發(fā)布時(shí)間：2021-03-06 11:45

　　超聲速飛行技術(shù)是當(dāng)今各航空航天大國的研究熱點(diǎn)之一,并被廣泛地應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)略導(dǎo)彈、高速載人、無人飛行器,在高效突防、遠(yuǎn)程快速運(yùn)輸?shù)确矫婢哂絮r明優(yōu)勢。由于飛行速度很快,飛行器的姿態(tài)和飛行軌道控制一直是飛行控制與設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵問題。側(cè)向噴流控制技術(shù)（也稱為反作用控制系統(tǒng),RCS,Reaction Control System）因其結(jié)構(gòu)簡單、快速響應(yīng)等特點(diǎn)成為超聲速飛行器尤其是超聲速導(dǎo)彈控制中的優(yōu)選的主動(dòng)控制方案。由于超聲速飛行器RCS噴流與舵面聯(lián)合控制技術(shù)比單純的噴流控制技術(shù)能使飛行器達(dá)到更好的控制性能,因此近年來引起了研究者們的高度重視。本文首先歸納與總結(jié)了國內(nèi)外學(xué)者在噴流領(lǐng)域的研究成果,簡要介紹了超聲速來流與噴流干擾計(jì)算技術(shù)與應(yīng)用的研究現(xiàn)狀,論證了本文對(duì)噴流、超聲速來流、舵面干擾研究的學(xué)術(shù)性、新穎性和應(yīng)用價(jià)值。然后對(duì)本文研究所用到的計(jì)算方法、計(jì)算模型進(jìn)行了簡要介紹,完成了網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證、無噴/有噴狀態(tài)下的數(shù)值計(jì)算方法驗(yàn)證與計(jì)算結(jié)果對(duì)比。根據(jù)本文研究所需,在被廣泛應(yīng)用的噴流力與力矩放大因子的基礎(chǔ)上,推導(dǎo)了用于本文噴流干擾效應(yīng)分析的多噴全局力/力矩放大因子、單噴/多噴舵面力放大因子等相關(guān)參數(shù),... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：76 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

逆向噴流干擾流場結(jié)構(gòu)圖fill圖

?２．２．１驗(yàn)證算例外形及參數(shù)??本文所選計(jì)算方法將與文獻(xiàn)［３５］中實(shí)驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析，氣動(dòng)外形如圖２．１所示。??模型由三部分組成，圓錐形彈頭，圓柱彈身以及錐形裙體彈尾。以彈身直徑為特征長度Ｚ）＝４０ｍｍ，??彈頭長度為２．８￡＞，彈身長度為３．２Ｄ，彈尾長度為３．０Ｄ，彈尾底部裙口直徑為１．６６Ｚ），直徑０．１￡＞??的噴口位于距離鼻尖４．２／）處。??Ｄ?＝?４０?ｍｍ?＼ｖ步?〇??ｓｉｄｅ?ｊｅｔ?ｎｏｚｚｌｅ?０?０．１?Ｄ?＼??，?＝?１８０－??９＝〇°??ｂａｃｋ?ｖｉｅｗ??圖２．１驗(yàn)證算例氣動(dòng)外形示意圖??文獻(xiàn)中來流參數(shù)如下表：???表２．１文獻(xiàn)中來流參數(shù)與噴流參數(shù)表???Ｕ裔?噴流??來流攻角?來流靜壓?來流靜溫?噴流靜溫?噴流靜壓比??＾?乂?Ｐ?急?ｒ？／Ｋ?Ｍａ］?Ｔ．／Ｋ?Ｒｐ?＝?Ｐｌ�。校�??５０??０°?３．０?１９４９０?１０３．２?１．０?２２３?７０??９０??２．２．２網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證??在進(jìn)行ＣＦＤ計(jì)算之前，對(duì)模型進(jìn)行流場網(wǎng)格生成是至關(guān)重要的過程，網(wǎng)格的質(zhì)量直接會(huì)影??響計(jì)算結(jié)果。過粗的網(wǎng)格會(huì)導(dǎo)致流場細(xì)節(jié)無法捕捉、氣動(dòng)力計(jì)算不準(zhǔn)確，而過細(xì)的網(wǎng)格會(huì)導(dǎo)致??計(jì)算量增加從而增加ＣＰＵ機(jī)時(shí)。為了保證在計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確的前提下在合理的時(shí)間內(nèi)得到計(jì)算結(jié)??果，對(duì)本文選取的驗(yàn)證外形繪制了三套分塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格一一網(wǎng)格１、網(wǎng)格２、網(wǎng)格３分別如圖２．２、??圖２．３、圖２．４所示。旋成體網(wǎng)格可以通過軸向Ｘ法向Ｘ周向來描述網(wǎng)格數(shù)量。網(wǎng)格１網(wǎng)格數(shù)量??１８??

?２．２．３無噴條件下算法驗(yàn)證??本文對(duì)驗(yàn)證模型無噴狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算，得到流場壓力云圖如圖２．５所珠首先對(duì)比無噴條件??下流場中波系結(jié)構(gòu)，文獻(xiàn)中實(shí)驗(yàn)紋影圖與計(jì)算云圖如圖２．６與２．７所示??圖２．５本文計(jì)算結(jié)果?圖２．６文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果??／?０Ｊ２－，????／?ｚ，’?＇－－－?〇］｜?＿?■＿?文獻(xiàn)計(jì)算值??／?，？■????－？－材?ｉｔ?龍??／?ｚ?’?．ｚ－，?Ｌ?０?，°－?１?丨文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)值??Ｚ?７，’?０．０９－?

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[7]側(cè)向噴流與舵面運(yùn)動(dòng)相互干擾的數(shù)值模擬研究[J]. 陳堅(jiān)強(qiáng),陳琦,謝昱飛,張毅鋒.  宇航學(xué)報(bào). 2014(05)
[8]CFD-FASTRAN氣動(dòng)熱計(jì)算模型及網(wǎng)格效應(yīng)分析[J]. 董素君,居世超,齊玢,吳俊,雷劍.  航空計(jì)算技術(shù). 2011(02)
[9]導(dǎo)彈多噴流干擾特性數(shù)值計(jì)算分析[J]. 劉占辰,解增輝,荊獻(xiàn)勇.  飛行力學(xué). 2010(06)
[10]超聲速/高超聲速來流中側(cè)向噴流干擾流場數(shù)值模擬[J]. 楊希祥,費(fèi)陽,江振宇,張為華.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2010(11)

博士論文
[1]大氣層內(nèi)攔截彈側(cè)向噴流控制技術(shù)研究[D]. 徐敏.西北工業(yè)大學(xué) 2003



本文編號(hào)：3067043