用可实现k-ε模式对细长体大攻角分离流场的数值模拟

利用一种符合可实现性条件的k-ε两方程模式,通过求解可压缩性Navier-Stokes方程,数值模拟了细长旋成体在M=2.5和0.7、中等大攻角下的湍流绕流流场。定性分析了背风面分离涡的发展过程和湍流粘性比等流动特征,对背风面主涡强度和涡核位置、物面压力分布、集中力和力矩与已有的试验结果进行了细致的定量对比,证实了数值模拟的有效性。

几种k-ε模式在细长体分离流计算中的应用

分别利用Launder-Spaldingk-ε模式、Shihk-ε模式和重整群(Renorma-lizationGroup)k-ε模式模拟了细长旋成体在超音速中等大攻角下的背风面分离流,从背风面分离涡的强度和位置、物面压力分布、集中力和力矩以及湍流粘性比等方面比较了三种模式的计算结果,并与已有的试验结果进行了对比。结果证实,三种k-ε模式均能很好地模拟背风面分离流,其中又以重整群k-ε模式的结果与试验结果最为接近。

战术导弹标模零升阻力相关性修正

对战术导弹标模(ZSDD)进行了零升阻力的相关性修正,修正过程结合了试验和理论方法。文章首先给出战术导弹标模的基本几何参数,介绍了为获取风洞试验基准数据所进行的风洞试验的情况,重点描述各修正内容的修正方法及结果,给出了Re数修正和底阻修正理论方法的详细计算公式。最后给出若干高度和马赫数下经过修正后主动段和被动段的零升阻力系数。

空空导弹气动加热理论计算及其应用

分析了空空导弹飞行时所处的热环境,重点介绍气动热流的计算,然后分析导弹壳体内的热传导,以此为基础建立气动加热的数学模型并用数值方法进行求解。给出了一个算例以考核方法的正确性,结果表明本文的方法是可信的。

空空导弹折叠舵展开过程气动载荷分析

以正常式布局空空导弹折叠舵为研究对象,开展给定飞行条件下折叠舵展开过程气动载荷风洞试验,给出了折叠舵展开过程中的气动载荷,分析了气动载荷对折叠舵展开过程的影响,并对折叠舵受载情况进行了相应的CFD仿真,从理论上解释了折叠舵受载的合理性。结果表明,在给定飞行条件下,气动载荷有助于迎风折叠舵展开;跨音速时气动载荷阻碍背风折叠舵展开,超音速时气动载荷先利于再阻碍背风折叠舵展开。

极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究

极小展弦比翼身组合体在大攻角飞行时会形成非对称涡,产生很大的侧向力。为减小侧向力,研究了前体小翼对极小展弦比翼身组合体气动特性的影响。采用有限体积法对极小展弦比翼身组合体流场进行了数值模拟。对比了有无前体小翼翼身组合体气动参数随攻角变化趋势以及空间流场结果,重点分析了前体小翼对侧向力的影响。结果表明,前体小翼的存在可以显著降低全弹的侧向力,并且对全弹的零阻和法向力影响很小。

侧向喷流对导弹大攻角气动特性影响数值研究

为研究侧向喷流对导弹大攻角气动特性的影响,采用CFD计算方法对在侧向喷流干扰下的导弹流场进行了模拟。通过研究喷口附近流场结构与物面极限流线分布,分析力和力矩放大因子随攻角变化曲线,并采用"单位长度法向力系数增量"和"单位长度俯仰力矩系数增量"对放大因子曲线变化特点进行了研究,结果表明喷流位于迎风侧时干扰流场结构复杂,喷流干扰对导弹压力分布形成四个主要影响区。

空空导弹弹身减阻理论研究

本文用理论方法计算了Ma=2.0～4.0范围内零攻角条件下空空导弹弹体(超音速旋成体)的头部波阻和后体波阻/底部阻力,以研究尖拱形头部和收缩尾段的减阻可能性。研究表明,对弹身头部和尾段进行仔细设计,在所研究的速度范围内可取得明显的减阻效果。

风洞试验数据用于型号设计时的若干问题

分析了风洞模拟条件与真实飞行条件之间的物理差异,指出了这些差异给风洞试验数据所带来的影响,最后提出了解决措施。

空空导弹气动外形演变历程及启示

总结了空空导弹气动设计特点,简要回顾了导弹空气动力学发展,介绍了不同时期典型空空导弹气动外形设计的独到之处,并结合在型号研制中遇到的工程实际问题和未来空战对空空导弹气动需求,提出了空空导弹气动设计面临的技术困难。

战术导弹组合舵效数值仿真研究

为更好的设计战术导弹控制系统,有必要研究不同通道舵面效率的情况。文中采用结构重叠网格数值仿真方法,得到多种组合舵偏状态导弹绕流外流场,重点分析了俯仰通道舵偏角的存在对滚转通道舵效的影响。结果表明,中等俯仰通道舵偏角的存在会对滚转通道舵效产生较大的影响,而滚转通道舵偏对俯仰通道舵效影响并不明显。

一种基于新型动态混合重叠网格的数值模拟方法

外挂导弹发射时导弹处于载机复杂干扰流场中,会导致空气动力的非定常、非线性特性。此时运用常规风洞实验数据插值作为工程气动数据基础在一定程度上存在误差。本文提出一种基于计算流体力学(CFD)的非定常数值模拟方法,将飞行力学方程与空气动力学方程耦合求解,更精确地模拟真实的飞行状态。所采用的新型动态混合重叠网格相比于以往重叠网格具有生成简便、针对运动过程可自适应调整等优点。以标准投弹算例作为验证算例,结果体现了本文网格和数值模拟方法的工程应用价值。

横向喷流对复杂外形导弹气动特性影响研究

通过求解可压缩NS(Navier-Stokes)方程组,得到横向喷流标模流场仿真结果,验证了横向喷流流场仿真方法的有效性。在此基础上对复杂外形导弹的干扰流场进行仿真,并从定性与定量两方面分析喷流位置和来流攻角对干扰流场的影响。对比分析了不同攻角时,有无喷流弹体表面压力分布,给出了有无喷流的弹体法向力沿轴向变化规律,最后给出了不同攻角时的喷流放大因子。

空空导弹典型部位密封优化设计与试验验证

上舰空空导弹要求结构设计做到气密,电子舱作为控制中枢,对密封要求较高。工程实践表明,电子舱壳体开矩形口的部位是密封薄弱环节,如引信窗口、数据链窗口处,原有的矩形密封圈和单螺钉连接方式无法满足舰载环境下的气密要求。该文基于MSC Patran/Nastran分析了连接螺钉造成的结构变形,总结出原方案气密失效的原因,提出针对性的优化方案,并加工电子舱模拟件,开展气密性能试验,结果证明优化方案可行。

LRR雷诺应力模型在圆柱体底部流场计算中的应用

采用三维RANS方程结合LRR雷诺应力模型对圆柱体底部流动特性进行了模拟,研究了来流马赫数为2. 46条件下无喷流和有喷流两种情况的底部流场,分析了底部压力分布、轴向流动速度分布、流场结构等。结果表明,在无喷流和小喷流条件下,LRR雷诺应力模型预测能较好预测再附点位置和底部压力等参数。所得结果与已有的实验和计算结果非常接近,表明LRR雷诺应力模型能够较好地模拟圆柱体底部流动。

预处理算法在非定常流动计算中的应用

介绍了一种可应用于全速度范围的非定常N-S方程数值求解方法,并全面考核该方法的适用性。该方法通过引进伪时间导数项,对伪时间导数进行预处理以解决低速时方程系数矩阵刚性过大的问题;同时用双时间步推进算法保证时间精度,将该方法推广应用到非定常问题的求解。文中给出了若干算例,覆盖了从极低马赫数到超音速、无粘/层流/湍流、二维/三维、定常/非定常情况。算例结果表明,该方法在较宽的使用范围内均能得到理想的计算结果。

大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟

采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。

战术导弹全动舵舵面缝隙效应研究

通过数值求解三维NS(Navier-Stokes)方程组,对正常式布局战术导弹超声速绕流进行了数值模拟.来流马赫数等于2.0,来流高度20 km.计算中采用三种不同大小的舵面与弹体缝隙,分别为0.005,0.015和0.025倍弹径.得到了不同攻角、不同舵偏状态的舵面气动载荷,主要研究了舵面与弹体间缝隙大小对迎风面与背风面舵面法向力系数及舵面压心位置的影响.数值计算表明,舵面缝隙变化对舵面气动特性影响很小.

高温燃气进入舵机舱过程仿真与流动机理分析

采用计算流体力学(CFD)方法研究了火箭发动机工作拖尾段高温发动机燃气进入舵机舱的物理现象。结合导弹实际飞行弹道参数变化特点和超声速流场扰动不向前传递的空气动力学理论,提出了简化而不失真的非定常流场仿真方案,显著缩短了仿真周期;复现了某型导弹实际飞行时舵机舱先被"抽气"再进高温燃气的动态过程,并分析了高温发动机燃气进入舵机舱的流动机理,即在发动机工作段,导弹底端面压强低于舵机舱内压强,舵机舱被"抽气",在拖尾段随着燃烧室总压降低,喷口附近的马赫盘向导弹底端面移动,使导弹底端面压强增大且高于舵机舱内压强,高温燃气进入舵机舱烧毁电路致使导弹折断;明确了某型导弹折断故障产生的诱因,提出了改进措施和检测方法,并得到了大量飞行靶试的验证,解决了舵机舱热防护结构可靠性问题。

导弹大迎角下非线性诱导滚转力矩数值研究

采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某"++"字正常布局导弹构型(含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等)进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是:随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。