侧压式进气道自起动数值模拟

本文采用加速的方法,数值模拟了侧压式进气道自起动现象。研究结果表明低马赫数不起动的侧压式进气道通过加速可以实现自起动,此时的侧压式进气道流场总体性能与直接起动的进气道流场总体性能存在差异,使得直接起动的进气道有较高的总压恢复。     

基于数值模拟的超声速进气道附加阻力计算方法研究

基于CFD数值模拟,提出了一种超声速进气道附加阻力的快速计算方法。以某三波系二元超声速进气道为对象,开展了实例分析。计算结果表明,本文提出的附加阻力计算方法简单易行,便于推广应用于真实三维进气道设计中,可综合评估进气道捕获来流的气动特性,包括攻角特性和导弹前弹体的干扰特性等,具有明显的实用性和应用前景。     

混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究

为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.     

凹腔超声速燃烧室燃烧流场数值模拟

对带凹腔结构的燃烧室二维甲烷燃烧流场进行数值模拟,采用迎风三阶精度MUSCL格式求解二维含组分守恒N-S方程,湍流模型采用剪切修正的RNG k-ε湍流模型,分别分析了凹腔不同长深比和导流槽结构对燃料燃烧的影响.对喷甲烷燃烧工况进行了计算研究,结果表明:凹腔可以提高燃烧效率,却使总压恢复系数降低;凹腔的长深比越大,燃烧效率越高,总压恢复系数越低;导流槽可以在总压恢复系数较高的情况下进一步提高燃烧效率.     

冲压增程弹用进气道试验与数值研究

对某冲压增程弹用超声速双锥进气道流场特性进行研究,在风洞试验中得到合理的流场结构图谱及试验数据.采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对该超声速进气道内外流场进行数值研究.通过数值模拟得到了对应于不同出口反压和攻角情况下,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了进气道内外流场的形成过程.结果表明:数值模拟得到的流场结构波系图与风洞试验纹影图一致,并且进气道扩压段静压分布以及进气道出口位置的总压分布与试验结果基本一致.     

侧向支柱对冲压增程弹用进气道性能影响研究

结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当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,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.     

弯曲进气道内外二维湍流流场数值分析与实验研究

本文应用有限体积法以二个埋入式弯曲进气管道内外流场进行了数值分析计算，其中用ＴＴＭ法生成了较为合理贴体曲线坐标网格，用ｋ－ε双方程形式湍流模型近似地模化了进气道内外的复杂湍流流声援笔有关实验数据对照后表明：来自进气道前方的进气气流一部分被管道吸入，另一部分沿着机体表面方向流过，管道进气口背风侧处存在一个明显分离区，进气道内部气流流动已经出现了严重畸变，数值计算和有关实验数据吻合得较好，为进一步研究     

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法.选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能.结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围.     

轴对称紊流射流流场数值模拟

选取标准的Ｋ－ｅ二方程模型及优选的紊模型系数，运用有限差分方法对淹没轴对称紊流射流流场进行数值计算。计算结果表明，射流轴心速度是逐渐服装厂物，其衰减规律和射流出口雷诺数无关，无因次等速长度约为４－５，和实验数据符合较好。     

轴对称紊流射流流场数值模拟

选取标准的Ｋ－ε二方程模型及优选的紊流模型系数，运用有限差分方法对淹没轴对称紊流射流流场进行数值计算．计算结果表明，射流轴心速度是逐渐衰减的，其衰减规律和射流出口雷诺数无关，无因次等速核长度（Ｌ／Ｄ）约为４～５，和实验数据符合较好．对射流径向速度Ｖ沿径向截面的分布及射流基本段内轴向速度分布的相似住进行了预测．     

含硼固体火箭冲压发动机中燃气旋流角对补燃室的影响

为了优化含硼固体火箭冲压发动机的补燃性能,采用涡团耗散湍流燃烧模型和颗粒轨道模型,建立了补燃室两相流燃烧模型;采用计算流体力学软件对补燃室内的流动和燃烧进行了模拟仿真.通过对流场计算结果的分析探讨得出结论:补燃效率随着旋流角的增加存在最佳值,硼颗粒的点火和燃烧条件随旋流角的增加而得到优化.     

非球形弹丸超高速撞击充气压力容器碎片云特性数值模拟

为解决非球形弹丸正撞击充气压力容器问题,应用非线性动力学分析软件AUTODYN,在相同质量和速度的条件下,采用光滑质点流体动力学方法 SPH,对具有不同长径比的圆锥形弹丸、圆柱形弹丸撞击压力容器产生的碎片云特性进行数值模拟,分别分析圆锥形弹丸、圆柱形弹丸长径比对碎片云形态、尖端速度及径向扩展直径的影响。结果表明:弹丸形状及弹丸长径比对碎片云在高压气体中的运动特性影响较大。随着弹丸长径比的增加,圆柱形弹丸碎片云径向扩展直径减小;随着弹丸长径比的增加,相同质量和相同撞击速度的圆锥形弹丸及圆柱形弹丸碎片云的损伤力增强。     

高速钢弹对多层大间隔金属靶的侵彻特性研究

用某火炮发射长径比为1．5且着速在1300m／s左右的钢弹丸侵彻大间隔多层A3薄钢靶板的方法,对钢弹丸侵彻多层大间隔靶板的作用过程及其机理进行了分析和数值模拟,得到了较好的一致性。实验结果和数值计算分析表明,所设计的弹丸对多层间隔靶具有较强的侵彻能力,为以后类似弹丸的设计提供了参考。     

弹丸跨声速粘性绕流数值计算

用数值模拟方法研究弹丸跨声速绕流的流动特性,数值模拟的出发方程为平均雷诺数的Ｎ－Ｓ方程,湍流模型有用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型,数值格式为四阶的ＭＵＳＣＬ ＴＶＤ格式。     

冲压增程炮弹补燃室内铝镁推进剂燃烧流场数值模拟

为研究镁对补燃室内燃烧的影响,利用概率密度函数模型和颗粒轨道模型,对冲压增程炮弹补燃室铝镁推进剂的二次燃烧流场进行了三维数值模拟。铝颗粒的燃烧采用蒸发扩散模型进行控制,湍流模型采用标准k-ε两方程模型。考虑镁质量分数、铝颗粒直径的影响,得出了产物组成、温度等发动机参数的变化趋势。结果表明:冲压增程炮弹补燃室头部有两处扩散火焰峰面,然后在补燃室中部混合成为一个火焰;随着镁质量分数由0%增加到15%,铝颗粒的燃烧效率由15%提高至35%;在镁质量分数相同的情况下,随着铝颗粒直径的增大,铝颗粒的燃烧效率减小。     

圆柱形弹丸高速撞击薄板的碎片云特性数值模拟

为研究不同形状空间碎片超高速撞击薄板产生的碎片云特性,采用非线性动力学分析软件AUTODYN-2D,利用光滑质点动力学方法（SPH）对圆柱形弹丸超高速正撞击单层薄铝板防护结构形成的碎片云进行数值模拟,分析相同质量和速度条件下,不同长径比的圆柱形弹丸超高速撞击所产生碎片云的形态、轴向长度、径向直径、轴向速度等参量随弹丸长径比的变化规律。结果表明,弹丸破碎程度和碎片云分散程度随弹丸长径比的改变而改变。随着弹丸长径比的增加,碎片云对航天器舱壁的损伤能力增强,弹丸对薄板的损伤程度减弱。该结果为航天器超高速撞击风险评估和防护工程设计提供了参考。     

弹箭动静不平衡度数字仿真方法

该文研究了引起弹箭动静不平衡的误差来源以及对散布的影响，主要讨论了加工误差和装配误差。同时，建立了数学模型，推导出计算动不平衡的数学公式。由于误差是随机的，所以把符合给定公差范围的误差作为随机变量，通过严格的统计检验确定了它的分布规律，然后应用蒙特卡罗法进行数字仿真，编制出相应的程序，并计算出结果。理论计算结果与试验数据吻合良好。在数学模型的建立上，思路开阔，具有一定的实用性。     

二级抛撒火箭子母弹散布场及弹道特性分析

针对子母弹的散布场及子弹飞散过程,使用Gurney公式的修正公式计算中心药管式二级抛撒机构的径向抛撒速度。对二级子弹进行受力及运动分析,建立无旋子弹的3D弹道方程组。使用二级子弹等比例模型风洞实验测量值计算二级子弹气动力参数,为弹道及落点散布计算提供数据支持。使用VC++编写子弹弹道及落点散布程序;得出亚音速抛撒时,随着一级子弹弹道倾角的减小,单枚一级子弹的散布场向正圆变化且二级子弹的横向及射向速度迅速衰减至零,纵向速度衰减至某一值后趋于稳定,二级子弹进入稳定的垂直下降阶段。     

一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。