在航空航天領(lǐng)域研究中,超聲速條件下內(nèi)埋式彈艙的氣動特性受到人們重點(diǎn)關(guān)注。內(nèi)埋式彈艙在高馬赫數(shù)條件下,彈艙內(nèi)會產(chǎn)生膨脹波、激波、自激震蕩和噪音,這些不利情況會使導(dǎo)彈與彈艙分離時產(chǎn)生扭矩,影響導(dǎo)彈軌跡的精確性。同時,彈艙內(nèi)的自激震蕩和噪音會使彈艙內(nèi)的結(jié)構(gòu)發(fā)生疲勞損壞,影響彈艙的使用壽命。在課題組前期研究基礎(chǔ)上,本文著重考慮含有導(dǎo)彈的二維模型彈艙的氣動特性。本文對彈艙計算流場域和計算網(wǎng)格進(jìn)行了優(yōu)化,計算網(wǎng)格采用了分區(qū)劃分的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。同時,將計算結(jié)果與實驗進(jìn)行了驗證,結(jié)果吻合的很好。本文首先考慮到彈艙內(nèi)加入導(dǎo)彈更加的貼近實際情況,本文采用雙方程湍流模型針對導(dǎo)彈在彈艙內(nèi)不同位置對彈艙內(nèi)流場以及導(dǎo)彈受力情況進(jìn)行了數(shù)值分析。在超聲速條件下,彈艙內(nèi)會產(chǎn)生強(qiáng)烈的自激震蕩和噪音,本文其次針對這種情況,通過前壁面傾斜30°、后壁面傾斜30°和前壁面內(nèi)置擾流片這三種情況對彈艙內(nèi)的流場進(jìn)行了被動控制數(shù)值計算方法。計算結(jié)果表明:(1)導(dǎo)彈在彈艙中間和靠后位置時,導(dǎo)彈上下表面受力比較均勻,有利于導(dǎo)彈與彈艙的安全分離。導(dǎo)彈位置靠前時,彈艙內(nèi)部流場比較復(fù)雜,彈艙前后壓強(qiáng)分布不均勻。(2)前壁面傾斜和后壁面傾斜能夠有效... 

【文章來源】：天津大學(xué)天津市 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

【文章頁數(shù)】：77 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【圖文】：

殲20彈艙圖

圖 1-2 F-22 彈艙圖Figure 1-2 The bomb bay of F-22作為裝載導(dǎo)彈的重要組成部分，廣泛的應(yīng)用在航空是，在高馬赫數(shù)下，彈艙內(nèi)部氣體流動復(fù)雜，會產(chǎn)等現(xiàn)象，嚴(yán)重的影響到導(dǎo)彈的發(fā)射以及彈艙內(nèi)部器安全性能，實現(xiàn)導(dǎo)彈安全、精準(zhǔn)的發(fā)射，需要深入及導(dǎo)彈的受力情況，為高馬赫數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計提供埋式彈艙時，會在前壁面出現(xiàn)膨脹波、后壁面出現(xiàn)勻，溫度也不均勻。彈艙前壁面壓強(qiáng)值和溫度值較大，這使彈艙內(nèi)部的導(dǎo)彈受力不均勻，導(dǎo)彈受力不安全性和位置的精確性。在超音速下，彈艙內(nèi)部自件的安全使用性能，并且會產(chǎn)生強(qiáng)烈的噪音。為了究內(nèi)埋式彈艙的流動特性很有必要，在彈艙中加

超聲速彈艙的實驗研究進(jìn)展在國內(nèi)外關(guān)于彈艙的研究，最早在 1946 年，Electric[1~3]等人通過實驗研究了內(nèi)的壓力情況。在超聲速下，由于彈艙的環(huán)境比較復(fù)雜，彈艙的長深比不同影響了彈艙內(nèi)部壓力的分布。Rossiter[4]研究了內(nèi)埋式彈艙的氣流特性，將彈為三種情況：開式、閉式和過渡式。圖 1-3 為超聲速內(nèi)埋式彈艙的分類，開艙底面的壓力分布比較均勻，閉式彈艙的底面壓力分布很不均勻。Stallingilcox[5]早在八十年代通過風(fēng)洞實驗研究了在超聲速下，矩形彈艙底部的壓，通過壓力值將彈艙長深比臨界值劃分如下：開式彈艙的長深比小于等于閉式彈艙的長深比大于等于 13，長深比在 10 與 13 之間的彈艙為過渡式彈閉式彈艙流場特別復(fù)雜，彈艙前部分和后部分壓力分布極其不均勻，會使導(dǎo)彈艙中產(chǎn)生抬頭力矩。開式彈艙相對閉式彈艙，彈艙內(nèi)部壓力比較均勻，但依然會對導(dǎo)彈的分離不利。過渡式彈艙介于兩者之間。目前，很多學(xué)者對彈場進(jìn)行了分析，發(fā)現(xiàn)開式彈艙更適合導(dǎo)彈的安全分離。


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