亚跨声速大攻角条件下细长体外形侧向喷流气动干扰研究

针对姿控喷流在亚跨声速段的气动干扰效应问题,对细长体在侧向喷流发动机工作时迎风背风面的气动干扰情况进行了计算研究。研究结果表明：迎风面喷流时气动干扰较为复杂,干扰效果变化较为剧烈,喷口下游物面上的低压区和更低压力区在减小法向力的同时产生了抬头力矩;在中小攻角下,法向力和俯仰力矩的干扰特性有相反的变化趋势;较大攻角下迎风面的侧向喷流仍然保持了一定的俯仰力矩操纵能力。迎风面喷管工作时干扰效果变化较为剧烈,背风面喷管工作时干扰效果较为平稳,跨声速条件下的喷流干扰作用比亚声速下更强烈。     

半穿甲导弹性能的攻角效应数值分析

利用LS—DYNA软件分析弹体攻角和目标运动对穿甲过程中装药安定性、弹体剩余速度及弹头姿态的影响。在穿甲过程中,弹体速度为300m／s,攻角分别为0°,10°和20°,弹体和目标板选择了考虑应变、应变率和温度效应的Johnson—cook材料模型。结果表明：随攻角的增大,装药局部受力显著增大,弹体剩余速度下降,弹头发生偏转;目标运动使穿甲能力减弱,但目标运动会使装药受到的外力在一定程度上减少。     

细长旋成体大攻角压心系数的理论分析与数值模拟

从旋成体大攻角流动的气动力公式出发,推导了大攻角条件下压心系数随攻角和马赫数变化的关系式。基于可实现的k-ε两方程模型,利用CFD方法对大攻角绕流时7种典型形状旋成体进行数值模拟,给出了压心系数随攻角和马赫数变化的数值结果。数值模拟结果与理论分析结论一致。研究表明存在一个与旋成体几何形状密切相关的"外形判别式",在符合细长旋成体的假设条件下,压心系数随攻角和马赫数的变化规律由该"外形判别式"唯一确定。     

弹引系统攻角侵彻混凝土仿真与试验研究

利用弹体非正侵彻的计算模型对弹体非正侵彻过程中弹头表面阻力进行了分析,提出了弹目非正侵彻控制方程.利用有限元分析软件LS-DYNA对弹引系统在不同攻角下侵彻混凝土靶板时的轴向过载、横向过载、横向偏移以及弹体姿态角等的变化进行了仿真分析,得出了弹体横向过载与姿态角的对应关系.实弹试验结果与理论计算及数值仿真结果吻合较好....     

飞机不同攻角下近场飞行绕流场数值模拟

为分析飞机起降地面滑行阶段不同姿态下尾流场分布及对放减速伞的影响,以国外某飞机为研究对象,基于Delaunay非结构网格划分方法,采用RANS方程、可实现k-ε湍流模型和Roe离散格式,以及耦合隐式算法对不同速度和攻角下的飞机尾流场进行数值仿真.仿真结果表明:在该型飞机以不同速度和攻角条件下滑行时,尾部流场存在一定的反...     

舱门开启状态下UUV小攻角水动力特性数值模拟

为了掌握舱门开启状态下UUV小攻角水动力特性,首先基于风洞模型实验验证了所用数值计算方法的准确性与有效性,进而采用该方法对舱门开启状态UUV阻力、升力及力矩特性进行了数值模拟研究,分析了舱门开启后载荷舱及舱门对UUV表面压力分布的影响.计算结果表明,载荷舱前后端面形成的较大压力差,导致舱门开启状态UUV阻力显著提升,且阻力关于零攻角表现为不对称性,主要原因在于负攻角条件下载荷舱粘压阻力随攻角绝对值的增大而增大;由于载荷舱的流体阻滞作用,零攻角工况下舱门下表面平均压力高于上表面,UUV零攻角升力为正,零升力攻角约为-3.,且零攻角力矩为正力矩,零力矩攻角约为-1°.     

导弹大攻角高机动飞行特性分析与仿真

以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。     

非对称尾翼伴飞弹大攻角流场及气动特性分析

采用SSTk-ω湍流模型基于有限体积法求解三维N-S方程,进行稳态数值模拟,得到了伴飞弹在Ma =0.6,0°～ 90°攻角的气动力和绕流场变化规律,弹体所受侧向力随攻角增大呈周期性变化;弹体在所研究的攻角范围内静稳定,但在大部分攻角时稳定力矩不足,不利于伴飞弹迅速恢复稳定姿态.因此,提出了增大尾翼弦长和翼展两种改进方...     

攻角对双三角翼旋涡特性影响的数值模拟

采用数值方法研究了双三角翼上涡流运动随攻角的变化规律.计算取层流假设,研究了攻角在5°～30°,76°/40°后掠双三角翼绕流的流场结构随攻角的变化,并对双三角翼上涡破裂现象对流场结构及气动力性能的影响进行了分析.结果表明,双三角翼上的多涡结构存在强烈的相互影响,较大的攻角会导致涡破裂在翼面上发生,严重影响了双三角翼的气动力性能.     

三维高超音速干扰流场数值模拟与实验验证

采用Osher Chakraverthy的TVD格式、Baldwin Lomax湍流模型和LU SSOR隐式方法求解了完全NS方程 ,数值模拟了三维高超音速绕流与横向喷流干扰流场。并在高超音速炮风洞中开展了喷流实验研究 ,对该喷流流场的数值计算结果进行实验验证     

高速弹体侵彻冰材料过程数值模拟研究

通过ANSYS/LS-DYNA有限元分析软件对高速弹体侵彻冰体过程进行数值模拟.研究了正侵彻、斜侵彻及速度变化对弹体侵彻冰体的毁伤效能影响,获得了弹体和冰体在相互作用的过程中的动态响应特性曲线.     

脊形前体俯仰动态绕流数值模拟研究

针对飞行器俯仰运动时流场结构会跨越显著差异的流态,且其气动力和力矩会呈现强烈的非定常、非线性的动态流场特性,采用IDDES混合湍流模型,研究了脊形角90°的前体俯仰运动时的动态流场特性以及来流马赫数对俯仰振荡动态涡流场结构和非定常气动力的影响。研究结果表明：对于脊形前体大振幅俯仰振荡运动,上仰时前体涡破裂延迟,导致大攻角时升力、阻力和俯仰力矩明显大于相应攻角的静态值;下俯时前体涡再附延迟,且远离机身壁面,导致升力、阻力和俯仰力矩比上仰时小,非定常气动力迟滞效应显著;同时,马赫数越小,俯仰振荡的迟滞效应越显著。     

脊形前体飞行器静态绕流数值模拟研究

针对脊形前体类飞行器大攻角下非定常大范围分离流动,采用基于SA模型的IDDES混合湍流模型,以及高效、高精度的非定常算法,数值模拟由脊形角7.5°的前体添加平板机翼组成的脊形前体飞行器在不同雷诺数和攻角下的气动特性。研究结果表明：在所考察雷诺数范围内雷诺数变化时流场结构趋同,对称性较好,对飞行器气动力系数影响较小;攻角变化下,机翼前缘涡和前体涡相互干扰,使得前体涡和前缘涡破裂延迟,整体失速特性有明显改善,较单独脊形前体,流场对称性保持较好;由于机翼前缘涡诱导低头力矩,与脊形前体涡诱导抬头力矩相互抵消,使得翼身组合体的纵向稳定性特性,较单独脊形前体有明显改善。     

高速飞行器后向分离特性研究

针对圆锥母弹和旋成体子弹外形,采用数值模拟方法开展了后向分离研究。研究了不同分离攻角和相对速度条件下,母弹对子弹分离特性的影响。结果表明,在高速后向分离过程中,母弹会对子弹运动和姿态产生较大干扰。分离速度主要影响子弹与母弹相对位移的建立,较快的分离速度可以使子弹快速远离母弹,有利于安全分离。分离攻角主要影响子弹姿态,分离攻角越大,滚转姿态发散越快,俯仰和偏航姿态振荡的幅值越大,不利于安全分离。     

非淹没高速水射流喷嘴内外流场数值模拟

将紊流K－ε模型和多流体模型结合,建立了适合于描述非淹没高速水射流喷嘴内外流场特性的数学模型,构造了可靠的算法,并进行了大量的模拟计算。计算的射流液体区长度与实验数据吻合较好,同时探讨了锥角等对锥形喷嘴射流流场的影响,指出了改进锥形喷嘴射流特性的途径及简单锥形喷嘴的不足。本研究方法可以用于其他形状喷嘴的非淹没高速水射流特性的数值模拟。     

命中角对防护结构口部爆炸毁伤影响的数值分析

为研究装药命中角对防护结构口部爆炸毁伤的影响规律,对直墙拱结构进行了一系列爆炸模拟分析,得到了直墙拱结构拱顶、拱脚和直墙底3个位置的爆炸应力和位移时程曲线。通过分析这3个位置的应力峰值和位移峰值,发现随着装药命中角的增大,拱顶处竖直方向荷载减小,而拱脚处水平方向荷载增大;随着装药命中角的增大,拱顶处竖直方向位移变形减小,而拱脚处水平方向位移变形增大。模拟分析得到的命中角对防护结构口部爆炸毁伤的影响规律,可供防护工程设计时参考。