境模拟检验了研究结论在三维模型中的适用性。     

C/SiC刚性热防护结构热力耦合分析

高超声速飞行器热防护问题复杂,是弹道参数、外部流场、气动加热、结构温度场、结构变形响应等多物理场的耦合.为提高飞行器结构温度场预估精度,开展气动加热与结构温度场的耦合分析方法研究,基于气动加热工程算法,对典型C/SiC刚性非烧蚀式防热结构进行气动加热与温度场耦合分析.结果表明作用在结构上的净热流密度低于气动加热工程计算得到的冷壁热流密度,设计热防护系统时必须考虑气动加热/结构温度之间的耦合作用.     

气动热与热响应的耦合研究

气动加热会导致飞行器表面温度的剧烈上升,该问题及热防护问题已成为高超声速飞行器设如何正确模拟气动加热与结构热响应的耦合一直是工程应用领域的难点.针对该问题,提出了一种新方法,采用工程算法求解流场的气动热,并与结构热响应的求解实现紧耦合.选用二维圆管模型,验证了该方法的可行性.用该方法求解具有工程背景的三维算例,既保证了计算精度又节省了计算时间.     

高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法

翼面气动加热是高超声速飞行器面临的核心问题之一。文中基于参考焓法及经验公式,采用片条理论对飞行器翼面进行热流密度估算;考虑了不同飞行参数及翼型参数对翼面迎风面表面温度分布的影响;给出了高超声速飞行器翼面气动加热工程计算流程。采用文中方法,对高超声速飞行器常用的双凸形翼型进行气动加热计算,结果表明攻角、飞行马赫数、前缘后掠角、翼型相对厚度对翼面温度分布影响显著。该方法可用于高超声速飞行器翼面快速设计。     

高超声速飞行器动力学系统在线智能辨识方法

针对高超声速飞行器在经历严酷环境或发生外形改变时,由于气动特性、质量特性等模型参数存在不可预知变化而为飞行器的控制带来困难的问题,提出高超声速飞行器动力学系统在线智能辨识方法。建立基于高斯基函数的神经网络模型,确定网络的结构及输入输出关系,然后采用K-means算法训练神经网络,获取等效于飞行器动力学模型的网络模型参数。数值仿真结果表明,提出的算法可用于对未知被控模型的建立,具备在样本范围内外的有效逼近能力,且算法用时较短,能够为飞行器的在线辨识和控制提供支撑,具有良好的工程实现价值。     

边界层转捩在高超声速飞行器外形设计中的应用

介绍了吸气式高超声速飞行器边界层转捩的特点及在设计环境方面的影响. 讨论了美国高超声速计划飞行器的外形选择从轴对称演化到尖劈状外形的过程. 分析了钝头体前缘钝化程度、壁面温度、逆压梯度对转捩的影响. 研究了来流马赫数、雷诺数、攻角对飞行器驻点气动热的影响. 使用基于线性稳定模型的emalik程序计算了转捩现象.     

装配过盈量对某枪弹底火感度的影响

研究了某枪弹底火以不同过盈量压入药筒后的撞击感度变化情况，基本明确了装配过盈量对底火感度的影响趋势。     

导爆管雷管延期体结构改进

本文主要介绍了索式延期体的纺织方法，其秒量与铅结构延期体秒量的精度对比，并探讨改进的目的和意义。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹全弹道多目标优化设计

本文应用最优化理论和方法对尾翼稳定脱壳穿甲弹的装药结构和弹形结构进行了全弹道多目标优化设计.首先从装药结构和弹形结构计算出发,建立了尾翼稳定脱壳穿甲弹的内弹道、外弹道(含空气动力)、终点弹道计算模型,然后应用三种不同类型的优化方法对火药弧厚、装药质量、弹头长径比、弹芯直径、弹体圆柱部长径比五个设计变量进行了多目标优化设计,得到了比较满意的结果.     

混合稀土加入量对A356合金组织及性能的影响研究

研究了混合稀土加入量的不同对Al-Si合金A35 6力学性能的影响 ,运用金相显微镜和扫描电镜对其微观组织进行了观察与分析。结果表明 :稀土变质可有效地促进初生α相的粒状化 ,提高Al-Si合金的力学性能 ,不同的加入量对A35 6共晶组织粒状化的作用是不同的 ,混合稀土的最佳加入量应在 0 .2 %左右 ,同时 ,应严格控制其它工艺参数。     

装调误差对滚仰式导引头视轴指向的影响分析

研究了装调误差对导引头视轴指向精度的影响。针对滚仰式导引头的结构特点,对位标器的主要装调误差进行了分类。利用坐标变换和空间几何关系,得到了导引头视轴指向误差和装调误差的函数关系。仿真结果表明视轴的指向误差与指向位置和框架角位置都有关联。所得结果对导引头的指标分解具有重要的参考价值。     

弹上线束电磁兼容仿真研究

导弹电磁兼容已经成为导弹现代设计中必须考虑的问题,尤其是弹上复杂线束在导弹电磁兼容问题中占有重要地位。文中以某型号导弹为背景,基于CableMod软件平台,采用仿真预测试的方法研究导弹电磁兼容问题,讨论了如何建立适用于仿真的导弹结构模型与电气模型,并对导弹内复杂线束间的串扰,以及弹体对线束产生辐射的影响进行了仿真和分析。仿真结果表明,线束内电源线与信号线分开敷设,且双绞屏蔽后相互串扰明显降低,并提出使用弹壁电缆套管代替U型电缆罩,能避免因缝隙产生的电磁泄露,抑制电磁辐射,有助于通过电磁兼容测试。     

脉冲推力器用烟火型装药燃烧性能研究

采用光纤测速方法,研究了脉冲推力器用烟火型装药药剂配比和装药密度对燃速的影响。通过密闭爆发器,测试了药剂的燃速压强指数。结果表明,不同配比的药剂虽然初期燃速不同,但后期燃速趋于相同;随着装药密度增大,燃速先增加、后减少;在装药密度1.45 g/cm³时燃速最高,可达到800 m/s. 在所测试压强范围内,烟火型药剂的压强指数为0.736 4,说明该烟火型装药药剂在一定压强范围内可稳定工作,能够实现脉冲推力要求。     

固连接异形侵彻体最小内外径比的确定

根据两阶段空腔膨胀理论建立的杆侵彻弹坑形成模型,建立了固连接异形侵彻体最小内外径比的表达式。通过计算得出了火炮初速范围内固连接异形侵彻体的最小内外径比随撞击速度的变化规律。结果发现内外径比为0．5时前端杆开的坑径不足以使后端管不受干扰地进入。而增加到0．6时便能满足要求。     

初速跳动对班组武器引信定位精度的影响

通过对班组武器杀伤榴弹的外弹道计算，得到外弹道参数的相互关系，根据初速变化对榴弹起爆位置的影响，分析了班组武器上采用计时引信和计转数引信两种不同方式引信的定位误差，探讨了提高班组武器杀伤效果的途径。