高速风洞全动舵面颤振模型设计方法与试验研究

针对高速飞行器全动舵面等效颤振模型的设计要求,根据国内高速风洞参数确定基本比例尺,结合刚度等代设计采用复合材料结构替代金属材料结构,依据相似方法发展了一种高速全动舵面等效缩比模型的设计方法。通过建立合理的等效动力学仿真模型,计算得到了原始模型与等效颤振模型的固有振动特性和颤振特性等,模态试验表明该等效颤振模型满足动力学相似律要求,设计误差控制在5%以内,可以较准确地反映原始全动舵面模型的动力学特性。该等效颤振模型可为高速飞行器全动舵面的快速气动弹性设计及风洞试验提供参考。

水下航行器-发射筒间隙流动仿真

针对水下航行器发射尾部经过气密环时发射筒底与气密腔连通过程,采用动边界非定常数值仿真,研究了不同初始压比与航行器运动速度下航行器-发射筒间隙内的流场演化与压力脉动特性。结果表明,尾部连通初期筒底高温高压气体进入间隙腔的瞬时速度可达音速以上,气流在冲击远离筒底的气密环后反射并产生剧烈的流动振荡和压力脉动。随着航行器运动,连通区增加压力脉动幅值下降;当初始压比增加时,压力脉动峰值和谷值线性变化,在初始压比p_(t)/p_(0)=3.0时相对峰值和谷值分别可达1.4倍和0.5倍间隙初始压力;航行器运动速度增加时泄漏速度增大,压力脉动峰值增大且出现时间提前;以上参数下压力脉动周期不变。

弹射出筒条件对水下航行体尾部空泡动态演化影响研究

针对水下航行体尾空泡动态演化过程,该文基于雷诺平均N-S方程结合动网格技术,形成弹射出筒过程多相流数值模拟方法,并通过与已有试验数据对比,验证了该数值计算方法的有效性。在此基础上,研究了筒口压差、发射水深和出筒速度等不同出筒条件对航行体尾空泡内部压力和形态影响规律,基于仿真计算获得不同条件空泡闭合过程以及空泡内部压力振荡峰值和周期认识,结合量纲分析构造了可表征弹射出筒条件影响的无量纲参数,结果显示,在该参数一致条件下,不同工况的尾空泡的压力和形态变化相似性较好。

高温作用下飞行器舱体的动力学特性分析

基于虚拟激励法和分块迭代耦合方法提出一种高温作用下飞行器舱体的振动特性数值分析方法,研究不同温度条件对飞行器舱体振动特性的影响.采用包含防热层、隔热层以及金属框架的多层复合结构建立符合真实情况的飞行器舱体有限元数值模型.结构振动特性分析时考虑了非平稳激励输入条件以及瞬态温度变化情况.计算过程中利用虚拟激励法进行了动力学计算的简化,大大提高了计算效率.计算结果表明,不论在低频区还是高频区,温度的变化都显著影响飞行器舱体结构的振动特性.本文的计算方法可广泛应用于飞行器结构在飞行过程中受到高温和随机振动联合作用时的动力学特性分析.