超高速飞行弹箭气动烧蚀数值模拟研究

超高速弹箭存在的气动加热烧蚀现象会严重影响其外弹道特性。该文针对此类弹箭,旨在建立完善的气动加热、烧蚀模型,通过应用小扰动理论研究了弹一翼间的气动干扰、采用轴对称比拟的方法考虑了有攻角(非对称)情况、引入热化学反应建立了高温下的烧蚀准则。结合实例,对完善的气动加热、烧蚀模型进行了数值求解,并依据仿真结果归纳出一些烧蚀规律,对开展这方面研究有一定指导意义。     

高超音速飞行器头罩气动热流场数值模拟

对几种不同外形的高超音速飞行器头部气动热效应进行数值模拟,采用Fluent软件对各飞行器进行三维薄层N-S方程数值计算,得到了不同外形的高超音速飞行器头罩外表面热流场分布.然后将计算结果与美国宇航局的超音速飞行器X33模型风洞实验结果进行分析和比较.分析表明:在五倍音速近地飞行时,其中两种外形头部的高超音速飞行器安装中波红外光学成像探测器制导是比较适合的.     

有攻角高超声速穿甲弹气动烧蚀的研究

该文采用“轴对称比拟”的研究方法，运用相似性理论，基于小横向流假设，研究了有攻角高超声速穿甲弹的气动烧蚀。通过耦合计算物面流线几何形状、比例因子、气动加热烧蚀模型，结果表明弹丸头部出现了严重的不对称变形，这将引起弹丸气动力的较大变化，可能导致弹丸飞行稳定性和密集度的降低，对今后进行高超声速穿甲弹的设计有重要的促进作用。     

高超音速湍流边界层气动热计算中湍流模式的改进

湍流的工程计算主要依靠湍流模式,而对于高超音速湍流边界层,气动热的准确计算迄今还没有很好的解决.文中以超音速及高超音速小钝头锥湍流边界层为对象,用直接数值模拟(DNS)方法和BL模式计算了同样的7个算例,比较了二者气动热计算的结果,发现产生差别的原因是在模式中对涡导热系数与涡黏系数严格成比例的假设是不合理的.在理论分析的基础上,提出了在湍动能峰值附近对涡导热系数加以修正的方法,在所算的7个算例中证实了修正的有效性.     

超音速有攻角钝头细长旋成体气动加热计算

本文将高超音速、高冷壁条件下运用小横流假设得到的轴对称比拟关系,推广运用于一般超音速有攻角钝头旋成体的气动加热计算,并针对钝头细长体的特点,分析了各种因素对计算结果的影响,提出了必须考虑变熵影响和采用简单流线法的经济适用方法。     

高超音速湍流边界层气动热计算中湍流模式的改进†

湍流的工程计算主要依靠湍流模式, 而对于高超音速湍流边界层, 气动热的准确计算迄今还没有很好的解决. 文中以超音速及高超音速小钝头锥湍流边界层为对象, 用直接数值模拟(DNS)方法和BL模式计算了同样的7个算例, 比较了二者气动热计算的结果, 发现产生差别的原因是在模式中对涡导热系数与涡黏系数严格成比例的假设是不合理的. 在理论分析的基础上, 提出了在湍动能峰值附近对涡导热系数加以修正的方法, 在所算的7个算例中证实了修正的有效性.     

持续气动加热环境下的结构热载荷分析与应用

气动热问题是制约高超声速飞行器发展的关键问题之一,其产生的热流对结构固有特性具有显著的影响。热模态分析是研究热载荷对结构固有特性影响的一个重要方法,其分析结果对防热结构的选材与设计具有重要的参考价值。针对高超声速飞行器进气道前缘结构开展了热载荷分析与应用研究,计算了结构在冷壁热流及通过流-固耦合法解算的热壁热流两种载荷条件下的温度场及前三阶模态的振动幅度与固有频率的变化情况。结果表明:采用流-固耦合算法解算的热载荷适用于持续气动加热环境下的结构热分析及热模态分析。耦合计算600 s后受热结构逐渐趋于热平衡,此时最高温度达到1 200 K左右,前三阶模态的最大相对振动幅度分别增长了24.4%、5.6%和36.7%,固有频率分别下降了14.1%、8.8%和9.9%。     

考虑炭化绝热材料膨胀现象的体烧蚀模型

针对炭化层厚度大于绝热材料损耗厚度的实验现象,建立了考虑膨胀现象的双区体烧蚀模型。认为膨胀是在热解过程中产生的,且炭化层的生成速率是基体推移速率的2倍。在每一个时间步长根据当地温度与绝热材料热解温度的关系判断炭化层与基体的交界面位置,进行网格重新划分及数据交换耦合计算。结果表明,利用双区体烧蚀模型计算得到的烧蚀率和炭化层孔隙结构与烧蚀实验发动机实验结果相吻合,证明了文中模型能够基本反映EPDM类绝热材料的烧蚀特性。     

空间分辨光谱测量研究准分子激光对AI表面的烧蚀

采用空间分辨光谱测量技术，研究了３０８ｎｍ紫外激光烧蚀Ａｌ表面发射粒子的动力学过程。通过测量溅射粒子发射谱中Ａｌ（Ｉ）３９６．１和Ａｌ（Ⅱ）２８１．７ｎｍ线强度的空间分布，以及激光能量密度和不同烧蚀环境压力对它们的发射强度空间分布的影响，讨论了紫外３０８ｎｍ激光溅射Ａｌ表面发射粒子的微观过程。认为Ａｌ原子和Ａｌ离子的激发机理不完全相同，它们除被等离子体中的高电子碰撞激发外，Ａｌ离子和电子的复合，也     

高超声速气动热的耦合计算方法研究

为了准确预测高超声速飞行器承受的气动热载荷,需要进行流动-传热耦合分析.采用耦合传热方法,考虑流体流动和结构传热之间的实时相互影响,对圆柱壳高超声速气动加热风洞实验进行了三维非定常数值模拟,将数值模拟结果与实验结果进行了全面对比,得到的表面压力、冷壁热流、热壁热流和温度分布与实验结果符合良好,验证了耦合计算方法的准确性,提高了气动热模拟精度,实现了气动加热的准确计算.     

高超声速飞行器气动耦合分析及协调控制研究

为解决高超声速飞行器姿态运动之间存在的强耦合问题,针对飞行器的气动耦合进行分析,并在此基础上设计了削弱气动耦合的姿态协调控制器。在分析高超声速飞行器状态三通道气动力矩之间的关系基础上,运用动态方程的耦合分析方法得到三通道之间气动耦合关系,求解出耦合度矩阵,引入耦合熵的概念,根据耦合熵判断耦合是否可忽略,并对飞行器姿态协调滑模控制器进行了设计。仿真结果表明,所设计的控制器可有效削弱飞行器三通道之间的气动耦合,在保证姿态稳定的前提下提高系统的动态响应能力。     

高超声速钝头体表面热流的数值模拟

高超声速飞行器表面热流的精确预测对于飞行器的安全至关重要。传统的模拟方法在预测热流中主要包括两个难点,一是传统的计算格式数值粘性太大;二是熵修正函数的引进限制了热流分辨率。为了解决上述两个问题,通过设计一可调参数,引进了可调数值粘性格式。为了使该格式适用于高超声速流动模拟,通过反扩散方法,将格式一致提升至二阶精度,并引进了与之相适应的熵修正函数。对三维球头和钝锥绕流进行了数值实验,结果表明,相对于传统格式,修正后的可调数值粘性格式可以显著降低热流计算对网格的依赖性,提高计算精度。     

近空间高超声速弹箭气动数值模拟

针对近空间高超声速飞行弹箭气动力、气动热问题,采用Spalart-Allmaras(SA)湍流模型和热完全气体模型,运用时间相关有限体积方法及AUSM~+格式对三维非定常可压缩流体Navier-Stokes方程进行了数值模拟.再现了超高速条件下弹箭周围的复杂流动现象,得到热流分布规律,为进一步近空间超高速弹箭研究奠定了基础.计算结果表明阻力系数随着攻角的变化显著变大;弹箭尾翼气动加热很严重,弹箭尾翼变大时气动加热量明显增大,在设计弹箭时应引起足够重视.     

高超声速弹箭烧蚀对外弹道特性的影响

该文根据烧蚀模型计算出弹丸在某一时刻的烧蚀外形及其对应的气动系数 ,利用外弹道模型仿真高超声速弹丸烧蚀后对其外弹道特性的影响。文中所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超声速弹箭的研究有参考价值     

鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。     

超音速电弧风洞探针信号的分析

对高超音速电弧风洞实验中探针系统测量到的等离子体密度扰动信号进行了有效的分析．将小波分析的方法首次引入到对高超音速电弧风洞中的静电探针信号的分析之中，获得了满意的结果．     

椭圆锥乘波体高超声速流场数值计算

采用三阶MUSCL型TVD格式,求解可压缩、雷诺平均拉维尔-斯托克斯方程,计算了椭圆锥演化的乘波体高超声速流动问题。在湍流粘性计算中,采用Spalart-A llmaras代数湍流模型,气流马赫数4、攻角为0°、侧滑角分别为0°和10,°雷诺数Re为2×106,通过计算,得到乘波体表面压强、马赫数等参数分布和流动图谱,计算的椭圆锥演化乘波体表面压力系数与实验数据进行了对比,两者有良好的一致性。数值结果表明,在非设计状态下,一定侧滑角引起的乘波体尾部出现局部高压区,文中的计算分析方法对此类乘波体外形的气动设计有一定的参考价值。