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为了准确预测高超声速弹丸表面的气动热问题,在考虑热化学反应的情况下,基于SST k-ω、表面反应和二维非稳态热传导方程,建立了高速流场与弹丸结构紧密耦合的传热模型,并以某外形高超声速弹丸为研究对象,采用数值模拟方法,在不同飞行高度、不同飞行马赫数等条件下对比计算了有、无考虑化学反应时弹丸表面的气动热分布情况。计算结果表明,考虑化学反应对弹丸表面的热流密度有较大影响,弹体表面温度及其驻点处温度均有明显提高; 在飞行马赫数为5.5,飞行时间为1.5 s的情况下,随着飞行高度的增加,弹丸驻点处及弹身表面的温度会降低,但各高度上弹丸驻点处的温度在考虑化学反应较未考虑化学反应时高约200 K; 随着来流马赫数的增加,化学反应产生的热量越多,弹体表面及驻点处的温度增加越大。研究结果对高超声速弹丸的气动热预测与热防护具有一定的参考。 相似文献
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为研究投放条件对航弹与载机分离安全性的影响,采用非定常计算流体力学数值模拟方法和动网格技术,同时耦合求解六自由度弹道方程,对航弹与载机的分离过程进行模拟。给出载机在不同飞行马赫数、攻角、侧滑角、飞行高度及航弹在不同初始下抛速度、角速度条件下,航弹从载机投放后的分离轨迹和姿态变化规律,研究了这些因素对分离安全性的影响。研究结果表明:初始分离过程中载机对航弹有很强的气动干扰,对航弹的气动特性、分离轨迹及弹体姿态影响很大;随着分离马赫数、投放攻角增大,载机对航弹的气动干扰增强,航弹的分离安全性变差;对于挂载于左侧机翼下的航弹,一定的负向侧滑角有利于弹体与载机安全分离;飞行高度越高,越有利于航弹与载机安全分离;一定的初始下抛速度和适当的下抛初始角速度有利于安全分离。 相似文献
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无控飞行弹箭气动加热特性 总被引:1,自引:0,他引:1
针对无控飞行弹箭动态红外特征的数值计算问题,提出了一种计算其表面气动加热的数值方法。建立了155mm口径无控炮弹的六自由度刚体弹道仿真模型;取目标在亚声速、跨声速、超声速飞行状态下的弹道数据为来流条件,基于FLUENT进行了外流场数值模拟;分析了弹体表面压力、温度分布及驻点热流密度的变化规律,并与经验公式的计算结果进行了对比验证。结果表明,随着弹头曲率半径减小,驻点热流密度呈非线性增加趋势,马赫数越高,弹体表面的峰值压力和温度越高,且温度变化梯度越大;高温区集中于弹头及弹头部与圆柱部交接处,低温区分布在弹体尾部和底部,数值模拟与经验公式的计算值吻合较好。 相似文献
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为了分析脉冲末修弹的气动特性,建立了末修弹横向喷流工作前后的非定常数值计算模型,计算了脉冲横流在不同作用位置时末修弹的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数,揭示了脉冲横流对末修弹气动特性影响随其作用位置和弹体马赫数的变化规律。结果表明:脉冲横流对弹体阻力的影响不大,对升力和俯仰力矩影响明显。末修弹产生的附加升力系数随脉冲发动机喷口位置后移而增大,且当马赫数在0.6~1.1范围时,该系数随着马赫数增加而影响减小;气动焦点位置随着喷口位置后移亦向后移动,且随着马赫数增加而移动速度减慢。 相似文献
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在运载火箭飞行过程中,由于火箭气动外形的变化,在跨声速飞行段运载火箭整流罩柱段外部会产生跨声速激波现象。为了研究火箭整流罩外部流场中跨声速激波的变化规律,采用三维数值模拟,获取了运载火箭跨声速飞行外部流场,并采用试验结果验证了数值方法的正确性。使用数值纹影对跨声速激波进行了显示,获取了激波位置随着飞行马赫数的变化规律,研究了激波前后压差随着飞行马赫数的变化规律。 相似文献
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内埋式航炮膛口流场特性数值模拟研究 总被引:2,自引:1,他引:1
为研究飞行速度对内埋式航炮膛口流场特性的影响,基于Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,采用Roe格式分别对4种飞行速度条件下的菱形机翼中内埋航炮膛口流场发展过程进行了数值模拟,对比分析了静止条件和超音速飞行状态下膛口流场的基本特征以及冲击波强度变化关系。结果表明:超音速飞行时形成由火药燃气冲击波、分离激波、滑移面等波系构成的膛口流场结构;在一定飞行速度范围内分离激波尺寸与来流马赫数正相关;膛口附近冲击波超压峰值变化与飞行马赫数有关。 相似文献
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固定鸭舵双旋弹道修正弹的弹体受到鸭舵非对称尾流的影响,其载荷具有非对称特性。为了研究该非对称特性,通过计算流体力学(CFD)仿真和风洞实验的结果对比验证CFD方法的有效性。对0°舵偏、2°舵偏、4°舵偏的双旋弹道修正弹模型在多马赫数、多攻角下进行CFD仿真,并通过绘制鸭舵尾流的流线图和弹体压力系数云图对流场进行定性分析,通过对比弹体截面压力系数和弹体法向力、侧向力系数对弹体受力的非对称性进行定量分析。结果表明: 0°舵偏模型的弹体压力系数呈面对称,2°舵偏模型、4°舵偏模型弹体压力系数呈非对称;在给定马赫数下,3种模型弹体法向力系数随攻角变化的曲线高度重合; 0°舵偏模型的弹体侧向力系数在0附近,2°舵偏模型、4°舵偏 模型的弹体侧向力随攻角近似线性变化,随马赫数先增大、后减小;给定攻角时,4°舵偏模型对应曲线峰值约为2°舵偏模型的2倍。 相似文献
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为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。 相似文献
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