预置舵角下超空泡航行体倾斜入水弹道特性研究

为了研究预置舵角下超空泡航行体倾斜入水弹道特性,开展了入水角为20°时的试验研究。超空泡航行体由空气炮加速获得入水初速度,采用高速摄像机记录入水空泡流型,同时由内测系统记录航行体的运动参数和尾部压力变化。对预置舵角为0°和20°时的试验结果进行对比分析,给出了预置舵角下航行体倾斜入水弹道特性,并进一步研究了不同预置舵角对弹道的影响。试验结果表明：预置舵角为0°时航行体以超空泡状态沿直线运动;预置舵角为20°时出现显著的尾拍现象,轴向力和法向力增大,弹道特征体现为偏向水面弯曲,航行体最终以双空泡状态航行,弹道偏转趋势提升;增大预置舵角有助于增强航行体的弹道偏转能力。     

不同尾部超空泡航行体阻力特性数值模拟研究

为了研究在不同的后体模型情况下，通气超空泡的形态及航行体的形状阻力特性，利用商业CFD软件Fluent6．0，对无后体和四种不同后体模型的航行体进行了通气超空泡数值模拟研究．获得了不同后体模型下，通气超空泡航行体的形状阻力系数变化规律及超空泡形态变化规律，同时获得了速度和通气压力的变化对各种后体模型通气超空泡航行体形状阻力系数及超空泡形态的影响，对开展不同后体模型航行体的通气超空泡试验研究具有指导意义．     

预置舵角下超空泡航行体运动过程弹道特性研究

为研究超空泡航行体在水平面机动转弯过程中的弹道特性,采用航行体头部设置预置舵角方法实现,开展了0°、3°和6°预置舵角下航行体自由运动的试验研究。试验在水池中进行,采用高速摄影观察不同预置舵角下的空泡演化过程,采用内测装置测量航行体运动参数,获得了不同预置舵角下超空泡航行体水平运动过程中的弹道特性。试验结果表明：当预置舵角为0°时,航行体侧向力由于非定常因素扰动小幅波动,但均值基本为0;当存在预置舵角时,随着预置舵角的增大,轴向力和侧向力不断增加;预置舵角可以控制超空泡航行体的弹道水平机动转弯,且预置舵角越大、弹道越容易转弯,但舵角过大会导致航行体弹道失稳。     

超空泡航行体控制面与主空泡相互作用分析

基于有限体积法,采用均相流模型和流体体积方法开展超空泡航行体在不同空泡流型及不同控制面舵角情况下空化流场数值模拟,研究穿刺空泡情况下超空泡航行体尾部控制面与航行体主空泡之间的相互作用。数值模拟结果表明：航行体主空泡对控制面的影响表现为不同流型下控制面沾湿深度不同,沾湿深度变化量最大可达50%以上,控制面流体动力受沾湿深度影响明显;航行体尾部控制面对主空泡闭合有迟滞作用,主空泡长度平均增量约为3%,控制面存在舵角时将会引起控制面之后的航行体主空泡形态变化,可引起航行体出现不对称沾湿面,且尾部闭合流型受影响最大。因此,超空泡航行体空泡流型设计与控制律设计时应充分考虑控制面与航行体主空泡之间的相互作用。     

预置舵角对跨介质航行体入水尾拍运动影响试验

为研究预置舵角对跨介质航行体高速入水过程尾拍运动特性的影响，搭建高速入水试验平台并设计带有内测单元的试验模型，开展入水角为20°时不同预置舵角下跨介质航行体高速入水试验研究。采用高速摄像机记录入水空泡，同时由内测单元测量航行体的运动参数和表面压力，分析预置舵角对跨介质航行体高速入水过程中空泡发展特性、入水运动特性以及表面压力的影响规律。试验结果表明：跨介质航行体入水过程中先后经历滑行运动阶段和尾拍运动阶段，尾拍形成的法向过载最高可达滑行产生法向过载的2倍；入水距离约5倍航行体长度时，入水空泡形成闭合，泡内压力在闭合前后呈先降低后增大的变化趋势；入水空泡闭合时，随着预置舵角增大，形成的附体空泡与主体空泡发生分离，在预置舵角为10°时，空泡尾流出现双涡管现象；预置舵角越大，跨介质航行体入水转平/偏转能力越强，当形成单侧尾拍运动后，航行体爬升效率提升。     

超空泡水下航行器空间运动建模与弹道仿真

在包含超空泡“时间延迟”效应的基础上,建立了超空泡水下航行器空间运动模型。模型中体现了机动条件下空泡中轴线相对航行器中轴线的偏移产生的流体动力及力矩。为考察该模型在强机动条件下的准确性,进行了弹道仿真分析。结果表明所建立的模型能够描述航行器机动运动的特性;同时表明在实施极限操舵模式时,舵角极限量是影响姿态角对舵角振荡特性的关键因素。该结论对超空泡水下航行器控制技术研究具有重要意义。     

基于伯努利方程与边界层理论的水下航行体减阻特性分析

针对超空泡航行体减阻特性,基于伯努利方程与边界层理论,分析航行体在超空泡状态下相比于全沾湿状态和局部空化状态下的减阻特性,并讨论航行体的头部圆锥半角、长径比与尾部外形对航阻的影响。仿真结果表明:超空泡航行体具有明显的减阻效果;在同样的航行体长径比约束下,减小长度相比于减小直径其增阻效果更趋明显;圆台尾部相比于圆柱尾部的减阻效果随着空泡腔体的增大而渐趋弱化。     

绕回转航行体通气空泡末端泄气模式研究

通过布置在水下回转航行体表面的排气缝向已有自然空泡内通气,形成通气空泡,可改善航行体所受流体动力。基于试验研究和数值计算方法,分析通气空泡在傅汝德数(重力)、通气率共同影响下的形态特征和稳定性机理。结果表明,在不同傅汝德数和通气率下,空泡呈现两种不同的流动状态:一种是空泡在航行体表面不闭合,在回转航行体上部形成对涡结构,末端呈涡管状泄气模式;另一种是空泡末端闭合在航行体表面,形成反向回射流,在回射流的切割作用下,空泡会出现断裂和脱落,空泡呈非定常发展,末端呈回射流闭合模式。研究结果为水下航行体流体动力控制方法设计提供指导。     

用容积阻力系数评价超空泡减阻能力的研究

在水下高速航行的空化器尾部的低压区会形成空泡。文中利用二维轴对称模型,对5种不同空化器下的超空化流动进行了数值模拟。提出了容积阻力系数的方法来判断不同空化器的减阻能力,利用数值方法获得了几种空化的容积阻力系数,获得了其随空化数的变化规律,并拟合成了代数公式。文中结论可供超空泡航行体的研究与设计参考。     

弹性尾缘对超空泡航行体空泡形态与压力脉动特性影响的水洞试验研究

为分析弹性尾缘对超空泡航行体水动力特性的影响,设计一种带有可变刚度弹性尾缘的航行体模型。通过水洞试验研究了弹性尾缘航行体模型在不同压差系数、不同通气率下的空泡形态与压力脉动。试验中采用工业摄像机采集尾缘形态与流场结构,同时利用动态测试系统采集弹性尾缘区域特征点的压力脉动信息。通过空泡形态变化与特征点压力脉动变化对比分析,得到如下结论：弹性尾缘的变形随压差系数的增加而增大,当变形后的弹性尾缘直径达到航行体主体直径的1.35倍时,弹性尾缘对空泡形态有明显的影响,空泡闭合点前移至尾缘前方,尾缘后方的模型表面进入沾湿状态且压力增大;变形继续增加后,弹性尾缘后方形成了剧烈波动的尾空泡并导致沾湿面积减少,模型表面压力减小。     

一种新型水下栅格翼的空泡水动力试验

为了寻求一种新型的适用于水下航行器上的栅格翼,开展了栅格翼外框剖面形状及格片数量对其流体动力特性影响的试验研究.通过对试验给出的4种栅格翼的流体动力特性研究发现,其中一款低阻力外形栅格翼其剖面形状具有一定的减阻效果;增加栅格翼格片的数量可以提高升力,但同时也会增加阻力;当栅格翼产生空化后,其升力急剧下降,而阻力略有降低.本文的试验结果可以为水下栅格翼的外形设计提供参考.     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

基于负压梯度翼型栅格翼设计与水中数值分析

为改善栅格翼的水动力性能,基于流动不分离理论设计了负压梯度翼型,并将其运用于栅格翼的设计; 数值模拟研究了该翼型与NACA0015翼型在一定的空化数和攻角条件下的升阻及压力分布特性; 探究了3种叶片间距的负压梯度翼型栅格翼在不同攻角下的升阻、压力及空泡几何形状。结果表明,含攻角时,该翼型对应的临界空化数要比NACA0015的小,但二者升阻系数基本一致; 小攻角情况下,栅格翼叶片数量增加时升力会趋于一常值,但阻力会不断增加; 大攻角情况下,叶片数量的增加会导致升力和阻力均明显增加。对于同一叶片间距的栅格翼,攻角越大,栅格翼叶片由上至下空泡的长度和厚度减小的速率越大。对于不同叶片间距的栅格翼,叶片数量越大,各个叶片的压力干扰越剧烈,压差阻力越大,导致升阻比降低。同时,剧烈的压力干扰会导致栅格翼的空泡长度增加。因此,在满足水动力特性要求时,基于该文翼型设计负压梯度翼型栅格翼应尽量减少叶片数量。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明：在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大;非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

Computational and Experimental Investigation on Aerodynamic Characteristics of Terminally Sensitive Projectile with S-C Shaped Fins

The design of terminally sensitive projectile scanning platform requires a better understanding of its aerodynamic characteristics.The terminally sensitive projectile with S-C fins has a complex aerodynamic shape,which is constructed with small length to diameter ratio cylindrical body on which two low aspect ratio fins are installed.The study focuses on the effect of fin aspect ratio on the aerodynamic characteristics.Simulation was carried on based on computational fluid dynamics(CFD) method,and the pressure distribution characteristic,drag coefficient,lift coefficient and rolling moment coefficient varying with attack angle were obtained.A free flying experimental investigation focused on the kinetic aerodynamics was made.The results show that the fins provide sufficient drag to balance the terminally sensitive projectile weight to keep it flying at low and stable speed.The lift coefficient has a negative linear varying with attack angle.The rolling moment decrease with the increase in attack angle and the decrease in wing span area.     

四边形格壁后掠式栅格翼气动特性研究

格壁剖面形状不同的栅格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面栅格翼比矩形剖面栅格翼减阻能力更好.文中基于此对后掠45°的栅格翼进行数值模拟研究,结果表明,投影尺寸相同的3种四边形后掠式栅格翼与其正置式相比均能够有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的栅格翼气动特性均优于矩形剖面后掠式栅格翼.     

超空泡航行体外形设计及航程分析

航行体形状及长细比等参数对超空泡航行体的阻力特性及运动稳定性有着直接的影响,并最终决定航程大小.基于Fluent6.2中的空泡模型对一定速度范围内的超空泡航行体的两相流流场进行了数值模拟,比较了4种不同外形的超空泡形态及阻力特性,并对其航程进行了分析,为给定初速下航程最大的超空泡航行体外形设计提供了理论依据.     

格栅翼外形参数对气动特性影响的数值计算研究

用计算流体力学方法系统地研究了格栅翼的格数、格壁厚度、格壁前后缘倒角对格栅翼气动特性的影响。结果表明：格数增加使格栅翼的阻力和升力都增大,而阻力增大得更显著;格壁厚度对阻力影响较大,对升力影响较小,格壁厚度增大,格栅翼的阻力显著增大;格壁前后缘倒角使阻力明显减小,而对升力影响不大。     

栅格翼翼身组合体超声速滚转阻尼特性

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性,采用求解定常状态N-S方程的方法,对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究,并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较.对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小,该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法.计算结果显示在所研究的攻角范围内,栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折,Ma=2.5时出现严重的气流壅塞现象;滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,背风面栅格翼受组合体分离流的影响较大.     

超声速下栅格舵展开过程数值模拟

栅格舵从折叠到展开的过程中气动特性变化剧烈,对展开可靠性和导弹整体气动特性的影响都比较大。针对栅格舵这种复杂的构造形式,生成了带有棱柱层的非结构网格,再结合重叠网格技术对栅格舵导弹超声速绕流流场进行了数值模拟,计算结果与风洞试验结果吻合较好。在此基础上,对超声速下栅格舵动态展开过程的非定常流场进行了数值模拟,分析了栅格舵导弹动态气动特性的变化规律。