基于非结构嵌套网格的低空大动压头罩分离数值模拟

为准确模拟低空大动压恶劣环境下头罩分离的全过程,利用多面体非结构动态嵌套网格技术,耦合求解雷诺平均纳维-斯托克斯控制方程(Naiver-Stokes equations, N-S)和六自由度运动方程(6-Degrees of Freedom, 6-DoF),实时计算头罩分离过程中的刚体与流体相互耦合的动态分离运动。结果表明:采用数值模拟方法可得到清晰直观的分离轨迹,同时需合理配置主动分离力大小、作用行程、质心位置才能保证头罩分离安全;随着头罩分离张角的增加,高速气流进入头罩并在头罩和飞行器本体之间的间隙出现"填充-滞止-泄流"流动现象,直接影响头罩气动力变化。     

级间分离气动力特性数值研究

对超声速飞行弹体级间分离过程中的流场开展了数值模拟研究,得到了两级弹体在不同分离状态下的气动特性.计算中采用分区多块网格技术,并对计算所得的气动力结果进行摩擦阻力修正.根据计算结果,分析了主级通气和非通气两种状态下的流场结构和气动力变化特性;研究了弹体气动力随马赫数的变化规律.     

整体式头罩分离运动轨迹可靠性分析

针对导弹整体式头罩分离运动过程,为了获得不同工况下头罩分离轨迹的可靠度,采用最小二乘方法拟合罩体运动轨迹曲线,通过多元线性回归方法建立拟合参数与飞行状态参数间关系;建立了安全边界方程,利用蒙特卡洛方法计算罩体运动轨迹的可靠度;考察了罩体运动过程中各随机变量变异系数对可靠度的影响;获得了整体式头罩分离运动的可靠性基本规律,为头罩分离机构设计和可靠性分析提供技术参考和有效方法。     

超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟

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.     

某头罩分离装置分离全过程仿真计算

为解决头罩分离抛射过程中计算复杂的问题,提出一种对其分离全过程的仿真计算方法。借鉴小型火箭 发动机的工作原理,通过燃气生成规律,建立分离装置的数学模型,分别对拉断螺钉剪断过程、头罩壳体运动过程 和头罩分离装置侧抛过程进行分析,对头罩分离装置内弹道和轴、径向分离速度进行仿真计算。仿真结果表明：该 方法对产品的设计具有参考价值,可以节约研发成本和研制周期。     

航天运载器尾舱高空热环境数值分析

航天运载器在70 km以上高空高速飞行,火箭发动机的喷流是影响其尾舱热环境的主要因素之一.采用代数方程和偏微分方程相结合的多块网格生成方法,达到热流计算中对近壁面网格的正交性和分布上的要求;通过改进的NND有限体积法高超程序,数值耦合求解多组分NS方程、湍流方程、热辐射方程和非平衡化学反应方程,提高了壁面热流计算的精度.计算结果与飞行遥测及地面实验结果对比分析表明,所采用的计算方法及得到的结果是正确有效的.     

小型察打无人机投弹非稳态干扰下六自由度仿真

小型察打无人机投弹前后无人机状态发生突变,且存在机弹干扰,需要分析机弹分离对载机的安全性影响。文中采用基于动网格的非定常流场求解技术耦合外挂武器六自由度运动方程,给出察打无人机实时非稳态干扰气动力。将干扰气动力作用于无人机六自由度模型,建立了包含控制系统的察打无人机投弹六自由度非线性仿真系统。针对某察打无人机,就不同挂弹方案对无人机平台飞行状态的扰动进行了仿真分析。     

航天飞机固体火箭助推器分离系统

航天飞机固体火箭助推器(SRB)的分离方法类似于大力神Ⅲ。可是,主要由于有轨道器,所以SRB分离系统的设计必须满足特殊的要求。研究脱离有翼、正在推进的载人航天器的并联助推器的超音速分离问题,由于SRB的不平衡推力和复杂的气动力而变得复杂化。本文论述了SRB分离系统、分离程序和飞行控制方法,介绍了签定飞行分离系统所采用的方法以及该系统在STS-1和STS-2上的性能,概括了首次在真实飞行条件下对整个分离系统的试验。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的三维数值模拟

尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳过程对其飞行稳定性与效能具有非常重要的作用。为了描述脱壳过程中卡瓣与弹体之间的气动干扰以及卡瓣相对弹体分离的六自由度（6DOF）运动轨迹,基于流体力学控制方程与外弹道6DOF运动方程,利用动网格技术,对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹托在气动力和重力作用下相对弹体分离的三维流场进行了数值模拟,得到了不同分离阶段的流场特性与各卡瓣、弹体气动系数随时间的变化曲线,揭示了弹托分离过程中,卡瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程。耦合6DOF方程计算了各卡瓣的运动轨迹与相应的气动参数,计算结果与文献［15］实验结果相符,表明数值模拟空气动力学与飞行力学相互耦合的控制方程是一种研究尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的新方法。     

美国高超声速飞行器级间分离控制技术研究

高超声速飞行器采用复杂气动外形,级间分离过程中飞行动压比较大,存在非常强的气动力干扰作用,使得高超声速飞行器级间分离控制成为了亟待解决的关键问题。以美国航天飞机、X-43A、Ares I火箭为例,介绍了美国在高超声速飞行器级间分离控制技术方面的研究成果,包括分离方案、控制策略、仿真分析、飞行试验结果等。     

筒射串翼无人机展开动力学分析

对折叠串翼无人机发射展开过程的动力学分析是无人机总体设计和展开机构设计的关键。基于Newton-Euler方法建立描述串翼无人机展开的多刚体动力学模型。基于嵌套动网格方法计算机翼展开过程中的非定常气动特性,并与稳态气动参数进行比较。结合展开过程的气动特性变化和多刚体动力学模型,分析机翼展开速度和展开顺序对发射展开段弹道扰动的影响。仿真结果表明：机翼展开速度过快或者过慢都会对展开段弹道有较大扰动,当展开速度过快时惯性力起主要作用,当展开速度较慢时气动变化起主要作用;同时,前翼先展开、后翼后展开不利于初始发射段弹道的稳定,而前翼后展开、后翼先展开有利于初始发射段弹道的稳定;采用前后机翼同时展开且展开时间为0.20 s的展开方式能够满足尽量减小对弹道的扰动要求。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

基于气动耦合的导弹适配器初始分离弹道数值分析

为了准确预测与导弹分离后导弹适配器的初始分离弹道,使用基于局部重构方法的动网格技术,将适配器的运动与流场的变化耦合。通过CFD方法实时求解适配器飞行过程中的气动载荷,并对适配器的六自由度运动微分方程进行求解。使用基于尺寸函数的局部重构方法对适配器周围网格进行更新。通过数值计算得到了适配器在初始分离弹道阶段的气动载荷系数曲线,以及适配器的分离速度、角速度曲线和分离飞行轨迹,并与试验结果进行了对比,两者高度一致。结果表明,在分离初速的作用下,适配器与导弹的距离逐渐增大,在气动力作用下适配器发生偏转,直到初始分离弹道结束适配器未与导弹发生碰撞。     

基于改进粒子群算法的旋转弹气动系数快速辨识

为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8～1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%～50%,但马赫数在1.25～2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。     

非零攻角和侧滑角条件下弹托不同步飞离的数值模拟

对弹药在不同条件下的发射过程进行研究是研制弹药的重要一环,它有助于弹药适应现代战场复杂多变的发射环境。为了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的射击精度和飞行稳定性,通过非结构化动网格技术和用户自定义函数耦合计算流体力学和六自由度外弹道程序,对非零攻角和侧滑角条件下APFSDS弹托相对弹体动态分离过程进行了数值模拟,获得了非零攻角和侧滑角条件下弹托分离流场、六自由度运动参数以及弹体气动参数的变化情况。结果表明：在非对称来流的影响下,弹托分离流场呈现非对称性,引起弹托受力不均匀,从而导致弹托非对称、不同步地飞离弹体,加大弹体受到的扰动,最终降低弹丸的射击精度和飞行稳定性。     

高超声速航天器最优再入大回转轨迹与控制

研究了飞回型可重复使用航天器以高超声速再入返回的最优大回转轨迹设计和轻制方法,分析了飞回型航天器再入中靠气动力实现轨迹大回转的关键技术,建立了最优再入的数学模型.采用极大值原理和共轭梯度法求解最优再入大回转问题.通过仿真,得到了考虑大回转的最优再入轨迹特性及其控制规律,分析了转弯开始时刻和滚转角对再入中倾斜转弯控制特性的影响规律.探讨了高超声速大回转再入的控制方法.     

一种异形卷弧翼弹气动特性的数值模拟

采用CFD方法计算了一种异形卷弧翼弹的气动特性，得出了轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数曲线，所计算的系数可以用于弹的外形结构设计和弹道仿真。     

格栅舵控制巡飞导弹纵向动态特性分析

为了研究某型采用格栅舵进行控制的巡飞导弹的纵向动态特性,分析了飞行时格栅舵偏转提供的控制力,采用小扰动线性化理论对气动力、气动力矩与运动方程进行了线性化,建立了纵向扰动运动方程组.选取巡飞初始状态为特征点,计算出该状态下各动力系数的值,由扰动运动方程组求得纵向自由扰动下各运动偏量的动态响应及以舵偏为输入的各偏量传递函数...     

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。     

靶弹动力学模型参数辨识与弹道仿真

建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。