优秀研究生学位论文题录展示

导弹和再入飞行器横向喷流效率研究

专 业: 力学、流体力学
关键词: 横向喷流干扰 CFD验证 导弹 再入飞行器 喷流效率 数值模拟
分类号: TJ760.12  V211.3
形 态: 共 84 页 约 55,020 个字 约 2.632 M内容
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内容摘要


大量的飞行与风洞试验已经表明,在超声速与高超声速飞行器上采用横向喷流反作用力控制系统是非常有效的。

在高高空来流的动压很低的情况下,横向喷流控制比常规气动舵面控制方式更具适应性。

但是喷流与外流参数的各种组合导致喷流干扰现象十分复杂。

本文旨在通过数值模拟把握横向喷流流场的主要特征,在此基础上开展对外形以及喷流参数对喷流效率的影响研究。

全文共分为六章。

第一章为引言,介绍了横向喷流问题的研究背景,国内外目前研究状况,以及本文的工作。

第二章详细介绍了本文采用的数值方法,主要包括:

三维可压缩NS方程及其无量纲化方法,无粘项离散常用的三种数值格式(roe、原始变量型NND、通量差分型NND),隐式UISGS时间离散方法,各种边界条件以及本文数值模拟采用的喷流边界条件,SA、K-ε、kωsst湍流模型,气动力系数计算等。

第三章对一个比较典型的导弹外形(尖拱-柱)在来流马赫数为3.33情形下的横向喷流现象进行了数值模拟,并与试验结果及文献计算结果进行对比以考核平台代码,比较了不同格式、限制器、分裂方法、湍流模型对干扰流场的模拟能力。

结果表明,雷诺数比较大时需要添加湍流模型方能准确模拟干扰流场;三种数值格式(roe、原始变量型NND、通量差分型NND)计算结果的差别很小,对压力分布的主要特征把握都比较准确;为了消除在激波附近数值解出现的过冲或过膨胀现象,需要添加限制器;适当选择湍流模型、数值格式和限制器情况下,不同的矢通量分裂方法计算结果差别很小。

通过与试验以及文献计算结果的比较可以得知:

该平台可以比较精细地模拟三维超声速粘性喷流干扰流场,对于轴向压力、周向压力分布以及总体气动特性(气动力、力放大因子、俯仰力矩)的预测较为准确。

第四章利用前一章软件考核的结果,选取了对横喷干扰流场模拟效果比较好的数值方法组合(原始变量型NND、minmod限制器、SW矢通量分裂方法、kωsst湍流模型)对光弹(尖拱-柱外形)和带有尾翼的两种构型在超声速来流条件下的横向喷流效应进行了数值模拟,通过不同构型情况下横向喷流流场压力分布、放大因子及压心的比较重点讨论了构型对横喷效率的影响。

数值计算结果与试验以及文献计算结果吻合的比较好。

结果表明,粘性影响在喷流与来流干扰效应中是不可忽视的因素,考虑粘性效应的数值模拟结果与试验结果吻合得很好;对所计算的来流马赫数状态,高压区对喷流反作用力的提升作用都是非常显著的,而低压区的副作用在M<,∞>=2.0时比M<,∞>=4.5时大,导致放大因子的较小和干扰压心的靠后;与光弹相比,由于喷口下游低压区对尾翼的作用使得尾翼构型对喷流干扰力有了额外的效应,这种额外效应(副作用)在负攻角时表现尤为明显,造成了放大因子的大幅减小,这也说明在低压区放置升力面无助于喷流放大因子的提升;M<,∞>=2.0时,得到的都是小于1的放大因子,M<,∞>=4.5、攻角比较大时得到大于1的放大因子,随着攻角增加,放大因子基本呈现增加的规律;来流马赫数为2时,两种构型的放大因子都随喷流与来流压比增加而增加,不过幅度很小,而且带尾翼构型的放大因子始终小于光弹构型,来流马赫数为4.5时,放大因子随压比增加先减少后增加,压比比较小时,尾翼构型的放大因子大于光弹构型。

第五章利用与第四章相同的数值方法对一个再入飞行器模型的横同喷流干扰效应进行了数值模拟,不同的是,为了与参考文献(文献[21])保持一致,采用了层流假设。

分析了高超声速喷流干扰效应与超声速喷流干扰效应的差别,在此基础上重点探讨了喷流参数对高超声速来流条件下的横向喷流干扰效率的影响。

计算结果表明,与超声速来流相比,高超声速来流条件下,低压区的范围非常小,对放大因子的影响有限,一般得到比较大的放大因子;攻角比较大时,一对反方向的涡对物面压力影响比较小,攻角比较小时(喷流处于迎风面),由于涡的影响造成的低压带非常明显;在一定压比范围内,放大因子与喷流压力成反比,很低的喷流驻点压力就能得到高达68%的喷流反作用力增加;喷流的物理和几何参数对喷流效率影响的数值模拟结果表明,在总面积相同的情况下,与正方形、双圆、三圆、四圆喷口相比,圆形喷口情形得到最大的力放大因子;喷流向前倾斜有利于增大高压区的影响范围,进而增加放大因子,不过与此同时也得到比较大的低头力矩,而且总的法向力也大为减少。

相同喷流质量流量情况下,喷流出口马赫数为1时得到最大的放大因子。

第六章为结束语,对本文工作进行了概括总结,指出了仍需进一步研究的一些工作。

最后是致谢及本文的参考文献..……

全文目录


摘要
英文摘要
第一章 引言
1.1研究背景
1.2国内外研究概况
1.3本文的工作
本章附图
第二章 数值计算方法
2.1控制方程
2.2坐标变换
2.3方程离散
2.3.1空间离散
2.3.2时间离散
2.4边界条件
2.4.1物面边界条件
2.4.2喷流边界条件
2.4.3超声速入口与出口边界条件
2.4.4对称面边界条件
2.4.5奇性轴边界条件
2.5湍流模型
2.5.1SA模型
2.5.2κ-ε模型
2.5.3SST模型
2.6压力系数、气动力系数计算公式
第三章 算法验证
3.1计算条件和问题陈述
3.2结果与讨论
3.2.1湍流模型的影响
3.2.2格式的影响
3.2.3限制器的影响
3.2.4通量分裂方法的影响
3.2.5周向压力及迎风面压力分布比较
3.2.6力(矩)系数、放大因子比较
3.3本章小结
本章附图
第四章 飞行器外形对喷流干扰效率的影响研究
4.1外形及参数
4.2计算网格
4.3数值方法
4.4计算结果及分析
4.4.1与试验结果比较
4.4.2粘性影响
4.4.3压力与马赫数云图
4.4.4物面流线
4.4.5放大因子影响因素分析
4.4.6干扰力矩结果分析
4.4.7喷流与来流压比对放大因子和干扰压心的影响
4.5本章小结
本章附图
第五章 喷流参数对喷流干扰效率的影响研究
5.1外形及参数
5.2计算网格
5.3数值计算方法
5.4结果与分析
5.4.1与试验结果比较
5.4.2压力分布与物面流线
5.4.3速度矢量图
5.4.4力放大因子与干扰压心变化规律分析
5.4.5喷流与来流压比对力放大因子和干扰压心的影响
5.4.6喷口参数对喷流效率的影响
5.5本章小结
本章附图
第六章 结束语
参考文献

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中图分类: > TJ760.12 > 工业技术 > 武器工业 > 火箭、导弹 > 导弹 > 一般性问题
其他分类: > V211.3 > 航空、航天 > 航空 > 基础理论及试验 > 空气动力学

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