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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 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究.数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能.两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果,较难构造高性能的内部流场,但能够利用进气道产生升力,使全弹具有较好的气动特性.此外,两侧进气布局具有更小的攻角敏感性,在攻角变化过程中,整体性能变化较小.因此,颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计,两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计. 相似文献
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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. 相似文献
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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。 相似文献
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大长径比鸭式布局制导弹箭进行倾斜转弯控制时,受侧滑角、攻角和滚转角影响,鸭舵产生的斜吹洗流会引起尾翼和弹身产生额外的面外力和力矩。因此为研究侧滑角对大长细比弹箭操纵性的影响,将流场域划分六面体-多面体网格,采用CFD方法对鸭式布局弹箭在不同攻角、马赫数、舵偏角和侧滑角下的气动特性进行了数值模拟,得到了弹箭气动特性的变化规律,绘制出了弹箭的流线图、涡量图和压力云图,进行流场分析研究。利用风洞实验获得相关空气动力学参数,对实验结果作对比分析,发现风洞实验与数值模拟得到的结果都有较高的吻合度,验证了数值模拟方法的可行性。研究表明多数情况下侧滑角不为零时,由于弹箭的弹体较长,鸭舵的洗流向弹体一侧偏移,使得鸭舵的洗流对部分尾翼没有产生干扰,尾翼的当地攻角增大,尾翼法向力变大,弹箭的压心后移,平衡攻角减小,静稳定度变大,进而弹箭的俯仰操纵效率降低;而在少数情况下弹箭尾翼当地攻角却降低,尾翼法向力有所降低,静稳定度变小,弹箭的操纵效率有所提高。 相似文献
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针对惯性导航系统(inertial navigation system,INS)和全球定位系统(global position system,GPS)导航系统的不足,提出一种基于视觉信息的飞行器相对偏航角和相对位置估计方法。采用金字塔(lucas-kanade,LK)光流算法对地面目标上的2个特定特征点进行位置估计,然后根据摄像机成像原理,用高斯-牛顿迭代法估计出飞行器的相对偏航姿态角和相对位置,并设计 PID的位置控制系统,实现飞行器对地面目标的跟踪。仿真结果表明:该方法相对偏航角和位置的估计精度较高,飞行器对目标跟踪准确。 相似文献
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舱门对内埋武器分离特性影响分析 总被引:3,自引:1,他引:2
为了研究是否考虑舱门及舱门不同开启姿态对内埋武器分离特性的影响,利用基于Menter剪应力输运k-ω湍流模型的分离涡模拟方法,结合6自由度刚体动力学方程和重叠网格技术,对超声速来流条件下某一简化内埋弹舱-舱门-弹体模型的三维流场进行了非定常计算,得到了不同条件下的弹体下落轨迹。结果表明:超声速来流条件下,流场中存在激波相交、激波剪切层反射等复杂流动现象,考虑舱门影响会使流场波系结构发生变化,弹体下落轨迹随之改变;弹体抬头角由0.5°增加到6.5°,弹体右偏航角由0.3°增加到2.5°,下落后期弹体下落速度增速减缓;舱门不同开启姿态对弹体竖直方向位移及俯仰运动影响较小,但会对弹体偏航产生较大影响;尽可能使舱门远离弹体可以有效地降低舱门对弹体偏航的影响,减小偏航角度,提高武器分离品质。 相似文献
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为研究涡轮喉径、进气间隙等因素对涡轮性能的影响,验证仿真计算和真实试验的差异,提出一套涡轮效率的计算方法,并借助仿真软件对其流场的空气动力学特性进行数值模拟和分析。与实物试验结果进行了比对。研究结果表明:仿真计算与实物试验的结果较为吻合。冲击式涡轮启动瞬态的流场较为复杂,进气角是影响涡轮启动效率的关键因素;减小涡轮间隙、选择与流量匹配的进气喉径均可有效提高涡轮效率。 相似文献