针对大长细比火箭在超声速条件下的气动弹性问题,开展了Fluent仿真计算与理论分析研究。首先,对未变形的火箭进行Fluent仿真计算,得到相应的箭体气动参数;其次,通过模态分析,获取变形后火箭外形进行气动仿真计算,获得变形后的箭体气动参数;最后,通过Fluent计算结果分析气动弹性变形对气动参数的影响,并结合伯德图分析结果,说明该方法能够实现对变形箭体弹性振动的主动抑制。研究结果表明,弹性变形导致箭体的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数的最大变化量分别为-15.59%、10.34%和16.91%,弹体压心最大前移量为13.4%,气弹性系数D 1i、D 2i和D 3i最大变化量分别为20.4%、16.4%和15.2%。

为了得出增速发动机斜置喷管燃气对导弹气动性能的影响,应用CFD软件先计算得出了无燃气影响下导弹的气动参数特性,再对导弹在飞行过程中增速发动机斜置喷管燃气影响下导弹的外流场进行了数值模拟,对比分析得出了燃气流对导弹气动性能影响的大小。计算结果表明,燃气改变了导弹在飞行过程中的外流场结构,导致导弹的升力系数减小,阻力系数和滚转力矩系数增大,特别是引起导弹气动压心系数发生了变化,使导弹在增速段的压心前移,静稳定度降低,研究结果对导弹在增速段的弹道设计和控制具有重要意义。

折叠方式对折叠翼的气动特性及展开特性有重要影响。对对称折叠、顺向折叠方式下折叠翼的气动特性及展开运动过程分别进行了数值模拟仿真和动力学仿真,比较了折叠方式对折叠翼气动特性、展开运动特性的影响,并分析其影响机制。计算结果表明,相对状态下,与对称折叠时相比,顺向折叠时,下折叠翼所受气动力减小,上折叠翼略有增大,导致负攻角情况下顺向折叠时,下折叠翼展开时间增加,展开同步性增强;正攻角情况下下折叠翼展开时间减小,展开同步性减弱。侧滑状态下,两种折叠方式下折叠翼展开时间基本相当,由于背风侧下折叠翼展开时间减小,导致顺向折叠时折叠翼展开的同步性有所减弱。同时,在小展开角度下,顺向折叠时全弹纵向静稳定性有所提高。

为实现不同梯度剩余张力的缠绕张力设计,揭示缠绕过程中的张力变化规律,提出逐层叠加法,研究可变形厚壁筒上环向缠绕张力与剩余张力之间的关系。基于不同材质的双层筒在外压作用下的变形和应力,获得剩余张力下降量与缠绕张力的积分关系,计算各层缠绕张力产生的外压引起内缠绕层环向应力的下降量。进而给出剩余张力函数,获得线性锥度缠绕、等张力缠绕和等力矩缠绕条件下的剩余张力解析公式。将缠绕张力与剩余张力的积分关系式化为微分方程,求解出缠绕后等剩余张力的缠绕张力解析公式。通过钢带缠绕容器和有芯模的纤维缠绕筒的等张力设计对比研究表明,该文解析公式给出的张力设计方案与现有文献完全吻合。文中模型从理论上很好地解决了柱形缠绕件的环向缠绕张力分析问题,适用于各向同性材料厚壁筒和纤维缠绕薄壁筒的缠绕分...

针对线性范围内的螺栓连接结构开展研究。在薄层单元理论基础上,提出了一种螺栓连接结构接触面刚度识别方法。采用正交各向异性本构关系的薄层单元模拟接触面,忽略螺栓和螺孔的影响,建立单个螺栓和多个螺栓搭接2种结构的初始有限元模型;根据试验模态参数,识别连接部位薄层单元材料参数。识别后,2种连接结构前四阶模态频率的计算结果最大误差不超过3.5%,表明识别后的薄层单元能准确反映接触界面的力学特征;文中方法适用于单个螺栓搭接和螺栓较密集工况的准确模拟。

通过对一种两级气动直接力控制阀进行结构参数设计和基于计算流体力学(CFD)的静态特性仿真研究,比较分析了前置级阀挡板及主阀芯在不同位置时阀腔内流场的流动状态和压力损失情况并提出优化措施,得到了挡板位置-流量特性曲线和位置-气动力特性曲线、主阀芯位置-流量特性曲线以及主阀输出推力。利用推力测量试验台进行了原理样机的热试,实测结果与仿真结果基本一致,证明了对两级直接力控制阀的静态特性分析是准确的。分析结果表明,在入口压力保持不变的情况下,前置级阀挡板及主阀芯开口度增大,喷管的输出流量也增大,处于中位时两喷管输出总流量最大;当挡板自中位向极限位置运动时,气动力逐渐增大,是帮助挡板运动的主动力,反之恰好相反;该阀输出的644N大推力完全能满足导弹控制系统的要求。

针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会...

对一种Ma=0～7的二元外并联式TBCC变几何进气道设计开展了研究,给出了进气道总体设计思路、气动型面设计过程、变几何调节规律以及流场控制方案。初步数值仿真结果表明,该进气道满足预期的流量捕获需求,高速通道Ma=4和Ma=7时的喉道总压恢复系数分别为0.62和0.45,低速通道Ma=2.3和Ma=4时的喉道总压恢复系数分别为0.97和0.73;该变几何进气道在模态转换过程可以正常工作,没有明显的流动分离出现;由于侧板溢流,三维计算结果下的总压恢复系数与流量系数略低于二维计算结果。对三维外并联TBCC变几何进气道开展了涡轮通道扩压段设计及数值仿真研究,给出了三维模型的气动特性及涡轮通道的反压特性。

为减小高超声速火箭橇在轨运动时由于气动升力导致的运行不稳定,故在其前、后滑靴上安装导流板以提供负升力。以考虑粘性的稳态三维可压N-S方程为控制方程,采用经熵修正的Roe空间差分格式、LU-SGS隐式时间推进格式,使用两方程可实现k-ε湍流模型,对14种气动外形进行了CFD仿真,从导流板气动效果、流场特性、外形优化和速度影响四个方面进行了研究。结果表明:导流板可增大火箭橇负升力,增强其运行稳定性;火箭橇流场存在大量激波反射、激波干扰行为,影响着导流板周围流场的密度、温度、速度、湍动能与涡线分布,也影响着导流板所受的气动力;导流板的尺寸及安装角会影响导流板的气动性能,且安装角对其影响更明显,以此可进行导流板的气动外形优化;随着马赫数的增大,前导流板负升力及阻力增大程度相比于后导流板更为明显。

对一种组合发动机进气道模态转换设计马赫数下的流动进行了数值模拟,研究了涡轮通道不同区域抽吸对进气道气动性能的影响,对比了外压段不同区域及内压段不同区域抽吸对进气道性能的影响,通过设计不同抽吸方案对比了外压段抽吸及内压段抽吸对进气道气动性能的影响,根据分析结果确定了以外压段为主,内压段为辅的抽吸思路,并选取不同组合方式对比,确定了最优的抽吸方案,以此方案为基础研究了模态转换过程中抽吸对进气道的影响规律。结果表明:在进气道外压段、内压段单独抽吸均可不同程度地改善进气道的起动性能;内、外压区域同时抽吸,随抽吸流量率减小,总压恢复与流量系数乘积增大;涡轮通道抽吸对改善进气道模态转换结束状态起动性能的帮助不大。