徐春光[1]2002年在《复杂喷流流场数值模拟及应用研究》文中进行了进一步梳理本文基于薄层近似N—S控制方程，采用TVD类型的差分格式，结合近壁面低雷诺数修正k—ε湍流模型，对喷流流场进行了数值模拟研究。 针对空空导弹热发射时，其尾流有可能对战机造成损害的现象，对空空导弹尾流边界进行了数值模拟。通过对计算结果的分析找出了影响尾流边界宽度的因素，并根据数值计算所得结果拟合出计算公式，为在工程应用中快速估算导弹尾流边界宽度提供了基础。 针对目前火箭技术发展情况，提出一种多级火箭级间分离设计方案，并对级间段流场结构进行了机理性分析。通过对计算结果的分析，发现后面级前封头形状、排焰孔面积对级间段流场结构产生重要影响，在设计中必须予以重点考虑。对栅栏构架和排焰孔的计算分析表明，在采用排焰孔时由于流动的非对称性，使得连接舱内的驻点涡消失，且在同样排焰面积情况下，后面级受到的轴向力较大。 在对侧向喷流与高超声速主流干扰流场进行数值模拟中，研究了喷流压力和攻角对干扰流场的影响，并与试验值对比，符合很好。在同一攻角情况下，随喷流压力比增大前分离区增大；在同一喷流压力比情况下，随攻角增大分离区增大。计算结果可以为试验研究及工程应用提供指导。 鉴于固体火箭发动机装药可能存在裂缝的情况，特对发动机点火时升压梯度引起的激波在狭缝内传播情况进行了数值模拟。通过数值模拟，得到了激波在狭缝内传播的清晰图谱，对裂缝内激波传播、反射有了较清晰的了解。同时通过对不同深度裂缝内壁面超压的比较发现，随着深度的增加，裂缝内压力振荡加剧，当深度超过一定值时，裂缝内压力产生剧烈振荡，且振荡衰减缓慢，此种情况对装药结构非常不利。
高旭东[2]2002年在《复杂旋转侧喷流场数值模拟》文中进行了进一步梳理本文首次完成了高速旋转弹丸侧喷叁维干扰湍流流场的数值模拟，分析了弹丸侧喷流场复杂的波系结构，研究了高速旋转、攻角、底喷等因素对弹丸侧喷流场的影响规律，深入分析了旋转侧喷弹丸的空气动力学特性。 在旋转坐标系下，发展了一种含旋转源项的雷诺平均Navier-Stokes方程的叁维有限体积TVD格式，时间离散采用隐式Euler方法。在非定常计算中，采用Jameson提出的双时间推进方法改进时间精度。湍流模型采用高雷诺数k-ε两方程模型。在改进传统网格生成方法的基础上，结合投影映射、分区拼接技术生成了弹丸侧喷流场单一区域三维计算网格，在侧喷流喷口边界实现了网格贴体化。 系统研究了低阻远程弹丸在小攻角状态，低跨声速、高跨声速和超声速时的非对称绕流流场，为该弹形气动力研究提供理论指导并为弹丸侧喷流研究奠定基础，结果显示低阻远程弹丸外形具有优化绕流场、减小空气阻力的特点。对分区计算技术在弹丸绕流场数值模拟中的应用也进行了尝试，计算表明分区后计算稳定性有所下降。 在无旋转、无攻角条件下完成了弹丸侧喷叁维干扰湍流流场数值模拟，并完成了弹丸底喷流-侧喷流共同干扰流场的一体化计算。弹丸侧喷流与绕流的相互干扰形成了包含喷口前激波、再附激波以及沿喷流边界发展的膨胀波等复杂的波系结构，并延伸影响到弹底部流动。研究表明，侧喷流与来流马赫数之比是影响绕流场的重要因素，该值越大则侧喷干扰越强烈，矩形和椭圆形两种侧喷口形状对侧喷流场干扰波系的影响并不明显。侧喷口前绕侧喷流的激波和侧喷流对弹底部流动的引射导致了弹丸波阻和底阻系数的增大。底喷流动具有添质加能和引射两种相反作用，并能消弱侧喷流对弹丸底部流动的影响。 为研究高速旋转对侧喷流绕流场的影响，进行了高速旋转弹丸侧喷叁维干扰湍流流场的数值模拟。与无旋转情况对比表明，旋转对弹丸侧喷流以及底部流动均有影响，高速旋转导致侧喷射流向旋转来流方向倾斜，并减弱其对弹底流动的引射。在高速旋转弹丸底喷流-侧喷流共同干扰流场的计算中，发现高速旋转对底喷流动的影响没有对侧喷流动的明显。 采用双时间推进法成功进行了有攻角高速旋转光弹体绕流和弹丸侧喷流两种非定常流场的数值模拟。计算表明，两种非定常流场在经过约一个旋转周期之后形成非定常周期流场。光弹体弹丸表面压力表现为周期性波动，从计算中得到的马格努斯力系数与实验值十分吻合。弹丸侧喷流场干扰波系的空间结构、弹体表面压力和各种空气动力参数均表现为稳定的周期性波动。 系统分析了旋转侧喷弹丸复杂的空气动力学特性，分析了马格努斯力系数、法向力系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数和压力中心等参数的产生机理和变化规律。与光弹体相比，旋转侧喷弹丸的空气动力特性不仅在形成机理上发生了本质变化，而且在数值上表现出复杂的波动形式，这些特点将对旋转侧喷弹丸空气动力研究带来直接和深远的影响。
刘晨[3]2009年在《复杂燃烧流场数值模拟方法研究》文中研究说明随着吸气式高超声速飞行器的发展,超声速燃烧冲压发动机的研究得到了世界各国的高度重视。超燃冲压发动机燃烧室工作过程复杂,其内部流场是复杂的叁维流动,充满着激波、膨胀波、燃烧波、各种涡系、附面层及其相互之间的干扰,对于液态燃料还包含燃料的雾化、变形、蒸发、碰撞、破碎等复杂的物理过程。作为燃烧室设计的关键技术,复杂燃烧流场数值模拟技术的重要性日益显现。本文结合计算流体力学、燃烧学、传热学、多相流等学科,针对燃烧流场中涉及的化学反应、宽马赫数范围、气液两相流掺混等复杂流动现象,发展了基于非结构/混合网格的全速域高效数值模拟算法及大规模分布式并行计算技术,为先进飞行器推进系统的设计提供了有效手段。考虑到在超燃冲压发动机概念设计和初步设计阶段,需要大量分析推进系统的性能,本文发展了一种能够对燃烧室性能进行快速评估的一维流分析方法。对该方法中涉及的控制方程、经验模型、计算方法等方面进行了详细讨论,采用Billig实验模型进行了数值验证,并对一种典型超声速燃烧室几何与燃料喷口参数等对燃烧室性能的影响作了数值分析,分析结果可以给燃烧室的初步设计提供依据。针对气态燃料燃烧流场,以多组分N-S方程为基础,利用高阶迎风格式、湍流模型及有限速率化学反应模型等,发展了基于非结构/混合网格的可应用于全速域燃烧流场数值模拟的大规模并行计算方法。空间离散格式包含AUFS、Van Leer、AUSM+和HLLC/E等迎风分裂格式;湍流模型包含S-A一方程、k-εCMOTT和k-ωSST两方程湍流模型。以对称边界为例,讨论了人工边界条件处理方法对计算结果的影响;利用量级分析的方法,研究了在低马赫数情形时采用预处理方法的必要性和有效性;并详细介绍了几种常见通量分裂格式的预处理方法。利用多个经典算例对本文发展的算法进行了分析和验证。计算结果表明,本文发展的算法对无粘流、层流、湍流、反应流、全速域流等都具有较好的计算精度和可靠性。针对液态燃料燃烧流场,采用Eulerian-Lagrangian方法,基于随机轨道模型,整合现有的液滴蒸发、变形、二次破碎、碰撞聚合、气液相间作用等模型,在气态燃料燃烧数值模拟算法基础上,发展了基于非结构/混合网格的液态燃料燃烧流场数值模拟的大规模并行计算方法。通过验证算例检验了本文发展的气液两相流算法中各子模型的可靠性和计算精度;最后通过Lin的水横喷实验和结合氢引导火焰与凹腔的煤油超燃算例的分析研究,表明了本文开发的算法对液态燃料燃烧流场的模拟能力。
张乐[4]2016年在《飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究》文中提出进排气系统气动性能的好坏直接影响着发动机的工作,且其布局方式也将直接影响飞行器整体气动性能;同时,进排气系统作为一种电大尺寸凹腔结构是飞行器前向和后向的主要电磁散射源之一,其形成的雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)对飞行器整体RCS贡献较大,极大地影响飞行器生存能力。因此,如何设计合理的进排气系统布局方式以满足飞行器具有良好的气动和隐身性能是现代隐身飞行器研究重点之一。本文以大展弦比双发飞翼布局为背景,开展了飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究,研究工作主要包括以下几方面:(1)开展了基于叁维可压缩N-S方程的气动数值模拟方法和几种用于电磁散射特性计算的数值方法研究。首先,基于有限体积法,开展了采用Roe格式空间离散格式、隐式LU-SGS时间推进方法、多种边界条件的气动数值模拟方法研究;其次,开展了基于多层快速多极子(MLFMM)、物理光学法(PO)以及射线弹跳法(SBR)的电磁散射特性数值计算方法研究,并研究了其计算机理、计算精度和适用范围。最后,分别通过实验与数值计算对比,验证了所建立的气动和电磁散射特性数值计算方法是可靠的。(2)为了解决气动与隐身性能俱佳的设计问题,开展了飞翼布局气动与隐身综合设计研究,并提出了一种气动和隐身性能俱佳的类“鹰嘴”形前缘设计(减小翼型前缘半径),将其作为保形进排气系统设计的基础。研究主要针对大展弦比飞翼布局大鼓包式机身展开,分别基于隐身反设计和基于装载布置设计开展了飞翼布局设计研究,然后针对不同雷达频率下大展弦比飞翼布局呈现不同电尺寸特性,开展了相应的RCS预估方法研究,并通过某飞翼布局缩比模型的隐身测试进行了数值方法的验证。(3)为了解决耦合进排气系统下飞翼布局仍能获取良好气动和隐身性能的问题,提出了一种飞机/进排气系统一体化保形设计思想,并在保持双发飞翼布局整体流线型的气动布局下开展了保形进排气系统外形一体化设计。首先,基于常规进气道设计准则,结合超椭圆方程,开展了S弯进气道设计方法研究,并通过对规则形状(长方形进气口转圆形出口)S弯进气道设计进行了设计方法初步验证,共构建了5种不同中心线和截面积变化规律进气道。其次,基于所构建的S弯进气道设计方法,开展了双发飞翼布局保形进气道设计。最后,综合考虑气动、电磁隐身和红外隐身叁者的相容性,开展了较大宽高比的飞翼布局保形非对称尾喷管设计。(4)为了获取更好的气动性能和更高的推进效率,针对双发飞翼布局耦合保形进排气系统开展了气动设计及优化研究。首先,基于推阻平衡原则和等熵流动假设,开展了飞翼布局进排气系统动力数值模拟方法研究,通过引入压力边界条件来模拟发动机进排气效应,并结合推阻平衡原则进行动力参数调节,然后分别通过保形进气道和膨胀尾喷管计算与实验结果对比,验证了模拟发动机进排气压力边界条件的有效性。其次,基于所建立的动力数值模拟方法,分别开展了双发飞翼布局保形进气道和保形尾喷管气动特性分析及设计研究。然后,基于保形圆矩形尾喷管开展了一种新型推力矢量控制方式研究,即尾喷管燃气舵的概念设计。为了进一步提升保形进排气系统的内流特性,还开展了保形非对称S弯进气道设计及优化研究,提出了一种新的中心线和截面积变化规律的进气道参数化方法,并采用无限插值变形技术(TFI),且引入样本更新和多轮优化的思想构建优化体系。最后,为了进一步提升飞翼布局耦合进排气系统时全机气动性能,开展了基于自由变形(FFD)方法的多鼓包减阻设计及优化研究。(5)基于双发飞翼保形进排气系统开展了电磁散射特性计算分析及设计研究,并针对不同电尺寸腔体目标构建了一套有效的电磁散射特性数值计算方法。首先,开展了腔体隐身数值计算方法研究,并通过进口斜切45°进气道腔体隐身实验进行了验证。其次,构建了与无人机保形进气道尺寸相同(进、出口截面面积相同)的方转圆规则形状S弯进气道,基于MLFMM方法开展了中心线和截面积变化规律对进气道电磁散射特性影响研究,并分析了其散射机理。然后,结合全尺寸大展弦比飞翼布局耦合保形进排气系统,基于SBR方法开展了不同进口形状进气道和不同面积比非对称喷管电磁散射特性影响及设计研究,并通过飞翼布局耦合矩形进气道隐身实验对比,进一步验证仿真算法的有效性。(6)基于双发飞翼布局耦合保形进排气系统时前向区域散射明显增强,首次系统地开展了保形进口格栅气动与隐身综合设计研究,并针对复杂进口格栅构建了一套有效的气动和电磁散射特性数值计算方法。首先,基于相关的工程应用实例,提炼出进口格栅设计原理及准则,在此基础上构建并制作了斜切45°规则进口格栅耦合直腔体模型,并基于MLFMM算法开展了格栅电磁散射特性数值计算与实验的对比验证。其次,开展了格栅典型特征几何参数如格栅孔间距、格栅倾角及格栅厚度等对格栅电磁散射特性影响研究,还研究了不同频率和不同极化方式下格栅电磁散射特性。然后,基于优化后保形非对称S弯进气道,开展了飞翼布局保形进口格栅设计及电磁散射特性研究,且制作了飞翼布局耦合保形进口格栅缩比模型并进行了隐身实验,进一步验证了所建立的格栅电磁散射特性数值计算方法是可靠的。最后,开展了飞翼布局耦合保形进口格栅内外流一体化气动特性研究,考虑到保形进口格栅形状变化复杂,提出了基于混合网格的气动计算方法,并进行了不同孔间距格栅对机体内外流气动特性影响研究。
王兵[5]2007年在《阀门内漏的声场数值模拟及实验研究》文中提出本文以承压阀门气体内漏这一工程问题为背景,研究针阀,球阀和闸阀的声学检测与评价。阀门内部流动状态比较复杂,气体喷流流场与声场相互作用,相互影响,从理论上很难准确分析气体喷流声场的特性。本文采用数值模拟和实验研究相结合的方法,通过对阀门气体内漏声场进行模拟,分析阀门气体内漏发声机理及声场特性,模拟分析结果对阀门气体内漏声学检测技术提供理论依据。阀门气体内漏过程产生的高速射流喷注不仅辐射四极子噪声,而且不均匀的气流还对噪声的传播起扰动作用。所以分析阀门内漏的流动状态及喷射噪声源的位置,强度,扰动速度的分布等情况可为内漏噪声场的数值模拟提供基础。内漏流场的模拟采用雷诺平均N-S方程和k-ε湍流模型作为控制方程,在空间上采用有限体积方法(FVM)二阶迎风格式对控制方程进行离散,时间上采用四阶Runge-Kutta法进行积分,流速和压力偶合采用SIMPLEC算法。根据阀门气体内漏流场模拟结果,得到扰动速度的分布函数,为阀门气体内漏声场模拟奠定基础。阀门气体内漏喷流声场的数值模拟采用加载速度扰动的声波动方程为控制方程,运用无条件稳定,高精度的加权平均叁层隐格式差分方法,边界上综合运用Clayton-Engquist-Majda无反射边界条件和Dirichlet全反射边界,采用MATLAB软件进行编程计算和结果可视化输出。完成了轴对称射流噪声场及叁种阀门气体内漏声场的数值模拟,同时分析不同上游压力和内漏状态对阀门内漏声场的影响及其声场特性,得到上游压力及内漏状态对内漏发声的影响规律。建立阀门气体内漏声学检测模拟实验装置,采用声学检测仪测试不同类型阀门内漏过程的声信号,获得阀门气体内漏过程声强及内漏率的实验数据,验证数值模拟结果的正确性。
张颖[6]2007年在《阀门气体内漏的声学特性及量化检测技术研究》文中进行了进一步梳理阀门作为一种通用的机械产品,在国民经济的各个领域被广泛应用,它的安全性一直是人们关注的焦点。阀门泄漏是阀门破坏的主要类型,泄漏分为外漏和内漏,阀门外漏引发的事故较多,不仅影响安全生产,而且对环境造成的危害较多,能量损失严重。人们对阀门外漏已相当重视,检测技术和手段也比较成熟。在用阀门的内漏一般较难发现,但却对阀门的安全运行产生重大影响,易造成突发的恶性事故,如工作介质被污染,某些火灾爆炸、中毒事故都是由阀门内漏造成的。阀门内泄漏的检测尚缺少有效的手段,多依靠人的感观和经验,判断起来缺乏科学的依据,因此迫切需要一种实用高效的阀门内漏检测技术。阀门气体内漏是一喷流过程,伴随着喷射噪声的产生,利用声学方法可检测到这种噪声。本文以阀门气体内漏这一工程问题为背景,开展阀门气体内漏发声机理和内漏声源声学特性研究。从理论上证明了阀门气体内漏存在着喷流噪声,得到四极子声源强度与喷流速度的关系式。采用数值模拟方法深入研究了针阀、闸阀和球阀叁种类型阀门气体内漏喷流流场和喷流声场的特性,得到阀门入口压力和阀门内漏间隙等参量对内漏喷流流场和喷流声场的影响。建立阀门气体内漏声学检测实验系统,完成针阀、闸阀和球阀叁种阀门的声学检测实验,验证了数值模拟结果。根据实验数据,得到阀门内漏率的经验计算公式,实现阀门气体内漏的声学量化检测。本文的研究工作,为阀门气体内漏声学量化检测技术的应用与发展奠定了理论基础,具有重要的理论意义和工程应用价值。论文的主要研究内容包括:1.阀门气体内漏过程动态流体声源的发声机理和声学特性研究。应用气动声学、气体射流和涡运动等理论,对气体内漏过程动态流体源的发声机理和声源特性进行理论分析,根据阀门气体内漏的实际情况,确定可用四极子声源近似表示阀门气体内漏喷流噪声源;2.建立阀门气体内漏喷流噪声声源强度的流动参量描述方程。分析阀门内漏气体喷流流场和喷流声场的相互作用,应用气体喷流过程的流动方程和气动力声方程,建立了阀门气体内漏喷流速度与喷流噪声强度的关系式;3.完成针阀、闸阀和球阀叁种类型阀门在不同内漏状态下的气体喷流流场数值模拟与分析。利用CFD模拟软件,综合采用RNG k-ε模型和在近壁面区低Re数k-ε模型,对针阀、闸阀和球阀叁种阀门气体内漏喷流流场进行数值模拟,得到不同内漏间隙和不同上游压力下叁种阀门内漏喷流流场的分布规律;4.根据轴对称气体喷流流场数值模拟结果的分析,得到喷流速度的分布规律。采用数值拟合的方法,建立了轴对称气体喷流速度分布函数。采用类似的方法,得到不同状态下叁种阀门内漏喷流速度分布模拟函数;5.建立阀门气体内漏喷流声场数值模拟方法。根据莱特希尔气动力声方程和喷流流动方程,建立考虑喷流速度影响的阀门气体内漏喷流声场控制方程。采用二阶精度加权平均隐格式有限差分方法,对阀门气体内漏喷流声场控制方程进行数值计算。计算边界综合采用无反射吸收边界和全反射壁面边界,同时对区域角点采用相应的处理方法,保证计算域的封闭。初始声源采用高斯型四极子声源作为压力脉动源;6.完成针阀、闸阀和球阀叁种类型阀门在不同内漏状态下气体喷流声场的数值模拟与分析。根据建立的阀门气体内漏喷流声场数值模拟方法,利用MATLAB数值计算软件编制数值模拟程序,得到不同内漏状态下叁种阀门气体喷流声场的数值模拟结果;7.阀门气体内漏声学检测实验研究。建立阀门气体内漏声学检测模拟实验装置,完成针阀、闸阀和球阀叁种类型阀门气体内漏的声学检测实验。实验证明了阀门气体内漏过程中存在着喷流噪声,确定了叁种实验阀门的最佳检测位置,得到了阀门内漏间隙和上、下游压力变化对阀门内漏喷流噪声强度和内漏率的影响规律。验证了气体介质在内漏过程中存在阻塞现象,得到阻塞状态下叁种阀门气体内漏喷流噪声强度与内漏率间的关系;8.根据阀门气体内漏喷流声场的理论分析、数值模拟和实验研究结果,建立阀门气体内漏率与内漏噪声强度间的计算公式,实现阀门气体内漏声学量化检测。
贾如岩[7]2016年在《助推滑翔导弹低空级间热分离过程及其影响研究》文中研究指明热分离是导弹级间分离的重要方式。助推滑翔导弹的弹道特性比传统导弹更为复杂,直接影响级间分离安全性与飞行稳定性。低空高速条件下的级间热分离是助推滑翔导弹面临的关键问题之一。助推滑翔导弹低空级间热分离具有气动干扰强烈、影响因素不确定、多物理过程耦合等特点,本文针对此过程及其影响进行了系统深入的研究。系统开展了助推滑翔导弹级间热分离过程中复杂喷流流场对导弹姿态运动的干扰特性研究。研究结果表明,级间热分离初期以两级级间间隙为界,可将流场分为内部喷管喷流流场与外部间隙喷流干扰流场,内外流场中不对称的流动分离高压区域,是级间热分离过程对上面级弹体姿态运动干扰的重要来源,其中内流场为处于过膨胀状态的喷管内部形成的流动分离,外流场为超声速来流与级间间隙侧向喷流相互干扰形成的流动分离。研究了导弹低空级间热分离过程中,级间间隙侧向喷流与超声速来流的干扰特性,分析了来流特征、喷流特征、分离运动参数对流场结构与干扰力矩的影响规律。研究了导弹级间热分离过程中喷管流动分离与侧向力特性,获得了级间热分离中锥形喷管与最大推力抛物型喷管流动分离流场结构与侧向力特征,分析了两级相对运动偏差的影响规律。基于上述结果揭示了级间分离区域内、外流场对助推滑翔导弹姿态运动的干扰原因。提出了基于区间分析的导弹级间分离段控制非概率鲁棒分析与设计方法。建立了控制系统区间鲁棒性的描述模型,对比了一阶、二阶区间摄动法与子区间摄动法在计算级间分离段导弹控制鲁棒性指标时的精度。建立了控制系统区间鲁棒性优化模型,将子区间摄动法与序列近似优化算法相结合,实现了参数不确定条件下,助推滑翔导弹级间分离段控制鲁棒性的快速分析与优化设计。开展了助推滑翔导弹低空级间热分离过程多学科耦合仿真研究。提出了基于网格伴飞策略的流场/飞行力学/控制耦合仿真方法,实现了带闭环控制六自由度飞行力学仿真与流场动边界非定常数值模拟的实时耦合,搭建了基于多学科协同仿真的数值虚拟飞行系统,针对叁种启控策略,进行了两级助推滑翔战术导弹级间热分离过程的多学科耦合仿真分析。论文为助推滑翔导弹低空级间热分离过程预示与方案设计提供了重要的理论依据与技术支撑。同时,论文对侧向喷流干扰、喷管流动分离与侧向力、控制系统鲁棒性分析以及数值虚拟飞行技术等相关领域进行了探讨,获得了一些有价值的结论。
常见虎[8]2008年在《燃气舵气—固两相绕流数值模拟及试验研究》文中进行了进一步梳理燃气舵是垂直发射先进拦截导弹经常采用的推力矢量控制技术之一,广泛应用于地地、地空、舰舰等战术固体导弹。由于燃气舵控制技术具有控制导弹的方位角定向范围大、响应时间快、弹道最高点低等优点,近年来,许多国家的空空导弹也开始采用这种推力矢量控制技术。但是,与其它类型燃气舵控制的导弹相比,空空导弹能够提供的安装燃气舵的空间非常狭小,安装燃气舵后,发动机喷口的流场更加复杂,又由于燃气流是高温高压且含有多种固体颗粒的气-固两相流,对燃气舵的烧蚀严重。因此,开展燃气舵气-固两相绕流及相应条件下的气动特性研究,就显得非常有意义。本文以某空空导弹燃气舵为研究对象,采用数值模拟与试验相结合的手段,对燃气舵纯气相绕流流场和气-固两相流绕流流场及燃气舵气动特性进行了研究。主要研究内容为:1.建立了燃气舵纯气相绕流流场的物理模型,采用含k-ε双方程模型的湍流时均方程组,给定方程组的边界条件,对燃气舵纯气相绕流流场进行了数值模拟。详细分析了舵偏角和舵间组合对燃气舵绕流流场结构的影响,给出了燃气舵力学性能随舵偏角的变化规律,为进一步研究气-固两相流中颗粒相对燃气舵气动特性和绕流流场结构的影响提供理论依据。2.建立了燃气舵气-固两相绕流流场的物理模型,提出了针对该模型的燃气舵绕流流场计算处理方法和定解条件。通过数值计算,得到燃气舵和耳片的气动特性,分析讨论了影响燃气舵绕流流场结构和固体颗粒在燃气舵表面沉积特性的主要因素及其影响规律,研究了燃气舵升力、燃气舵阻力和耳片阻力随舵偏角的变化关系。3.借助六分力试验系统,对某空空导弹燃气舵进行了台架试验,获得了部分舵偏角对应的升力和阻力等试验数据,通过与数值模拟结果的对比发现,二者吻合较好,验证了本文数值模拟结果的可靠性;通过进一步分析台架试验后的燃气舵烧蚀形貌、断口形貌、截面组织结构和不同位置的化学成分等,对燃气舵烧蚀机理进行了初探。通过本文研究,得到了燃气舵的气动力特性,以及舵偏角、固体颗粒分布及壁面属性等对燃气舵绕流流场的影响规律。本文研究成果已成功应用于某型号空空导弹研究中,效果良好。实践表明,本文研究工作对某型号类空空导弹燃气舵的设计和应用具有指导意义,同时为后续开展该类燃气舵的烧蚀机理研究提供了参考依据。
闫岱峻[9]2012年在《微小型水下航行器在非均匀流场中的运动性能分析》文中研究说明微小型水下航行器作为一种智能化的无人水下装备，由于本身具有体积小、阻力低、机动灵活性好等特点，使得其在海洋资源的深入开发利用和水下军事环境探测方面引起了国内外的广泛关注。微小型水下航行器在工作时，其自身的推进系统和操纵系统存在一定的局限性，往往会受到不规则海浪、海流、旋涡的影响。如何在复杂的海洋环境中有效地保持自身的航行姿态就成了微小型水下航行器必须面对的问题。对微小型水下航行器在非均匀流场中的运动性能进行研究是解决以上问题的基础。本文基于CFD技术计算分析了微小型水下航行器在非均匀流场中的运动性能，以及相关的一些流动干扰现象，主要内容包括：（1）基于CFD技术对不同载体形式的微小型水下航行器在均匀流场中的航行性能进行数值模拟，讨论了湍流模型对的计算结果的影响。采用动网格技术模拟非定常运动，计算了微小型水下航行器进行六自由度运动时的水动力性能。进一步针对扁平体模型计算其在线性、抛物线型分布的非均匀流场中的定常、非定常水动力性能，讨论了航行状态和来流非均匀度对其水动力性能的影响。（2）在哈尔滨工程大学水下机器人技术国防科技重点实验室大型实验水池中采用潜水泵局部射流、池内循环的方式形成了叁维复杂喷流流场，采用多普勒流速仪对复杂流场多个位置进行了叁维流速标定，比较了不同潜水泵频率、喷管数量形成的复杂流场叁维速度分布情况。采用叁分力天平测量了扁平体模型在复杂流场中不同位置、不同漂角时的阻力、横向力和转艏力矩，分析了扁平体模型在复杂流场中的水动力性能。（3）分别对不同雷诺数下方柱的流体动力性能进行数值模拟，进而通过在方柱上游布置平板作为干扰体来对方柱的绕流场进行控制。探讨了不同的平板布置位置和平板尺度对方柱的受力特性及绕流场的干扰效果。计算结果表明在方柱上游布置平板可有效的降低作用在方柱上的周期性交变力。
唐振华[10]2010年在《重迭网格技术及在复杂弹箭流场中的应用》文中研究指明随着计算流体力学(CFD)的飞速发展,数值模拟在实际工程应用中发挥着越来越重要的作用,但对于叁维复杂外形粘性流动的数值计算,如果仍然使用高质量的分区对接网格,其难度会大大增加。重迭网格法通过将物理区域分解为多个易于简单结构网格生成的子域,简化了网格的生成,是目前CFD网格技术的重要研究方向。因此重迭网格技术研究具有重要的应用价值。本文的主要工作研究基于结构网格的重迭技术,目的是发展适合复杂弹箭流场模拟的重迭网格计算程序,其主要研究内容包括以下几方面：本文首先研究了所采用的控制方程和数值求解方法。控制方程采用基于薄层假设的定常可压缩N-S方程,空间离散采用有限体积方法,无粘通量项的离散采用迎风型通量差分分裂格式(FDS),时间推进采用隐式近似因子化法,湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程模型,并利用多重网格法加速解的收敛。其次,研究了基于结构网格的重迭网格方法。主要研究内容包括子域网格生成方法、洞边界搜索、边界信息插值、多重网格法的应用、重迭域的大小、插值对数值计算全局精度的影响以及数值算法的修正等。接下来,验证重迭网格方法的可行性。采用经典的NACA0012翼型、某叁段翼型、M6机翼以及平板横向喷流等算例进行流场数值模拟,并与对接分区计算结果及实验结果进行比较,验证了算法的可靠性。最后,对弹箭横向喷流流场进行了数值模拟。通过对超声速下某翼身组合体横向喷流干扰流场进行数值模拟,研究了喷流流场的特性和干扰效应对气动性能的影响,并与实验结果进行对比,验证了本文所发展的重迭网格技术具有一定的实际工程应用价值。
参考文献：
[1]. 复杂喷流流场数值模拟及应用研究[D]. 徐春光. 中国人民解放军国防科学技术大学. 2002
[2]. 复杂旋转侧喷流场数值模拟[D]. 高旭东. 南京理工大学. 2002
[3]. 复杂燃烧流场数值模拟方法研究[D]. 刘晨. 南京航空航天大学. 2009
[4]. 飞翼布局耦合进排气的气动与隐身综合设计研究[D]. 张乐. 西北工业大学. 2016
[5]. 阀门内漏的声场数值模拟及实验研究[D]. 王兵. 大庆石油学院. 2007
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