简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

旋转稳定二维修正弹鸭舵法向力计算模型研究

为了研究修正组件滚转条件下二维修正弹鸭舵的法向气动力非线性规律,建立了鸭舵坐标系,考虑弹丸攻角、舵偏角、弹丸运动和迎风区与背风区等影响因素,采用多元泰勒展开理论,建立了动态鸭舵法向力计算模型; 采用数值计算分析了不同攻角、舵偏角组合的鸭舵法向力特性,得到了不同舵偏角下鸭舵法向力随攻角的变化规律,分析了滚转条件下舵偏角和攻角对4个鸭舵法向力系数的影响规律。结果表明:鸭舵法向力计算模型的计算结果与数值计算结果吻合较好,该模型为二维修正弹的气动力计算提供了参考。     

流体力学数值计算中建立六面体网格拓扑关系的并行算法

建立网格拓扑关系是弹箭气动力数值计算过程中关键的一步。文中根据六面体规则网格相邻单元的关系约定，提出一种基于MPI建立六面体网格拓扑关系的并行算法。详细介绍TN算法的基本原理，并行实行过程中的规则化处理，数据存储及计算通信过程。并通过数值试验证明了该方法的可行性。     

亚跨音速栅格的升阻特性数值研究

栅格几何参数对栅格翼的气动力特性影响很大,针对此问题,采用数值模拟方法研究了亚跨音速条件下栅格形状、翼弦格宽比对栅格升阻特性的影响.栅格形状主要为正置与斜置45°正方形、正六边形、正三角形等4种,翼弦格宽比变化范围为0.7～3.0.结果表明, 形状和翼弦格宽比对栅格阻力系数、升力系数、升阻比都有显著影响,存在使气动力特性最佳的形状和翼弦格宽比,为研究亚跨音速下栅格翼的气动特性提供了基础.     

遭毁伤巡航导弹气动特性风洞实验研究

通过对“战斧”多用途巡航导弹风洞实验模型的设计和不同马赫数、攻角及侧滑角下气动特性参数的测试,得到弹翼折弯角对侧向力系数、偏航力矩系数、升力系数以及前部阻力系数的影响规律.结果表明,随着弹翼折弯角的增大,侧向力系数和偏航力矩系数近似呈线性增长,这种影响随马赫数增大而增强,但对升力系数、前部阻力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数等特性参数的影响并不显著.     

冰棱对三维覆冰导线气动力特性影响研究

为了研究冰棱对覆冰导线气动力及驰振稳定性的影响.应用FLUENT中的SSTk-w湍流模型对三维五冰棱覆冰导线绕流场进行数值模拟分析,将三维五冰棱覆冰导线模型沿展向方向分为5个节段,监控全攻角下节段3的阻力系数、升力系数,并分析不同风速、冰棱长度、相邻冰棱间距等对气动力参数产生的影响,根据Den Hartog理论计算得到...     

蒸汽放空阀噪声传播分析及结构优化

针对某化工厂DN100-PN63蒸汽放空阀在开度0~60%的振动噪声问题,基于分离涡算法和MÖhring声类比理论,采用Fluent和Actran软件对开度为40%的阀门进行真实工况的流场和声场数值模拟分析,研究阀门内部流动情况及阀门内、外噪声分布情况,提出4种改进结构,并分别对其流场和声场进行深入的对比研究。结果表明：原结构阀门内部存在多处涡旋;阀内件和孔板的高马赫数(Ma＞0.2)区域约占90%,且存在超音速流动区域,极可能产生较大的冲击波并产生激波啸叫;离阀门及管道1 m处的噪声达116 dB(A),具有宽频特性,并有明显的四极子声源特点;与原结构相比,改进后的4种阀内件对涡旋的消失起到了促进作用,具有明显的降噪效果。     

Aerodynamic forces on two stationary and oscillating square prisms in tandem and side by side arrangements

Abstract

In order to gain further understanding of aerodynamic forces and their effects on groups of high‐rise buildings, this study used wind‐tunnel experiments. Two square prisms were arranged both in tandem and side‐by‐side arrangement with different spacings in between. Similar experiments were carried out to study the interactions of aerodynamics between the two prisms when both were stationary, when only one prism oscillated, and finally, when both prisms oscillated.

The results showed that the aerodynamic responses were either enhanced or suppressed by the spacing ratios, the oscillating frequencies, and the mutual influences of the two square prisms in various arrangements. The aerodynamics also changed due to the occurrences of different flow patterns, such as channel flow, deflected flow, pulsating flow, and so on. Obviously, the aerodynamics of the flow patterns of the two square prisms in tandem and side‐by‐side arrangements proved to be more complex than those of a single square prism.     

不同燃烧器高宽比下炉内空气动力特性的试验研究

本文应用相似模化理论对烟煤型燃烧器进行炉内冷态试验研究.通过对一次风射流的偏转,炉内气流的旋转强度、充满程度,燃烧器射流两侧的补气条件,炉膛出口的速度分布等特性随着燃烧器高宽比H/B的变化规律的研究,提出了较为理想的大型电站锅炉烟煤型燃烧器高宽比的范围,为指导电站锅炉燃烧器的设计和改造提供理论参考。     

采用多段样条技术从雷达遥测数据中提取弹丸阻力系数

在射表准备中用射击试验时雷达遥测的数据提取弹丸阻力曲线非常重要．尽管已提出多种方法，但都不完全令人满意．本文提出采用多段样条来提取阻力曲线．此法能保证曲线的一阶连续性，且能从亚音速到超音速高精度地拟合出阻力曲线．实际射击试验显示了此法的快速收敛性及高精度．典型的速度拟会均方差为００５—０．０８ｍ／ｓ．