基于化学反应的高超声速弹丸头部气动热预测

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。     

高超声速弹丸头部气动热研究

采用有限体积TVD差分格式求解三维欧拉方程,数值模拟了来流马赫数Ma∞大于5的弹丸流场.利用数值计算求得相关参量,并代入求解热流密度的经验公式,得出弹丸头部的热流密度和温度分布情况.此研究是计算热流密度的尝试.计算结果表明,求出的热流密度分布符合基本规律.     

暴雨环境下的弹丸气动特性数值模拟

为了研究暴雨条件对弹丸气动性能的影响,本文采用计算流体力学方法对极端暴雨条件下的弹丸气动特性开展数值模拟,通过求解三维定常可压缩的Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型来计算流场,利用双向动量耦合的Eulerian-Lagrangian方法对流场中离散的雨滴粒子进行轨迹追踪,并考虑由于气流湍流引起雨滴粒子的随机扩散效应以及雨滴粒子与弹丸表面的相互作用,分析了攻角和液态含水量对M910弹丸和某120 mm迫弹气动参数的影响。研究结果表明,暴雨环境对两种弹丸的升力系数均有较大的影响,当马赫数为0.7时,M910弹丸升力系数最大下降了14.5%,120 mm迫弹升力系数最大下降了21.9%,并且影响程度随着攻角的增大而逐渐降低; 两种弹丸的阻力系数受暴雨影响较小; 由于尾翼的原因,暴雨对迫弹(尾翼弹)的影响程度高于M910弹丸(旋转弹); 弹丸表面形成的不均匀水膜层以及雨滴粒子碰撞导致弹丸边界的动量损失是影响弹丸气动性能的主要原因。     

导弹头部气动加热的流固耦合数值模拟

采用非定常数值模拟方法对某型号远程导弹头部气动加热问题进行了研究。提出了一种流固耦合的计算方法，在求解流体力学控制方程组的同时，求解流体与固体表面的热传递方程以及固体区域的能量方程。计算获得了各个时刻流场内的温度、压力、速度等参数的空间分布，同时得到了导弹头部固体区域及导弹内部的温度变化。研究表明，采用流固耦合方法对气动加热问题进行模拟，可以得到合理可用的弹表温度数据。     

临近空间飞行器再入滑移区气动热数值模拟

计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗 费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD 方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2 阶滑移条件的N-S 方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC 结果和文献数据进行对比分析。结果表明：滑移条件使 壁面热流分布更接近DSMC 模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带 滑移条件的CFD 方法模拟的流场结构存在一定误差。     

弹带对高速旋转弹丸气动特性影响的数值模拟

为了研究弹带对高速旋转弹丸气动特性的影响,采用2阶Roe差分格式求解三维Navier-Stokes方程,湍流模型为SST k-ω模型。采用滑移网格技术处理弹体旋转引起的运动边界。以文献［6］进行风洞实验的155 mm无弹带弹丸为算例,数值计算结果与风洞实验数据吻合良好。分别对含弹带与无弹带弹丸在不同来流马赫数与攻角条件下的绕流场开展数值模拟,得到二者流场结构图谱及气动特性差异。分析结果表明：两种弹丸计算模型在弹带之前的压力分布基本一致,但弹带将诱导弹丸气动阻力面积增大,阻力系数有一定程度的升高,而且在弹带之后二者的压力分布差异较大;弹带因素对旋转弹丸气动特性的影响不可忽略。     

高速飞行器气动热结构耦合分析及优化设计

气动、热和结构三学科之间的耦合关系是高速飞行器面临的核心问题之一。文中利用强弱耦合关系简化了气动热结构耦合问题,并基于气动加热、瞬态热传导、热结构、热模态和热颤振的单向耦合关系来分析热弹性问题,建立了气动热结构多学科集成分析平台。针对各子学科耗时问题,文中采用了增广的自适应响应面优化策略完成了气动热结构多学科设计优化,在提高了颤振速度的同时,使升力面结构质量有了一定的降低。     

气动热与热响应的耦合研究

气动加热会导致飞行器表面温度的剧烈上升,该问题及热防护问题已成为高超声速飞行器设如何正确模拟气动加热与结构热响应的耦合一直是工程应用领域的难点.针对该问题,提出了一种新方法,采用工程算法求解流场的气动热,并与结构热响应的求解实现紧耦合.选用二维圆管模型,验证了该方法的可行性.用该方法求解具有工程背景的三维算例,既保证了计算精度又节省了计算时间.     

高超声速飞行器气动热结构耦合问题研究

回顾了超声速飞行器发展历程与现状,对近年来国外针对气动-热-结构三学科耦合问题的研究进行了总结归纳;从物理含义出发,分别对各子学科之间的相互耦合关系以及各自的建模方法进行了总结;给出了计算方法和求解思路,总结了国外对于热气动弹性问题的研究进展;最后讨论了真实气体效应对耦合问题的影响。     

RBCC巡航飞行器气动耦合特性数值分析

以火箭基组合循环（RBCC）发动机为动力的高超声速巡航飞行器的气动力、推进系统、结构之间存在很强的耦合作用,文中基于二维无粘可压缩流理论和单步有限化学反应模型对此飞行器在巡航状态进行了一体化数值计算以分析这种耦合特性.考虑了不同飞行攻角、不同燃料流率下气动参数,包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的变化规律.结果显示,增加飞行攻角,可以提高飞行器升力,同时阻力也相应提高,但升阻比是先快速增加,然后逐渐达到某一最大值,俯仰力矩随飞行攻角的增大而减小;增加发动机的燃料流率,飞行器升力将相应提高,而阻力基本没有变化,升阻比提高,而俯仰力矩降低.     

高超声速炮弹气动数值模拟

针对高超声速弹丸飞行阶段的计算研究中,除了对其进行气动热模拟之外,另一项重要任务就是气动力的计算问题,采用SST k-ω湍流模型,运用AUSM+格式对非定常三维可压缩流体进行了数值模拟,再现了高超声速条件下炮弹周围复杂的流动现象,得到了流场的分布规律.计算结果表明,在研究范围内,高超声速弹翼组合体数值计算结果与工程计算结果吻合较好,为进一步高超声速炮弹研究提供了技术参考.     

引信外形对超高音速弹丸气动特性的影响仿真

为了研究引信外形对弹丸气动特性的影响,通过Fluent软件对装配不同外形引信的57 mm口径人工增雨防雹弹弹丸的阻力特性进行仿真,得到了不同外形下阻力系数与马赫数的关系曲线。弹头引信头部轮廓形状的微小变化如锥角变化对阻力系数影响不大,顶部形状为圆头和平头时,阻力系数稍有差别,总体影响较小。弹底引信外露部分长短对阻力系数影响较大,外露部分增长会减小阻力系数。弹底引信有凸出部位时,其阻力系数等于和其全长等长的弹丸的阻力系数。     

高超声速导弹头罩气动加热数值模拟

以某型中程弹道导弹头罩在工作时间内的气动加热为研究对象,采用数值求解N-S方程、k-ε湍流模型的方法,得到了导弹头罩温度、热流密度随速度变化的规律。结果表明:头罩在工作时间内随着导弹高度的上升和速度的增加头罩外部的温度增加,热流密度在速度为5 Ma时最大,驻点位置在头罩尖端。     

超声速、高超声速弧形翼气动特性数值研究

文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．取得了较为满意的计算结果。     

高空状态下高超声速乘波飞行器气动性能模拟

运用以分子动力学为基础的直接仿真的蒙特卡罗(DSMC)方法,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件系统。以某型航天飞机再入大气层为例,验证了系统的有效性。对乘波构型飞行器在高度为70～100 km的临近空间区域的气动性能进行了模拟,研究了稀薄气体效应对高超声速乘波构型气动特性的影响。由于70～100 km的临近空间区域处于连续介质区与温度和速度跳跃区,在DSMC的模拟中为避免模拟陷于大量的分子碰撞计算,对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进。研究结果表明：在临近空间区域,乘波构型的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势;DSMC模拟结果与NS方程模拟结果随着高度增加,两者差距逐澌增大,稀薄气体效应逐渐显著;DSMC方法的模拟中,经过多次计算,最终确认在每个网格区域内15次有效碰撞次数足以模拟气体的宏观物理特性。     

末制导炮弹膛内滞留受热模型及其数值仿真

以研究炮射末制导炮弹发射热安全性为背景,建立了末制导炮弹滞留预热身管中受热的一维瞬态简化数学模型,仿真了某大口径火炮在不同射击方案以及不同环境温度下,弹丸滞留身管中的温度响应过程,并预测了其安全停留时间,部分仿真结果得到相关实验的支持。建立的模型与方法对于弹丸发射尤其是末制导炮弹发射的热安全性设计与评估具有普遍的理论与实际意义。     

紧凑型聚能装药射流成型的数值模拟

为研究药型罩结构参数对K装药射流成型的影响,利用ANSYS/LS-DYNA软件对其成型过程进行数值模拟,得到了结构参数对射流的头部速度、长度、动能和能量利用率的影响规律,并对有无波形控制器的情况进行了分析。研究表明:药型罩高度40 mm相似文献   

具有瓦片翼的旋转子弹气动特性数值研究

为了预估具有瓦片翼的旋转子弹气动特性,文中采用求解准定常流场的方法,对其进行数值模拟,结果表明:不旋转状态下数值模拟的结果与实验值一致性较好,高阻力、低升力的特点与常规弹箭正好相反,但是法向力特性与常规弹箭一致;旋转状态下低转速时法向力和静态参数类似,但高转速时法向力出现了反号,转速对俯仰力矩的影响也不同;提出旋转状态的气动参数mCNz不能判定静稳定性,并采用火箭外弹道学对导弹稳定性的判定准则对旋转子弹动稳定性进行了分析.