导弹尾喷流对机翼的气动影响

文中研究分析了无人机发射导弹时,导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响;文中采用动态非结构网格技术,湍流模型为k-ω二方程模型,分析模拟了导弹发射初始阶段过程中不同距离对机翼气动性能的影响变化;分析结果表明,导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构,对机翼的气动性能产生显著的影响;其研究结果对无人机的安全飞行具有一定的参考价值。     

机载导弹弹体隔热层的热应力故障与对策

机载导弹自主飞行过程中气动加热导致剧烈的热冲击和高温环境是导弹面临的一个十分突出的问题。为解决某导弹弹体上陶瓷与金属材料连接部位因热膨胀系数差异大而产生的热应力结构破损问题,使用了一种通用隔热防护涂层降低热传导。然而这种防护层在温度冲击、高/低温储存环境试验中容易出现裂纹和裂缝,引起结构故障。文章讨论了引起裂缝、裂纹的原因以及为解决隔热防护涂层热应力破坏而进行的材料、工艺试验与改进工作。     

飞机地面滑行阶段尾部流场数值仿真

为分析飞机起降地面滑行阶段尾部流场分布情况,以计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)为基础,以国外某高速飞机数模为研究对象,基于Delaunay非结构三角化网格划分方法,采用3维雷诺平均N-S方程、Realizable k-ε 湍流模型和Roe离散格式,运用耦合隐式算法对全机外流场进行数值模拟.以7°迎角滑行且考虑地面效应和尾喷流的情况下,对尾部压强场、温度场和速度场进行分析.结果表明,尾流场压强在轴向和横向呈下降趋势,温度和速度在轴向呈下降趋势、在横向呈双峰趋势.     

横向喷流对复杂外形导弹气动特性影响研究

通过求解可压缩NS( Navier - Stokes)方程组,得到横向喷流标模流场仿真结果,验证了横向喷流流场仿真方法的有效性.在此基础上对复杂外形导弹的干扰流场进行仿真,并从定性与定量两方面分析喷流位置和来流攻角对干扰流场的影响.对比分析了不同攻角时,有无喷流弹体表面压力分布,给出了有无喷流的弹体法向力沿轴向变化规律...     

空空导弹发动机尾流对后弹体烧蚀的数值分析

针对发动机尾流对空空导弹后弹体的烧蚀现象,采用CFD流场数值计算方法开展了三维流场数值计算,并与飞行试验结果进行对比,分析了尾流烧蚀后弹体的原因,研究了飞行高度及飞行马赫数对尾流烧蚀效应的影响,结果表明:高速外流与高温尾流在后弹体附近产生的流动干扰是尾流烧蚀后弹体的主要原因;飞行马赫数一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而严重;飞行高度一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增大而减弱;数值模拟与残骸上的烧蚀形貌一致,验证了计算方法的正确性。     

导弹水下垂直发射过程数值仿真分析

潜载导弹发射时处于深水环境,导弹运动过程中所承受的载荷及发射装置承受的载荷等都与陆基发射有很大差别。利用Fluent动网格技术结合多相流模型对发射时导弹筒内运动过程的非定常流场进行仿真,重点分析不同发射水深、不同内外筒排导间隙情况下导弹出筒速度以及弹体、发射筒受力等。     

基于LS-DYNA的导弹引信触地过载仿真分析

为了深入分析导弹引信触地过载环境,采用LS-DYNA软件对四种不同落速落角条件下的触地过载进行了仿真计算,得出了四种条件下的引信触地过载曲线,结合应力波和过载在弹体内的传递过程,总结出了以加速度传感器为基础的引信惯性触发发火控制系统设计的相关规律.这些规律对惯性敏感元件的布局、引信强度校核和发火控制逻辑设计具有参考价值.     

发射环境下导弹折叠翼的展开试验及仿真分析

对导弹折叠翼在发射环境下的展开过程进行研究,通过小型试验弹模拟真实发射环境,对两种不同刚度的折叠翼进行试验,获取了折叠翼展开过程的图像资料和弹道数据。考虑试验弹发射过程扰动带来的攻角变化,建立包含试验弹速度和攻角的折叠翼展开过程动力学模型,分析了攻角对折叠翼展开过程的影响,并与计算流体力学方法进行对比分析,得出了在翼面转动角度较大时一致性较好的结论。试验中出现了小刚度折叠翼展开不同步现象,其中下侧迎风翼面明显滞后,在动力学模型中引入试验实测的弹体速度和攻角,分析得到的结果与试验结果较为吻合,表明了该模型的正确性。     

火箭尾罩导向段分离仿真分析

飞行器采用水下发射时,在弹射阶段一般依靠尾罩来保护一级发动机,当飞行器弹射出水到达一定高度后,需将尾罩和一级尾段进行解锁分离,并靠分离机构将尾罩和主体分开,利用非线性有限元软件ABAQUS对上述过程进行数值模拟,分别得到正常和偏差状态下的两体分离运动情况,并在两体高速运动的条件下,对导向销的强度进行校核.     

弹性变形对大长细比弹箭气动特性的影响研究

采用基于N-S方程的计算流体力学(CFD)技术和基于有限元技术的结构力学(CSM)分析方法,结合动网格技术,发展一种求解大长细比弹箭静气动弹性问题的直接耦合方法.以某鸭式布局大长细比导弹(火箭)为算例,研究弹性变形对全弹气动特性的影响.结果表明:相对于刚体模型,全弹轴向力和法向力降低,压力中心明显前移,气动设计中应加以考虑.     

液体火箭发动机尾焰红外辐射计算方法

针对液体火箭发动机尾焰红外辐射传输方程计算方法、气体辐射参数计算方法以及发动机尾焰红外辐射一体化数值计算研究进行归纳总结。提出发展适用性更广的尾焰红外辐射传输方程计算方法,建立气体光谱数据库及加快开展高精度的尾焰一体化计算研究。     

固体火箭发动机尾焰注水流场实验研究

为了减弱发动机燃气射流对发射装置的冲击和烧蚀作用,对固体火箭发动机尾焰的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的流场进行了对比拍摄。对两种状态下的流型和温度场分布进行了对比分析和研究,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积从而达到降低热冲击烧蚀效应的结论。     

多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域,导致尾焰的辐射特性增强;随着飞行高度及观测角的增加,尾焰辐射特性逐渐增强;可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。     

某型火箭拦截巡航导弹命中概率分析

建立了某火箭武器系统拦截巡航导弹的命中概率模型，并采用蒙特卡洛法进行了仿真计算．仿真试验结果表明，在一定条件下，该火箭武器系统能够以较大概率命中巡航导弹。该模型为分析和评估火箭武器系统防空反导的可行性提供了理论支持。     

导弹武器系统电磁环境效应研究

全面分析了电磁环境效应的概念和研究内容，并论证了导弹武器系统电磁环境效应研究的意交。在对导弹武器系统电磁环境分析的基础上，提出了导弹武器系统电磁环境效应研究应进行的7个方面的内容。     

火箭发动机羽流红外特性研究概述

介绍了国内外火箭发动机羽流红外特性的研究进展及实验研究方法,总结了计算发动机羽流红外特性常用的求解方法及其特点,提出国内应当在辐射模型的完善及与流场计算的耦合度、高空辐射模型的建立、实验数据获取等方面开展更深入的研究工作.     

火箭羽流场数值模拟及噪声预估

采用TVD有限体积法,通过求解二维可压缩轴对称N-S方程,数值模拟了火箭发动机羽流场,并利用所得到的参数分布对噪声进行了预估研究。     

数字图像处理技术在火焰测试中的应用

开发了基于VC .NET的红外图像识别系统。应用该系统对固体推进剂发动机排气羽焰图像进行了数字图像处理,得到了排气羽焰的亮度分布,实现了固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别。处理结果表明,该系统达到了对固体推进剂发动机排气羽焰图像总体分析与参数识别的目的,为固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别提供了一种全新的方法。