超高速弹丸气动热的数值模拟

为准确预测超高声速弹丸表面气动热及弹体内部温度和装药温度分布,在贴加一层防热材料的情况下,开展高超声速流场和结构温度场的耦合换热数值模拟,通过流固耦合交界面实现不同相间的热传递.计算得到了各个时刻弹丸表面温度以及弹丸内部和装药的温度变化.研究表明,采用流固耦合方法模拟气动热问题,可以得到较为合理及实用的弹丸温度数据.     

无控飞行弹箭气动加热特性

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。     

超声速弹丸高空流场数值模拟与稀薄气体效应研究

利用直角坐标网格技术研究高超声速稀薄气体流动的DSMC模拟方法,编制了高空弹丸外流场数值模拟通用计算程序,将本方法的计算结果与有关文献中公布的理论模型数据进行了对比,验证本方法的正确性。模拟了稀薄流下不同海拔高度尖拱型弹头和其他外形弹头的在超声速来流中的流场,并推广至不同外形弹头气动受力情况的计算,研究其稀薄效应。分析比较发现了随着海拔高度的升高,稀薄效应使弹丸的激波层厚度增加,外部流场压缩性减弱,表面的热流密度有所降低。相比于尖拱型弹头,钝头弹丸在驻点处所受的压力较小,尾部较强,符合高超声速飞行器钝头弹体的受力规律。     

高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法

翼面气动加热是高超声速飞行器面临的核心问题之一。文中基于参考焓法及经验公式,采用片条理论对飞行器翼面进行热流密度估算;考虑了不同飞行参数及翼型参数对翼面迎风面表面温度分布的影响;给出了高超声速飞行器翼面气动加热工程计算流程。采用文中方法,对高超声速飞行器常用的双凸形翼型进行气动加热计算,结果表明攻角、飞行马赫数、前缘后掠角、翼型相对厚度对翼面温度分布影响显著。该方法可用于高超声速飞行器翼面快速设计。     

空空导弹发动机尾流对后弹体烧蚀的数值分析

针对发动机尾流对空空导弹后弹体的烧蚀现象,采用CFD流场数值计算方法开展了三维流场数值计算,并与飞行试验结果进行对比,分析了尾流烧蚀后弹体的原因,研究了飞行高度及飞行马赫数对尾流烧蚀效应的影响,结果表明:高速外流与高温尾流在后弹体附近产生的流动干扰是尾流烧蚀后弹体的主要原因;飞行马赫数一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而严重;飞行高度一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增大而减弱;数值模拟与残骸上的烧蚀形貌一致,验证了计算方法的正确性。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。     

头部偏角对气动特性影响规律研究

为了获得头部偏角对气动特性的影响规律,首先对弹体表面不同位置的压力变化进行了试验,并以此修正和验证基于头部偏转弹的数值计算模型,并进一步计算不同马赫数和不同头部偏角情况下对升力、阻力和俯仰力矩影响规律。结果表明,头部偏转对弹体表面影响效果十分显著,远远大于同一角度攻角对压力大小的改变量。较小头部偏角和马赫数下的阻力与原型弹偏差不大;随着头部偏角的增加,升力和俯仰力矩会迅速增加。对于在某个头部偏角情况下,存在唯一一个使飞行稳定的最大马赫数。     

边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

边界层转捩在高超声速飞行器外形设计中的应用

介绍了吸气式高超声速飞行器边界层转捩的特点及在设计环境方面的影响. 讨论了美国高超声速计划飞行器的外形选择从轴对称演化到尖劈状外形的过程. 分析了钝头体前缘钝化程度、壁面温度、逆压梯度对转捩的影响. 研究了来流马赫数、雷诺数、攻角对飞行器驻点气动热的影响. 使用基于线性稳定模型的emalik程序计算了转捩现象.     

机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析

建立了机身／推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析模型．分别计算了等高度飞行和等动压飞行条件下的机身／推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求,对飞行马赫数、巡航高度和飞行动压对冷却流量的影响进行了分析．得到了满足冷却需求的最大飞行马赫数。结果表明在马赫数6～12的范围内．气动加热部件冷却需要总冷流量的约6％～13％,适当配置燃料喷射方案和提高冷却通道出口冷却剂的温度。再生冷却能够满足机身／推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求。     

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.     

旋转稳定弹的自转角加速度特性

为了研究旋转稳定弹的自转角加速度特性,利用外弹道学中描述旋转稳定弹自转动力学的简化微分方程,结合质点弹道方程,推导出自转角加速度一阶导数及二阶导数表达式。通过理论分析及对几种典型旋转稳定弹的计算,结果表明,在弹道降弧段上,当旋转稳定弹的结构参数、气动参数及飞行状态参数满足一定关系时,存在自转角加速度一阶导数为零的条件,此时自转角加速度在弹道降弧段上出现极值点; 对于绝大多数情形,当弹丸的射角较小时(如小于20°),自转角加速度在降弧段上不存在极值点。     

基于流-固-热耦合的超声速弹箭尾翼强度分析

为评估超声速飞行时弹箭尾翼的安全性,结合弹道曲线,计算了某型火箭弹在不同马赫数下飞行时的稳态外流场,并研究了2 s内的瞬态传热。根据传热计算的结果调整了材料的力学性能参数,进而计算了在不同飞行马赫数下,弹箭尾翼受空气动力作用产生的总变形和等效应力。结果表明:弹箭以高马赫数飞行时,前缘翼尖温度最高,且高温由该位置向内部迅速传递,马赫数越大,升温越剧烈,导致翼片前缘出现烧蚀,因此高速飞行的弹箭应对尾翼等结构进行热防护处理。高温会使材料性能下降,在气动热和气动压力共同作用下,翼片会产生较大变形,且应力可能超过许用应力。最大变形量出现在前缘翼尖,最大应力出现在翼根靠近前缘处,且都随飞行马赫数增加而增大。     

高速旋转条件下的弹丸气动特性研究

为了能定量揭示弹丸旋转对马格努斯效应的影响,数值模拟了旋转弹丸在不同来流与转速条件下的流场分布,分析了马格努斯现象的产生机理,以及通过弹体表面压力分布分析了旋转对各气动力的影响,得知旋转对升阻力影响很小,可忽略不计; 得到了攻角、马赫数以及转速变化时马格努斯效应对弹丸表面压力分布的影响。结果表明,弹尾部是影响马格努斯效应的主要部位,小攻角情况下马格努斯力及力矩系数随攻角及转速呈线性变化,而随马赫数增大,旋转效应对弹丸影响越来越小。提出并验证了适用于小攻角、超声速情况下马格努斯力及力矩系数的经验公式,可为相关旋转弹丸的改进与设计提供指导。     

高超声速二维进气道多目标优化

从方案论证角度,对高超声速进气道的多目标优化问题进行了分析,对马赫数6的单点工作的进气道提出了以总压恢复系数和进气道喉道马赫数为优化目标,以流量系数为约束条件,对马赫数4.5－6工作的进气道提出了以马赫数6状态的总压恢复系数和喉道马赫数为优化目标,以马赫数6状态的流量系数、马赫数4.5状态的流量系数以及马赫数4.5状态的喉道马赫数为约束条件。同时,给出了一种二维进气道参数化方法和性能计算方法。在此基础上,采用遗传算法进行优化,获得了二维进气道的多目标优化结果,结果表明采用本文方法对高超声速二维进气道进行优化设计是切实可行的。     

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。     

类乘波体飞行器气动加热的T程计算方法

针对类乘波体总体优化设计的需要,采用参考温度法和经验公式,计算了类乘波体飞行器在助推段和巡航段的气动加热.利用气动加热、蒙皮表面热辐射以及蒙皮内部热传导建立了热流量方程,求出了机身驻点和机翼前缘在助推段的温度-时间历程,以及巡航段内机身机翼迎风面中心线上的温度分布.结果表明,助推段驻点温度上升很快,在巡航一段时间后温度逐渐达到平衡;沿机身方向边界发生转捩,转捩区内温度增加,高马赫数可推迟转捩点,大攻角则提前转捩点.该方法可应用于高超声速类乘波体飞行器的概念研究和多目标优化设计.     

弹道修正弹技术发展综述

炮弹在发射和飞行的过程中,受各种随机误差的影响,造成射弹散布。设法减小或控制随机误差影响、改善炮弹地面密集度,始终是常规弹箭技术研究的方向。近年来研究者另辟蹊径,发展和研究了弹道修正理论与技术,即通过对一段实测飞行弹道参数的在线误差影响辨识,后续弹道预报,并通过弹上简易机构进行弹道修正调节,实现低成本下大幅度改善炮弹地面密集度。该文综合近年来国内外部分文献资料报道,结合多年的研究经验,对弹道修正弹技术的特点、难点及其工程应用中存在的射程扩展量等作一介绍,对未来的技术发展作一展望,以期为从事这方面研究的人员提供参考。     

空心弹空气阻力特性计算与数值仿真

应用Fluent软件仿真空心弹典型设计方案简化模型的空气动力流场,得到了其阻力系数与马赫数的关系,运用Matlab软件数值求解空心弹外弹道质心运动微分方程组,得到了弹道顶点和落点诸元。将以上所得阻力系数和弹道诸元与公式计算结果进行对比表明：在来流马赫数为2.0~4.4时,无弹带结构的简化空心弹模型用两种方法所得外弹道诸元结果相差很小;弹丸头部前缘厚度在可信区间内对阻力系数影响较小,但弹带结构对阻力系数的影响较大;工程设计时,受弹带结构影响,某空心弹简化模型阻力系数计算公式不太适合于工程问题求解,此时应以数值仿真为佳。