彈丸、導彈、旋轉(zhuǎn)/不旋轉(zhuǎn)的火箭彈等飛行器在飛行過程中可能會經(jīng)歷超音速、高超音速階段。在針對飛行器高速飛行階段的計算研究中,除了氣動布局設計等常規(guī)設計之外,另一項重要任務就是對飛行器進行氣動加熱計算。隨著當代細長火箭彈飛行速度越來越快,計算氣動載荷和彈性力之間的耦合,甚至是氣動載荷,熱載荷,彈性力之間的耦合影響也越來越重要。在航空航天工程中,計算流固耦合力學方法在火箭彈的氣動彈性,氣動熱彈性設計中極為重要。在本文的研究工作中,采用的是計算流體力學(CFD)工具對氣動力/氣動熱特性展開計算。同時,采用集成了CFD程序和計算結構力學(CSD)程序等解算器的多物理場協(xié)同仿真平臺ANSYS Workbench (AWB)對火箭彈的靜氣動彈性和靜氣動熱彈性進行計算分析。 首先建立了M910彈丸和翼身組合體模型F4的空氣動力學計算模型,然后采用計算流體力學(CFD)和工程經(jīng)驗公式相結合的方法,計算得到了M910彈丸和模型F4的氣動系數(shù)分布,與實驗數(shù)據(jù)對比,誤差均在工程誤差范圍內(nèi)。同時,數(shù)值模擬得到旋轉(zhuǎn)彈箭絕熱壁面不同飛行速度、不同攻角的彈箭迎風面中心線上溫度分布數(shù)據(jù)圖和溫度分布云圖并分析了旋轉(zhuǎn)對彈箭...

【文章頁數(shù)】：79 頁

【學位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
目錄
1 緒論
    1.1 課題研究背景及意義
    1.2 計算流體力學的應用意義
    1.3 超音速氣動力和氣動熱的數(shù)值模擬研究的意義
    1.4 氣動彈性及氣動熱彈性的研究背景、概況及未來發(fā)展
        1.4.1 研究背景
        1.4.2 國內(nèi)研究概況
        1.4.3 國外研究概況
        1.4.4 未來發(fā)展
    1.5 論文的主要研究內(nèi)容
2 旋轉(zhuǎn)彈箭空氣動力學計算模型和方法
    2.1 計算模型
        2.1.1 M910彈丸空氣動力學模型
        2.1.2 F4彈空氣動力學模型
    2.2 計算方法
        2.2.1 CFD控制方程
        2.2.2 湍流模型介紹
        2.2.3 SSTk-ω湍流模型
        2.2.4 初始條件和邊界條件以及離散格式
        2.2.5 M910彈丸和F4模型流場計算網(wǎng)格
    2.3 氣動特性計算公式
    2.4 M910和F4旋轉(zhuǎn)彈箭氣動特性計算結果與分析
    2.5 本章小結
3 火箭彈靜氣動彈性仿真計算
    3.1 引言
    3.2 法向力分布數(shù)值計算
        3.2.1 多節(jié)火箭計算模型
        3.2.2 多節(jié)火箭計算方法
        3.2.3 多節(jié)火箭法向力分布計算結果
    3.3 靜氣動彈性計算
        3.3.1 雙向流固耦合計算流程
        3.3.2 計算模型
        3.3.3 計算方法
    3.4 本章小結
4 火箭彈靜氣動熱彈性仿真計算
    4.1 引言
    4.2 靜氣動熱彈性單向耦合流程圖
    4.3 計算模型
    4.4 計算方法
        4.4.1 流體域計算方法
        4.4.2 固體域計算方法
        4.4.3 氣動力計算結果
        4.4.4 氣動加熱數(shù)值計算
        4.4.5 氣動熱彈性數(shù)值模擬結果
    4.5 本章小結
5 論文總結
    5.1 工作總結
    5.2 未來展望
致謝
參考文獻
附錄



本文編號：3865834