高速火箭弹的气动加热计算

研究了高速大长径比火箭弹在弹道飞行中由于气动加热而引起的温度分布,为设计提供参考数据.通过理论研究,建立数学模型,运用数值计算方法对全弹体在全弹道上进行气动加热计算分析,得出了火箭弹在弹道飞行中,由于气动加热而引起的温度分布.运用数值计算的方法可以在设计阶段为高速火箭弹的设计提供气动加热方面的参考数据.     

弹头引信飞行气动热数值模拟及传热规律研究

炮弹、火箭弹增程后射击精确度明显下降,并且出现瞎火甚至早炸问题,而飞行气动热是火箭弹弹头引信热特性的主要影响因素.以某型号火箭弹为研究对象,通过Fluent软件仿真,获得了火箭弹引信在弹道飞行过程中,各个时刻的驻点温度和锥面空气附面层温度分布.通过对内部传热模型的建立和瞬态解算,揭示了弹头引信内部各关键点的热变化规律.仿真结果显示:温度变化对速度变化具有很好的跟随性,并能为引信电源热利用提供依据.     

亚燃冲压发动机热环境分析研究

液体冲压发动机的飞行速度超过马赫数(Ma)3时,气动加热情况急剧增加,高速带来的高温问题就会给冲压发动机的结构设计和设备布局带来困难.高速飞行的冲压发动机热环境主要由动力系统和气动加热两部分组成.按照传统的传热计算方法,可确定燃烧室部位的热环境数据,气动加热则与工作条件、飞行状态密切相关,在工程应用方面还需要考虑环境温度、太阳辐射、飞行器的颜色、冲击波等条件.     

低速旋转火箭弹飞行弹道偏流分析

低速旋转火箭弹在飞行过程中，由于章动因素的影响产生偏流．本文根据外弹道学理论给出偏流的计算方法，并结合实例给出仿真模拟结果，通过计算分析偏流对多管火箭弹飞行轨迹的影响．     

弹箭弹道参数对气动参数灵敏度分析

在弹箭飞行过程中,由于各种随机因素的干扰,弹箭飞行动力学模型中弹道参数将发生随机变化.给出考虑角运动时弹箭动力学系统数学模型的弹道参数对气动参数灵敏度计算方法.通过实例进行仿真模拟,分析弹道参数对气动参数的变化规律.     

火箭外弹道特征点修正解算方法研究

采用二自由度的质点弹道微分方程组,对火箭弹弹道特性以及弹道诸元的求解方法进行了研究.在合理选择适用于二维弹道修正的火箭弹弹道运动模型的基础上,利用插值解析法求解弹道诸元的数据后,提出了针对火箭外弹道特征点修正解算的方法,并对射程修正量和方位修正量进行了仿真计算.仿真计算结果表明:当修正处于弹道升弧段,射角小于等于45°和大于等于50°时,射程横向修正量出现相反情况,降弧段修正所产生的横向修正量无此关系.这说明处在升弧段的修正所产生的射程横向修正量与修正时的初始弹道倾角有关.这也为以后执行机构对火箭弹的运动轨迹进行一次或多次修正提供了理论计算参考依据.     

高空远程滑翔UUV气动参数仿真与估算研究

为了研究高空远程滑翔UUV气动参数特性,运用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)理论,采用结构和非结构分域混合网格方案,确定计算域、边界条件、求解Navier-Stokes方程对亚音速下高空远程滑翔UUV三维绕流流场进行数值模拟。仿真数据与估算数据进行对比,分析UUV的纵向气动特性、横向气动特性和操纵导数特性,结果显示,仿真数据与计算数据吻合较好,并且其气动特性满足航行器的低阻特性和静稳定性的要求,两种计算方法的准确性进行了相互验证,不仅利于下一步进行航行器的操纵性、稳定性和弹道特性研究,而且为进一步完善设计和模型加工试验提供重要依据。     

一种高精度弹丸全弹道飞行时间测量方法

为解决兵器试验中弹丸全弹道飞行时间测量时地形地貌复杂、弹道线长、首落区地域时差、传输信号弱等因素对测试结果影响的问题,提出一种以卫星授时为基础的高精度弹丸全弹道飞行时间测量方法。简介试验测试系统的组成、工作原理及测试操作流程,并通过某型号火箭弹外场试验测试及数据分析验证该系统的布局合理性、操作可行性及测试高效性。试验结果表明,该测试系统设计简单可靠、性能稳定、测量数据准确,弹丸飞行时间的测量精度约为1ms。     

超高速飞行器气动外形对电波传播特性的影响

等离子体鞘套会对飞行器的无线通信信号产生强烈的干扰,甚至中断信号而威胁飞行器的飞行安全．为了解不同气动外形对电波传播特性的影响,文中研究了典型飞行器外形(钝头和尖头)外部鞘套的电波传输特性．首先,采用商业软件COMSOL计算不同飞行条件下的流场分布,生成离散鞘套模型数据．然后,结合等离子体中电波传播理论,采用高维Lagrange插值以及Runge-Kutta等方法数值地求解电波在鞘套中的射线方程,得到电波轨迹和衰减以及一些新的传播特性,并对这些传播特性的物理机制进行了分析．结果表明,在相同条件下,钝头飞行器对电波的干扰明显地强于尖头,表现出丰富的传播现象．取得的这些结果,能够为超高速飞行器设计提供参考,并进一步推动相关问题的研究．     

多功能战斗部毁伤元动态形成特性数值模拟与试验研究

某型单兵火箭弹采用爆炸成型弹丸（EFP）和预制破片复合多功能战斗部,为了研究EFP和破片毁伤元动态飞散特性,笔者使用非线性动力学分析软件AUTODYN对战斗部动爆过程进行仿真计算,结合弹道空炸动爆试验,使用高速摄影对EFP和破片动态飞散特性进行记录分析,结果表明AUTODYN仿真计算结果与试验结果吻合度较好,可为后续设计提供参考。     

稳态数值模拟在轿车外气动噪声源预测中的应用

以某轿车模型和不同形状参数的外后视镜模型为研究对象,通过稳态雷诺平均那维尔斯托克斯方法求解轿车外流场。根据流场计算结果,应用Lilley公式获得轿车车外气动噪声源分布。数值模拟结果与文献[4]中风洞试验数据吻合较好。此外,还总结了外后视镜形状参数对气动噪声的影响,通过外后视镜区域压力分布解释了其形状参数影响气动噪声的原因,为轿车设计初期阶段降低气动噪声提供参考。     

弹头壁面温度场建模及红外辐射特性研究

空间目标红外信号难以进行实测,主要依靠建模仿真得到．通过建立飞行于弹道中段目标的壁面温度场模型,以弹头及两种诱饵为仿真对象,考虑表面材料及内热源对弹头温度的影响,采用有限体积法求解壁面空间温度场分布,得到了全弹道内表面平均温度及辐射度变化规律．进一步分析目标对环境辐射的反射,计算了目标的辐射光谱分布．仿真分析表明,弹头及诱饵间表面温度分布、辐射度变化率、光谱分布均有很大差异,为红外探测识别提供了基本参数和理论依据．     

小孔气动延期解除保险机构可行性探讨

本文在空气动力学分析的基础上，利用弹丸飞行弹道空气动力信息作动力源，对小孔气动延时工作原理、具体结构和理论建模进行了初步探讨与研究。实例计算表明，有良好的延期效果。为微旋或无旋弹丸引信延期解除保险机构的设计，提供了一种新方法、新途径。     

转捩过程对旋翼悬停模拟的影响分析与研究

悬停状态是考察旋翼整体气动性能的重要状态之一。随着计算机技术及CFD技术的发展,基于“第一性原理”的数值模拟方法越来越多地被用于评估旋翼悬停性能。在使用基于RANS方程的数值模拟方法进行固定翼飞行器定常计算时,流动转捩现象对某些特定状态下流场及气动特性会产生巨大影响,因此在进行固定翼设计时要考虑流动转捩现象。然而转捩过程是否同样会影响旋翼非定常气动流场及气动特性,国内研究较少,因此有必要研究转捩过程对旋翼流场数值模拟的影响,为旋翼类飞行器的设计及评估提供参考。采用美国航空航天学会旋翼悬停工作组提出的PSP旋翼标模,利用结构化动态嵌套网格技术,在大拉力悬停和小拉力悬停状态下,分别进行全湍流模拟和转捩模拟计算并与试验结果进行了对比。对比结果显示,文中所采用的数值求解器对旋翼悬停效率的计算误差在5%之内。在考虑流动转捩后,由于桨叶表面存在层流区域,计算所得旋翼悬停效率高于全湍流假设下的预测值,而桨叶表面的层流区域与旋翼拉力大小有关。在流动转捩发生的区域,转捩过程会对桨叶截面压力分布以及桨叶展向扭矩分布产生明显影响,同时桨叶表面出现明显的流动分离现象。对于桨叶展向拉力分布和桨盘下方旋翼尾迹桨尖...     

天地往返运输器气动力和气动热工程计算方法研究

提出了高超声速面元法和热平衡参考温度法,给出了物体表面压强系数在不同情况下的计算公式,应用该方法对美国研制的天地往返运输器（X－33）进行了气动力和气动和加热特性计算,结果与试验数据吻合良好,证明该方法简捷、计算工作量小,可供有关航天器设计参考。     

高速大长径比火箭弹动态特性分析

目的 分析高速大长径比火箭弹的动态特性。方法 建立有限元模型，利用ANSYS软件对火箭弹进行模态分析。结果 通过有限元分析，得到了火箭弹的各阶模态。结论 通过与实测固有频率的对比，验证了模型的合理性及计算的精确性，为火箭弹的动态特性设计提供了一种有效的方法。     

高铁运行经过地下站台的气动风场研究

为了研究高速列车运行经过地下车站时的气动效应,为地下高铁站设计提供参考,以某地下高铁站为背景,采用数值模拟的计算方法,建立了站前隧道-地下车站-列车的数值模型。运用滑移网格的计算方法,对列车运行经过地下车站的情况进行模拟。列车运行时速选定200、250、300和350 km/h,站台上布置25个测点进行监测,研究列车运行时速和站台位置两种因素对站台上气动风场的影响。结果表示:(1)站台上的气动效应随列车运行时速越高变化越大;(2)列车经过地下站台后还会产生不可忽视的尾波;(3)站台上气动风场波动值最高的位置是站台入口处。     

高速流线型车辆稳态下速度风噪声源数值分析

利用流体数值模拟方法,分析了流线型高速车辆在稳态下的压力速度耦合分布,以及在空气动力学特征下的噪声源分布及强度.对计算结果进行分析,讨论了车体表面不同部位气动噪声源产生的原因,以主动式设计方法解决气动噪声问题,控制环境噪声污染.     

有头部攻角的弹丸气动性能的数值计算

运用流体力学数值计算软件对有头部攻角的弹丸气动性能进行了数值计算．分析了有头部攻角弹丸周围流场和作用在弹丸表面的空气动力．结果表明，弹头部相对弹体部有一定转角．能产生较大的控制力和力矩，为发展自适应弹箭提供了数值计算方法．     

气动矛活塞运动规律的计算机仿真

气动矛的性能取决于其活塞的运动规律,由于气动矛内部动力过程比较复杂,很难获得活塞运动规律的解析解。作者在分析活塞运动规律的前提下,运用动力学,气体动力学原理,建立了活塞运动规律的数学模型、即建立了气动矛的性能参数和结构参数的关系。运用数值分析方法,编制了计算机仿真程序,为气动矛的设计提供了一种较精确的数值设计方法。此外,对ＹＨ７５型气动矛进行了电算仿真、验证了计算方法和正确性。结果表明,运用此方法