為研究超聲速氣流對分離過程的影響,開展了兩級飛行器高速氣流下動態(tài)分離過程的數(shù)值模擬,建立了高速氣流環(huán)境下含空氣阻力內(nèi)彈道模型;基于嵌套網(wǎng)格技術(shù),分析了不同高速氣流來流速度及攻角下前級的氣動與運(yùn)動特性,得到了前級典型氣動參數(shù)、動態(tài)分離速度及靜動態(tài)分離速度差異變化規(guī)律.結(jié)果表明:在本文研究范圍內(nèi),靜動態(tài)分離速度差異在不同高速氣流來流速度和攻角條件下變化明顯.隨高速氣流來流速度增大,前級分離結(jié)束時(shí)刻的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和動態(tài)分離速度減小,速度差異因子增大;隨攻角增大,阻力系數(shù)、升力系數(shù)和分離速度增大,速度差異因子減小. 

【文章來源】：北京理工大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,40(10)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

圖1 兩級飛行器示意圖

由于本文中后級質(zhì)量遠(yuǎn)大于前級,后級速度在分離過程中變化極小,故后級速度可視為定值. 參考動態(tài)分離過程的風(fēng)洞研究等效方法[13],本文以速度恒定的后級為基準(zhǔn)建立慣性坐標(biāo)系,圖2為坐標(biāo)系選取示意圖. 分離初始階段,在后級慣性坐標(biāo)系下,前后級初始速度均為0,高速氣流以v∞的來流速度向兩級飛行器運(yùn)動.1.2 高速氣流下含空氣阻力內(nèi)彈道模型

取火藥力f=950 kJ/kg,裝藥密度為ρ=1 600 kg/m3,裝藥質(zhì)量為ω=0.15 kg,藥室容積為W=0.000 8 m3,剪切銷材料為硬鋁,屈服應(yīng)力σm=265 MPa,前級質(zhì)量m=15 kg,彈徑D=130 mm,前級膛內(nèi)行程l=4 m. 式中,v為前級膛內(nèi)運(yùn)動速度,α為攻角,l為前級膛內(nèi)行程,其余參量詳見文獻(xiàn)[14]. 采用Matlab中4階龍格-庫塔法計(jì)算可以得到動態(tài)分離過程膛內(nèi)壓力曲線. 圖3為不同高速氣流來流速度及攻角條件下的膛壓p-t曲線. 通過觀察可以發(fā)現(xiàn)不同高速氣流來流速度及攻角下分離機(jī)構(gòu)的膛壓p-t曲線存在差異:隨高速氣流來流速度增大,分離機(jī)構(gòu)最大膛壓增大,且最大膛壓對應(yīng)時(shí)刻出現(xiàn)越早;隨著攻角增大,分離機(jī)構(gòu)最大膛壓減小,且最大膛壓對應(yīng)時(shí)刻出現(xiàn)越晚. 由于本文研究飛行器攻角范圍相對較小,所以圖中不同攻角的膛壓曲線變化差異有限.將理論計(jì)算所得膛壓曲線導(dǎo)入CFD-FASTRAN軟件進(jìn)行分離氣動計(jì)算,即可得到飛行器分離結(jié)束時(shí)刻的氣動與運(yùn)動特性.

【參考文獻(xiàn)】：
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本文編號：3220199