侧向支柱对高速旋转冲压增程弹用进气道影响的数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对高速旋转含侧向支柱双锥外压轴对称冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。通过数值模拟得到了对应于不同旋转角速度、不同侧向支柱形状以及不同来流攻角情况下,临界工况时超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构。当高速旋转进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则增大明显。随着转速和攻角的增大,进气道综合性能均有所降低。数值结果显示,采用菱形截面的侧向支柱形状的进气道性能最优。     

固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究

利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。结果表明:数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致;随着攻角的增大,流入进气道的空气流量减少,总压恢复系数降低,出口马赫数基本保持不变;在亚临界状态下,总压恢复系数受攻角的影响显著增大,其值甚至比临界状态时还要低;此外,在同一来流马赫数下,总压恢复系数随进气道出口反压的增大而增大。     

攻角对炮射冲压发动机进气性能的影响

采用结构化网格与二阶精度流场分区求解技术,对某冲压发动机超音速进气道特性进行了深入研究.通过数值模拟得到了在飞行高度3000m、飞行速度2.5Ma、不同攻角情况下,超音速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,详细分析了攻角对进气道总压、流量等工作参数的影响.结果显示,随着来流攻角的增大,此进气道总压恢复系数变化不大,流量系数逐渐降低,而流场畸变则明显增大.     

超声速轴对称进气道流场的数值模拟

利用有限体积法求解二维轴对称可压缩N-S方程,对超声速弹用进气道内外复杂流场进行了数值模拟,数值格式为二阶迎风格式,所得流场结构清晰。研究结果表明：随着来流马赫数的增加,总压恢复系数随之下降,稳定工作范围增大,同时流量系数逐渐增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;在同一来流马赫数的超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾正激波向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高,进气道出口马赫数减小,出口流场畸变程度降低。     

旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究

以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究.通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系.对计算结果和部分试验结果进行了比较,获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近,计算流量系数稍高于试验值.进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致,规律性明显.     

旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究

以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究．通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系．对计算结果和部分试验结果进行了比较,获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近,计算流量系数稍高于试验值．进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致,规律性明显．     

固体燃料冲压发动机高速旋转对进气道稳定工作范围的影响

为了研究高速旋转对固体燃料冲压发动机进气道稳定工作范围的影响,利用计算流体力学软件对所设计的进气道在马赫数为3.0的设计状态进行了数值模拟,获得了进气道在不旋转、转速分别为10 kr／min和30 kr/min的稳定工作范围、流场结构和总体性能。结果表明：转速越高进气道稳定工作范围越窄,但变化较小,对进气道的流场特征和各性能参数的影响较小;高速旋转时进气道的总压恢复系数、出口马赫数比未旋转时略高,流量系数和总压畸变指数基本没有变化。     

低速大攻角下机腹双弯涵道空气动力性质研究

研究了在低速大攻角下机腹双弯涵道的气动特性.通过试验得出:机腹双弯涵道出口截面的总压恢复系数与出口马赫数成反相关,与紊流度、稳态周向畸变指数和综合畸变指数成正相关;在243 Hz处,进气道出口总压信号的功率谱有峰值,对应出口马赫数为0.38,内涵道存在局部流动分离;涵道在低速大攻角状态下比在地面时具有较高的总压恢复系数,较大的综合畸变指数.     

侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响

低来流马赫数时,侧向压缩将是RBCC发动机进气道的主要压缩形式。文中开展了侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响研究。采用数值模拟方法获得了进气道的流场分布和性能参数。结果发现,不同侧向收缩比的进气道在起动过程中都伴随着流场结构的突变,且该突变和总压恢复系数的突然增加是同步的,这种同步性对应的来流马赫数就是进气道的起动马赫数。对于RBCC侧压式进气道,需权衡利弊,选取大小合适的侧向收缩比。     

马赫数4.0颌下等熵混合压缩进气道技术研究

对一种设计马赫数4.0的等熵混合压缩颌下进气道进行了研究,采用计算流体力学和风洞试验两种手段,得到了进气道性能特性以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律。研究表明：相同设计马赫数下等熵压缩颌下进气道性能高于三锥压缩颌下进气道的性能;等熵压缩进气道在较小攻角下达到性能极值,随着攻角增大压缩效率和流量系数均会降低,随着侧滑角增大,性能降低;进气道出口流场不均匀度随着攻角的增大逐渐增大,流场畸变度不断增大;等熵压缩颌下进气道对攻角的变化比较敏感,适于以一定速度范围长时间巡航状态的导弹。     

超声速二元进气道吸除装置工程设计方法探索

针对一种起动马赫数Ma=2.0、设计马赫数Ma=3.0的超声速进气道,首先结合等激波强度和数值模拟的方法,分析了进气道各几何参数间的相互制约关系并设计了一种性能较优的传统构型。在此基础上,分析了不同边界层吸除装置对进气道性能的影响。结果表明,恰当的选择吸除装置和吸除流量,可明显增强进气道能够承受的最大反压并改善进气道在起动马赫数和设计马赫数下的总压恢复系数。探索了吸除装置合理的设计方法,可为工程设计提供一定的理论支撑。     

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.     

冲压增程弹丸进气道复杂湍流流畅数值仿真

应用二阶隐式TVD格式对固体火箭冲压发动机增程弹丸超音速进气道内部湍流流场进行了数值仿真。通过对交叉楔面超音速湍流流场数值仿真结果分析，并与实验结果比较，显示该算法和编制的程序是可靠的，能够准确仿真具有激波一激波、激波一边界层相互作用的复杂湍流流场。通过数值仿真得到了不同出口反压条件下超音速进气道湍流流场复杂的波系结构，并分析了流场的发展过程和出口反压对进气道性能的影响，为今后进一步深入研究提供了理论基础。     

无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性

为了研究某无翼式布局制导火箭弹进行俯仰操纵时非线性气动特性对弹箭操纵性的影响,通过模型风洞试验和数值计算相结合的方法,分析了不同马赫数、舵偏角和攻角等因素对该火箭弹气动特性的影响。对模型进行超声速风洞试验,试验结果表明,俯仰操纵负舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先增大后减小,正舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先减小后增大。采用ANSYS FLUENT对不同工况下该弹气动特性进行数值计算,计算结果表明,得到的俯仰力矩与风洞实验结果吻合较好,最大误差仅为4.6%。各部件气动特性分析结果表明:弹身的压心在负舵偏角时前移,正舵偏角时后移; 上尾舵受弹身干扰影响法向力效率降低; 负舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角减小,正舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角增大; 各部件共同作用下弹箭气动特性呈非线性。