史金光[1]2001年在《高超声速弹翼表面气动烧蚀现象的研究及其仿真数值计算》文中研究指明本文以高超声速飞行的直角梯形弹翼为研究对象，对其表面的烧蚀现象进行了较为全面的研究。从一般形式的导热微分方程出发，逐步建立了弹翼内部温度分布和烧蚀的数学计算模型；与此同时，建立了弹翼表面的热流密度和压力分布的数学模型。采用有限差分法进行数值求解，并编制了较为通用的仿真软件，用于模拟诸如由电热化学炮发射的高超声速穿甲弹弹翼前缘的瞬时热效应。由于这类弹丸在大气中高速飞行，并受到剧烈的气动加热及空气动力负荷的作用，因此，弹翼前缘部的生存能力就成为弹丸设计中必须要考虑的问题。本文通过仿真软件模拟了弹翼的瞬时烧蚀外形，并详细讨论了不同初速、不同翼形、不同气象条件及不同材料条件下的烧蚀特性。最后，初步分析了高超声速弹翼表面发生烧蚀后对其外弹道特性的影响。文中所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超声速弹箭的研究有一定的参考价值。
郭帅[2]2003年在《超高速弹箭表面气动烧蚀规律研究及其对外弹道特性的影响分析》文中提出本文以超高速飞行的弹箭为研究对象，首先对其表面的烧蚀现象和烧蚀机理进行了全面而深入的研究。在前面两位师兄研究成果的基础上，研究了超高速弹箭组合体在考虑热化学反应、存在攻角影响下的的气动加烧蚀数学模型；然后对不同条件下的烧蚀过程进行计算，分析和总结出在不同外形和不同材料条件下弹体和弹翼的烧蚀规律；紧接着分析了在不同的烧蚀情况下，它对飞行中弹箭的气动力和外弹道特性的影响，从而为今后的超高速弹箭设计提供指导和帮助。最后，编制了一套超高速弹箭外弹道仿真通用程序，采用基于OpenGL的可视化系统，在叁维环境下对其在各种飞行条件下的烧蚀规律和飞行过程进行动态仿真，并利用地形漫游和靶道现场来模拟其飞行过程。
张羽[3]2010年在《高超声速弹丸气动烧蚀数值模拟》文中指出随着科学技术的发展,现代常规兵器也正向着高速度、高精度、高威力和远程化的方向发展。新概念动能武器可以把弹丸加速到每秒几公里的速度。由于初速极大,弹丸在飞行过程中产生了气动烧蚀。本文对新式武器所发射的高超声速弹丸的气动烧蚀进行了研究,数值模拟了弹丸气动热、结构热的耦合换热和弹丸的烧蚀变形过程。首先建立了弹丸在高超声速条件下的计算模型和数值模拟方法。控制方程采用二维、可压N-S方程,湍流模型采用S-A湍流模型,辐射模型采用P-1辐射模型。采用本文所研究的计算流体软件计算了弹丸表面气动热,以15°球头钝锥为例,计算了钝锥表面热流,得到了与实验较吻合的计算结果；数值模拟了弹丸表面气动热和弹体结构热的耦合换热,以二维高超声速圆管绕流为例,利用流、热耦合的方法进行了数值验证,得到了与实验比较吻合的计算结果。对烧蚀引起的弹丸头部变形区域,使用动网格方法,进行了局部网格重划,保证了网格的质量。采用FLUENT软件提供的用户二次开发接口(UDF),使耦合换热边界上的流固双重边界实现了共同运动。以某型号弹丸为例,数值模拟了高超声速条件下弹丸的气动烧蚀,得到了与工程算法较吻合的计算结果。数值模拟了不同海拔高度、不同来流速度、不同弹丸头部半径、不同半锥角条件下弹丸的烧蚀情况,给出了弹丸按时间顺序排列的烧蚀外形图。结果显示来流速度对弹丸气动烧蚀的影响最为明显。本文的研究对高超声速弹丸材料选择和外形设计具有一定的参考意义。
杨晨[4]2008年在《高超声速飞行器的气动烧蚀及内部传热研究》文中进行了进一步梳理本文对高超声速飞行器的气动烧蚀与内部传热过程进行了研究,以某型号弹丸为例进行了数值计算,模拟了弹丸在飞行中由于气动加热引起的烧蚀变形与传热过程。本文的主要研究内容如下:1)在弹丸的气动烧蚀计算中,采用熔化烧蚀模型:使用WO_3的熔点作为烧蚀的标准,从计算结果图中的烧蚀外形上可以看出,数值模拟的结果与实验结果基本吻合;2)在飞行弹丸流场的计算过程中,利用新兴的动网格技术,解决了由于弹丸烧蚀所引起的网格大幅度变形问题,并分析了弹丸飞行速度对烧蚀外形的影响;3)采用流固耦合的方法将相互作用的流体部分和固体部分作为一个整体进行研究,把流、固接触面上的外部边界条件定义为内部边界条件,实现流体传热与固体传热的耦合,并由此计算得到更加准确的温度场与流场;4)在计算中加入了湍流模型和辐射模型,考虑了粘性和热辐射对弹丸流场和温度分布的影响,得到了更加真实的弹丸流场和更加准确的温度分布;5)在精确模拟弹丸流场的基础上,对不同飞行马赫数条件下弹丸的气动烧蚀进行计算,总结出了不同条件下弹丸的烧蚀规律及特性,并对弹丸的内部温度进行了分析与总结。
赵雄飞[5]2017年在《超高速弹丸及其内部装药气动热数值模拟》文中研究指明超高速弹丸在超高速飞行过程中发生强烈的气动热问题,不仅弹丸表明温度升高,其内部装药也面临着严重的热环境。本文对超高速弹丸气动热问题采用叁维非稳态算法,使用GAMBIT软件对弹丸模型进行混合网格划分和边界设置。为了验证计算的可靠性,分别从两个方面进行了验证。其一是从弹丸的气动特性方面进行验证,将弹丸的气动系数的计算结果与理论值进行对比,对比发现弹丸阻力系数与理论一样,在超高速下随马赫数增大而减小,其变化曲线呈抛物线形,其二与文献对比认证。文献已经与实验一起验证了其计算气动热的可靠性,而本文算例与文献对比发现,在相同弹丸模型和相同条件下进行的气动热计算结果与文献一样,误差在10%以内,因而可以利用此方法计算超高速气动热问题。本文从四个方面探讨了超高速弹丸以及内部装药热温度的情况:1)弹丸材料。弹丸材料不同则其吸热能力和热传递速度也会不一样,影响着弹丸以及内部装药的温度变化;2)弹丸壁厚。研究了弹丸两种壁厚情况下对内部装药热温度影响;3)弹丸的外形参数,分别研究了不同弹丸头部、不同锥角对气动热的影响,也绘制出了在飞行过程中弹丸内部装药的温升变化曲线;4)飞行状况。文中计算了不同马赫、不同海拔高度下的气动热情况并进行了分析。本文研究能为超高速弹丸外形设计和内部装药的安全设计提供数据依据,提高超高速弹丸和内部装药设计效率。
赵智勇[6]2016年在《高超声速飞行器防热结构烧蚀行为数值模拟方法研究》文中提出飞行器高速穿越大气层时,其表面结构会受到严重的气动加热,需在飞行器外部进行热防护,热防护结构会有不同程度的烧蚀发生。烧蚀引起的外形变化及其数值模拟,对飞行器热防护结构的设计具有重要的意义。常用的烧蚀型面后退模拟方法有：自适应网格技术、生死单元法等,但均有缺陷。自适应网格能保证烧蚀表面的光滑,但仅适用于小烧蚀量模拟,当烧蚀量较大时,网格严重畸变,会导致发散不收敛而计算中断。生死单元法通过删除单元来实现烧蚀后退,能模拟大烧蚀量问题,但计算出的烧蚀表面呈现凹凸锯齿状,致使二次载荷严重失真。本文基于ABAQUS,通过编程网格重构实现热防护结构烧蚀模拟,程序通过不断生成新的inp文件来实现烧蚀表面的连续退移。由每个时间步的热分析结果算出烧蚀表面新位置,通过单元重构、恢复边界等技术重构出新烧蚀表面,再施加新的热载荷继承上一步结果计算,依次循环。针对飞行器热防护结构的烧蚀问题,本文提出一种新方法用来实现模拟烧蚀后退问题。分别为六面体单元重构技术与四面体网格边界恢复技术。这种方法能够准确处理烧蚀移动边界问题。不受烧蚀量大小的限制,且能保证重构出的烧蚀表面的光滑均匀。六面体单元重构技术根据单元节点的温度状态分成九大类,对每一类再细分情况,细分为多种情况,进行节点消除和重构处理。对于非规则四面体网格,在生死单元法基础上,生成新单元重构新烧蚀型面。根据烧蚀后退率计算出处于烧蚀区域的网格单元,对横跨烧蚀表面的单元进行温度插值,布置新节点,并以此新节点作为重划分基点,精确定位出烧蚀边界表面。其次,用所提出的单元重构方法对处于烧蚀型面附近的单元进行重构,进而准确光滑均匀地预测出每一时间步长上的烧蚀退缩表面。除针对温度准则型烧蚀模型外,本文还提出了一种处理退移烧蚀型面的方法,通过生成“虚拟温度”以重构拟合,不但对凸表面,对凹烧蚀表面同样适用。数值算例表明,本文方法及所编程序可快速实现烧蚀表面退缩全程的数值模拟,能模拟大烧蚀量问题,且所计算出的烧蚀退缩表面精确光滑均匀,便于和气动热分析软件进行耦合迭代计算。此外,根据烧蚀特点,本文使用初始网格作为基础网格,只对处于烧蚀表面区域的局部单元进行重构,其余部分网格不变,具有较高的计算效率。
柴峻[7]2015年在《临近空间飞行器多层隔热结构传热分析及优化设计》文中研究表明临近空间高超声速飞行器高速飞行时飞行器表面气动加热问题严重,采取热防护措施对于高超声速飞行器来说必不可少,但热防护解决了气动加热问题却大幅增加了飞行器的重量,因此高超声速飞行器结构的轻量化以及热防护一直是高超声速飞行器研究人员研究的重点。鉴于此,对高超声速隔热结构的传热分析及优化设计对于高超声速飞行器设计来说很有意义。本文使用高超声速仿真软件CFD++计算了高超声速飞行器二维模型,将计算结果与实验对比证明所使用的仿真计算方法的正确性。此后使用同样仿真计算方法计算了典型外形的高超声速飞行器马赫数为6时的气动加热情况,对比分析了 0°、2°和-2°飞行攻角时飞行器周围的温度场。在此基础上对典型多层隔热结构进行了传热分析,分析不同材料层厚度变化对结构隔热性能的影响规律及使用耐高温复合材料作为结构层时的多层隔热结构的结构减重情况。最后使用ANSYS Workbench平台的多目标遗传优化算法对多层隔热结构进行了优化,得到了适用于典型高超声速飞行器的多层隔热结构,优化后得到的隔热结构隔热效果最好且结构质量最轻。
姚从菊[8]2007年在《再入飞行器烧蚀层内热质传输过程的数值模拟》文中提出飞行器在再入大气层的过程中,表面由于受到气动加热的作用将承受很大的热负荷,材料内部的性能极有可能遭到破坏。这样就需要采取特定的热防护措施,保证再入体内部的正常温度,而烧蚀防护是近年来主要采用的防热方法。在烧蚀的过程中,材料在加热环境中会熔解、热解或升华,热解气体引射到气体边界层中,并带走大量的热,阻止热量向材料内部传递。烧蚀材料按照烧蚀机理的不同可分为熔化型、升华型和碳化型叁种。烧蚀过程中伴随着相变,因此烧蚀问题也可理解为有相变的导热问题。相变导热有两大特点:两相间存在着移动的分界面或分界区域;在分界面(或分解区域)处,有相变潜热的释放或吸收。因此求解相变导热问题的关键在于对动边界的处理,本文采用变时间步长法进行求解。假设材料的比热和导热系数不随温度发生变化,对一维准稳态和非稳态烧蚀过程进行了数值计算。重点分析了气动加热量、材料的密度、比热、导热系数和烧蚀潜热五大因素,对烧蚀速度、壁面热流分布和材料内部的温度分布的影响。比较了涤纶—酚醛、尼龙—酚醛、双组分甲基硅橡胶、低密度玻璃填充环氧酚醛四类材料的烧蚀性能,最后得出结论:较好的烧蚀材料应该满足导热系数较小、密度较小、烧蚀潜热较大的特点。本文的研究将为热防护设计中材料类型的选择和烧蚀深度的计算提供参考依据。
张钧波[9]2009年在《高超声速弹箭头部气动热数值计算》文中研究说明本文对稠密大气层中飞行的高超声速弹箭(马赫数Ma=5～8),采用工程近似计算和数值模拟相结合的方法,计算分析弹箭头部气动加热及内部温度场分布。对于钝头旋成体层流边界层的加热问题,首先采用费-里德尔(Fay-Riddle)平衡边界层驻点热流密度公式计算头部驻点热流密度,然后采用Lees方法将弹箭头部热流密度用驻点热流密度归一化表示。在数值离散时,将热流公式线性化成壁面温度的函数关系式,并作为弹箭头部温度场数值模拟的边界条件。在弹体内部,采用有限体积方法,二阶精度,全隐格式,在非结构化网格上离散叁维非稳态导热方程。由于网格的非正交性和高精度要求,同时交替计算一次扩散项(法向分量)和二次扩散项(切向分量)。程序编写采用Fortran95语言,模块化完成二维和叁维程序的编制;并且实现了网格前处理的多功能化,可以与通用商用软件Tecplot和Gambit进行直接对接。最后,在充分验证程序的正确性后,将热环境的工程算法和温度场数值模拟相耦合,对两种不同的弹头模型进行弹箭头部温度场的数值模拟,得到最高温度分布区间和动态温度场变化规律。计算结果表明:来流马赫数、头部球头的直径等是影响气动热的重要因素。本文结果正确可信并具有一定的实用价值,可供工程设计人员参考。
郭锐[10]2006年在《导弹末敏子弹总体相关技术研究》文中认为导弹末敏子弹是为了提高导弹打击装甲目标的威力以及提高末敏弹的打击范围而提出的一种新概念智能子弹药。本文在末敏子弹初步总体结构设计的基础上，研究了其弹道性能、气动加热和毁伤概率等相关的关键问题，在理论上为导弹末敏子弹的早日工程实现提供有力的帮助。 文章首先根据导弹末敏子弹的工作过程以及战技指标要求，提出了一种导弹末敏子弹的总体结构。将航天器回收技术应用到导弹末敏子弹的减速系统设计中，给出了一种减速伞和旋转伞的二级减速导旋系统设计方案，还对末敏子弹的中央控制器、敏感器、战斗部和控制系统也作了初步设计。 在此基础上，将末敏子弹的弹道分为自由坠落阶段、减速伞减速减旋阶段和稳态扫描阶段叁个过程来分别建模。在自由坠落阶段，将末敏子弹考虑成一个质点，建立了单质点弹道模型。在减速伞减速减旋阶段，将末敏子弹考虑成一个刚体，而把降落伞看成为一个质点，建立了质点一刚体弹道模型。在稳态扫描阶段，将降落伞考虑为柔性体，而把末敏子弹看成一个刚体，二者之间的连接作弹簧考虑，基于Kane方程法建立了刚柔耦合的多柔体动力学弹道模型。在弹道模型的基础上编制了计算程序，得到了叁个阶段的弹道仿真计算结果。通过比较不同的末敏子弹的减速减旋情况，确定了导弹末敏子弹的自由坠落阶段的时间，考虑了风对稳态扫描阶段敏感器扫描的影响程度，为导弹末敏子弹的总体设计和战术使用提供了帮助。 提出了两种导弹末敏子弹的气动加热工程预测方法。其一是在定常过程中，根据热流量平衡方程，建立了求解壁面温度的数学模型。另一种是在参考焓法的基础上，根据气动热流经验公式，建立了热传导的数学模型。在模型的基础上，利用MATLAB语言和其强大的偏微分工具箱分别进行了求解，得到了末敏子弹体和降落伞的温度分布情况，为导弹末敏子弹的气动热防护提供帮助。 将末敏子弹的毁伤概率计算模型分为导弹抛撒随机模型、末敏子弹减速阶段和稳态扫描阶段随机模型、弹目交汇模型以及爆炸成型弹丸命中和毁伤目标模型四个部分，建立了末敏子弹的毁伤概率计算模型。在随机模型的基础上，应用蒙特卡洛方法计算了不同导弹抛撒状态下的末敏子弹的随机落点，提出了一种比较合理的导弹末敏子弹的抛撒条件。在分析研究叁种典型装甲目标的易损性和战场使用情况的基础上，编程计算了不同导弹抛撒条件、不同末敏子弹性能参数以及不同目标状念下的末敏子弹的毁伤概率。通过比较不同条件下的毁伤概率，得到了末敏子弹的毁伤规律，为导弹末敏子弹的总体设计提供帮助。 最后，指出了一些下一步需要继续深入研究的问题并进行了展望。
参考文献：
[1]. 高超声速弹翼表面气动烧蚀现象的研究及其仿真数值计算[D]. 史金光. 南京理工大学. 2001
[2]. 超高速弹箭表面气动烧蚀规律研究及其对外弹道特性的影响分析[D]. 郭帅. 南京理工大学. 2003
[3]. 高超声速弹丸气动烧蚀数值模拟[D]. 张羽. 南京理工大学. 2010
[4]. 高超声速飞行器的气动烧蚀及内部传热研究[D]. 杨晨. 南京理工大学. 2008
[5]. 超高速弹丸及其内部装药气动热数值模拟[D]. 赵雄飞. 中北大学. 2017
[6]. 高超声速飞行器防热结构烧蚀行为数值模拟方法研究[D]. 赵智勇. 大连理工大学. 2016
[7]. 临近空间飞行器多层隔热结构传热分析及优化设计[D]. 柴峻. 哈尔滨工程大学. 2015
[8]. 再入飞行器烧蚀层内热质传输过程的数值模拟[D]. 姚从菊. 哈尔滨工业大学. 2007
[9]. 高超声速弹箭头部气动热数值计算[D]. 张钧波. 南京理工大学. 2009
[10]. 导弹末敏子弹总体相关技术研究[D]. 郭锐. 南京理工大学. 2006
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