空气动力学学报

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《空气动力学学报》2018年5期pdf合集

2018, 36(5).

摘要(26) PDF(5)

摘要:

2018, 36(5): 1-1.

摘要(56) PDF(50)

摘要:

可回收类航天器如飞船返回舱、探月返回器等,从空间轨道返回过程先后经历自由分子流、稀薄过渡流和连续流,是一个跨流域多尺度非平衡变化过程.如何准确模拟可回收类航天器以极高速度再入跨流域复杂多物理场非平衡绕流问题,特别是可靠预测近连续滑移过渡流区高超声速气动力/热特性,一直是世界航天再入空气动力学研究前沿与瓶颈,对航天器精细化气动设计与成功回收着陆具有重要作用.为此,国家重点基础研究发展计划(973计划)项目“航天飞行器跨流域空气动力学与飞行控制关键基础问题研究(2014CB744100)”顶层设计制定围绕该方向开展基础研究,形成了项目核心一“返回舱再入跨流域非平衡气动力热绕流与姿态配平模拟”前沿基础研究验证建设平台,建立风洞试验、理论分析、数值模拟和气动辨识、飞行评估相结合的返回舱再入跨流域空气动力学综合研究体系,提高对回收类航天器再入过程跨流域多尺度非平衡绕流问题的科学认知,准确揭示再入过程跨流域流动机理、气动力/热变化规律.
中国空气动力研究与发展中心李志辉研究员,依托该项目执行五年所形成的“返回舱(器)再入跨流域气动力/热绕流模拟系统”子课题研究进展,组织了该专栏稿件,在经过同行评议后,我刊副主编张新宇、张来平负责了该专栏稿件的最终审查,在此一并表示感谢!

空间返回航天器气动外形设计与需求分析

方方, 田园, 赵攀, 李志辉

2018, 36(5): 816-825. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0027

摘要(150) HTML (41) PDF(145)

摘要:
本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求，给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求，还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件，并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响，提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想，研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象，用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、N-S/DSMC耦合算法、N-S解算器，对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究，与飞行试验数据对比分析，提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。

跨流域空气动力学模拟方法与返回舱再入气动研究

李志辉, 梁杰, 李中华, 李海燕, 吴俊林, 戴金雯, 唐志共

2018, 36(5): 826-847. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0121

摘要(224) HTML (89) PDF(158)

摘要:
针对回收类航天器（返回舱）再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题，综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模，构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程，及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法兼验证结合，进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段，建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法（GKUA）、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充，适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110~30 km各流域球体、高超声速尖前缘中空柱裙、返回式卫星球锥体、飞船返回舱稀薄过渡流以至近连续流区气动力/热与姿态配平绕流问题计算与实验分析比较，证实统一算法在高稀薄流区，与DSMC吻合很好；在连续流区，与（滑移）N-S解算器相一致；在中间过渡带，与N-S/DSMC耦合算法相容；具有全飞行流域很好的计算一致收敛性。简述了跨流域空气动力学几种模拟手段的适应性特点与展望，揭示了返回舱再入跨流域复杂高超声速流动变化规律。

返回舱再入跨流域气动及配平特性数值研究

梁杰, 李志辉, 李齐, 杜波强

2018, 36(5): 848-855. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0128

摘要(145) HTML (35) PDF(84)

摘要:
基于直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法，发展流场直角与表面三角形非结构混合网格生成方法和网格自适应技术，构造适于高稀薄流到近连续滑移流多流区共存的变时间步长模拟策略及DSMC区域分解并行计算方案。采用经改进的DSMC方法模拟飞船返回舱再入过程130~70 km跨越外层空间自由分子流到稀薄过渡近连续流区热化学非平衡流动，研究分析了跨流域激波过渡带和边界层的强扰动演变规律以及稀薄气体效应、高温真实气体效应对返回舱气动特性和配平特性的影响规律。对比分析了不同壁面反射模型对返回舱配平特性的影响特点，计算的探月试验返回器配平迎角与飞行试验数据一致。计算分析了质心位置偏移对配平迎角的影响机制。计算结果表明：稀薄气体效应和壁面反射模型对90 km以上高度的气动力和配平特性影响显著，真实气体效应则对90 km以下高度的气动特性影响较大，质心横向偏移对配平迎角影响较大。

含电离化学反应DSMC模拟的稀有组分权重因子方法

方明, 杜波强, 李中华, 李丹杨

2018, 36(5): 856-862. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0090

摘要(118) HTML (42) PDF(137)

摘要:
基于人为增大电子质量的基本假设，在前期工作的基础上，提出了一种用于DSMC模拟中处理含电离化学反应的稀有组分权重因子方法。在粒子间碰撞分子对数目的确定上，考虑了权重因子引入的修正。不同权重粒子碰撞之后的状态，以权重因子之比为概率进行确定。对于空气11组元的含电离化学反应，归类为四种情况分别处理，基本思想是根据权重因子对生成的稀有组分粒子进行复制、对反应物中的常规组分按概率保留或删除。比较分析了RAM-C Ⅱ和Stardust等典型再入速度下，在含电离化学反应使用稀有组分权重因子方法后，对飞行器绕流流场结构电子数密度分布造成的影响。计算结果表明：权重因子方法的使用不会给宏观流场参数计算带来影响，它能显著改善弱电离情况下电子等稀有组分数密度等值线的光滑性；对于较强电离的情况，亦能有效抑制稀有组分低密度区的统计涨落。

典型弹道升力式火星进入器性能比较分析

刘中玉, 李齐, 魏昊功, 耿云飞

2018, 36(5): 863-870. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0131

摘要(115) HTML (30) PDF(98)

摘要:
进入器的减速效率和着陆精度是火星进入、下降、着陆过程的关键问题，利用数值方法分析了火星科学实验室、“龙飞船”和“猎户座”飞船三种典型弹道升力式火星进入器的气动特性和进入轨迹，研究气动参数、进入姿态和进入器质量等参数偏差对开伞状态的影响，比较典型弹道升力式火星进入器气动特性和着陆性能，讨论几何构型对弹道升力式火星进入器性能的影响。研究结果表明：钝锥前体外形可以产生更高的阻力系数，但与球冠大底相比气动热环境也更严酷；同样的进入条件的前提下，三种进入器进入过程的最大过载和开伞高度相差不大，“龙飞船”的开伞动压相对较低，有利于降低减速伞系的开伞载荷。相关研究结论可为我国后续火星探测任务进入器气动外形设计提供有益参考。

月地高速再入返回器气动辨识数据偏差分析

王贵东, 李齐, 王超

2018, 36(5): 871-877. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0140

摘要(100) HTML (23) PDF(139)

摘要:
飞行试验是获取返回器在真实飞行条件下气动力参数的重要途径，气动辨识结果对于评估理论计算和风洞实验气动数据，改进气动设计具有重要意义。月地高速再入气动环境复杂，气动力预测困难，结果具有很大不确定性，因此给出气动辨识结果的偏差是十分必要的。本文针对月地高速再入飞行试验，发展了返回器气动力参数辨识方法，并利用返回器飞行试验数据提取到了关键气动力参数。研究了返回器气动辨识数据偏差分析技术，剖析了各误差因素产生的气动偏差，并分析了产生气动参数辨识偏差的主要因素。在此基础上利用蒙特卡洛分析方法，计算得到了所有误差综合影响条件下返回器气动辨识结果的偏差区间。结果表明，大气密度、加速度、姿态角、高度、速度等参数的测量误差是产生辨识偏差的主要因素，全程配平迎角的估计结果精度很高，高空稀薄大气段气动力系数和升阻比等参数偏差较大，利用修正克拉马-罗界作为准则计算俯仰力矩导数和喷流推力辨识偏差是可行的。本文获取的月地高速再入返回器气动辨识偏差结果，可以为返回器设计分析提供依据。

有限催化对返回舱气动热环境影响

粟斯尧, 石义雷, 柳森, 彭治雨, 黎作武

2018, 36(5): 878-884. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0134

摘要(169) HTML (38) PDF(103)

摘要:
基于给定催化效率的方法，发展了包含离子组分的有限催化边界条件，并结合多组分化学非平衡N-S方程数值求解，建立了有限催化条件下的高超声速飞行器气动热环境计算方法。采用不同催化效率对返回舱外形典型再入工况气动热环境开展了计算分析，研究了壁面有限催化对该返回舱气动热环境的影响规律。结果表明：壁面催化效率对返回舱气动加热影响显著，采用低催化效率壁面材料可有效缓和返回舱气动热环境；扩散热流相对传导热流对壁面催化效率更加敏感，是影响气动热的主要机制，但热流并不随催化效率增加而线性增大；壁面有限催化对气动热的影响不仅与壁面材料催化效率有关，也与流场离解电离程度、壁面密度、温度等当地流动参数相关。

气体动理学格式及其在再入问题中的应用

李诗一, 张潮, 谭爽, 李启兵, 符松

2018, 36(5): 885-890. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0119

摘要(104) HTML (33) PDF(180)

摘要:
介绍了气体动理学格式GKS在飞行器高超声速再入过程涉及的跨流域稀薄及湍流等复杂流动问题中的拓展和应用。GKS利用BGK方程的通解来计算单元界面上的通量，耦合了分子的自由运动和相互碰撞，内涵多尺度特性。本文发展了耦合多种湍流模式的拓展GKS，能对典型高超声速湍流进行有效模拟。基于通量重构CPR框架发展了非结构网格上的高精度格式CPR-GKS，在可压缩黏性流动中可以同时保持高精度和良好的激波捕捉能力。为模拟航天器再入过程中的跨流域稀薄流动，发展了适合大规模并行计算的高效UGKS，并在再入问题中得到了很好的应用。研究揭示了GKS在再入问题模拟中的优异性能及其广阔的应用前景。

DPLR隐格式在多块结构网格的计算实现

党雷宁, 白智勇, 柳森

2018, 36(5): 891-899. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0116

摘要(131) HTML (31) PDF(111)

摘要:
利用DPLR隐格式收敛快、适于并行计算的特点，结合DPLR在多块结构网格的对接边界处理，提出了一种隐式对接边界条件数学模型与数值处理方法。以二维和三维球头绕流为算例，研究了网格分块方式对DPLR隐式算法稳定性和收敛性能的影响。通过返回舱复杂绕流问题数值模拟、气动特性检验分析以及与风洞试验对比，考察了算法在复杂外形数值模拟中的能力和高收敛性能特点：在非求解方向上进行网格分块，不会对DPLR算法的收敛性能产生影响；而在求解方向上进行网格分块，特别是分块位置在边界层内，会降低算法的稳定性和收敛性；提出的隐式对接边界条件处理方法，能改善在求解方向上进行网格分块造成的算法稳定性和收敛性能下降的问题。DPLR算法结合隐式对接边界条件能够成功应用于类返回舱外形体复杂流动数值模拟，且收敛速度较快。

高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述

王江峰, 王旭东, 李佳伟, 杨天鹏, 李龙飞, 程克明

2018, 36(5): 705-728. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0117

摘要(449) HTML (89) PDF(606)

摘要:
吸气式高超声速乘波飞行器作为可以高效飞行于临近空间空域的运载器，自概念提出以来一直受到世界各国的高度关注，并吸引着众多学者与机构对此开展研究。本文主要从高超声速飞行器发展动态及乘波式气动布局设计技术两个方面展开分析，前者主要包括超燃冲压发动机的发展历程和主要工业国高超声速项目发展动态；后者主要针对受到世界各国高度重视的乘波式气动布局设计技术，较全面地概述了乘波飞行器气动布局设计方法的最新研究进展，在乘波体设计流程、基准流场构建方法、基准流场求解方法、沿展向乘波布局设计方法和乘波体在高超声速气动布局上的应用等方面进行了详细讨论。根据本文综合分析，乘波式气动布局高超声速飞行器由于在高超声速飞行条件下具有优异的气动性能，仍然是高超声速飞行器一体化布局的重要候选布局形式，而且随着材料、推进、导航与控制等技术的飞速发展，面向工程应用的乘波式高超声速飞行器将会很快出现，并将会在航空航天领域发挥重要作用。

气动电磁学概念探讨及若干研究进展介绍

于哲峰, 孙良奎, 马平, 梁世昌, 张志成, 黄洁

2018, 36(5): 729-735. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0013

摘要(90) HTML (37) PDF(234)

摘要:
目前国内外一些热点研究方向，如再入/临近空间高超声速飞行器电磁散射特性、通信中断、气动隐身一体化、等离子体隐身、等离子体流动控制和电磁推进研究，既涉及到空气动力学又涉及到电磁学，形成气动电磁学这一交叉领域。本文从概念定义、典型应用领域、主要机理问题、试验设备和测量仪器等方面对气动电磁学进行了探讨。建议在基础理论、数值模拟、试验设备与测试技术等方面加大气动电磁学研究力度，促进气动电磁学在航空航天领域的应用。

展向动量测定法与前掠翼流动机理研究

薛榕融, 叶正寅, 王刚, 武洁

2018, 36(5): 736-742. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0146

摘要(191) HTML (37) PDF(186)

摘要:
为揭示前掠翼与后掠翼的流动差异，研究前掠翼流动的特点和机理，设计了可进行直接比较的具有相同翼型剖面、相同展弦比、无根梢比的前掠45°（Λ=-45°）与后掠45°（Λ=45°）机翼模型，采用基于雷诺平均N-S方程流场求解器对前掠和后掠翼低速纵向气动性能进行数值模拟计算，并提出了展向动量测定法前掠翼流动机理进行了深入分析，研究结果表明：1）前掠翼展向动量输运使得升力向翼根汇聚，前掠翼展向升力分布更接近于椭圆分布，致使前掠翼诱导阻力更小；2）黏性对前掠翼的流场计算影响很大，文献中基于势流理论得到前掠翼比后掠翼气动性能好的结果是不准确的；3）在小迎角时，前掠翼气动效率与后掠翼相当，仅在最大升阻比迎角时前掠翼优于后掠翼，中等迎角下前掠翼翼根分离导致气动效率下降，但前掠翼具有更好的大迎角失速特性，有利于前掠翼大迎角飞行；4）相同总升力的情况下，前掠翼的翼根弯矩只有后掠翼的翼根弯矩的89.4%，采用前掠翼更有利于减轻机翼的结构重量。

基于本征正交分解技术的高效气动弹性耦合计算方法

回庆龙, 曹博超

2018, 36(5): 743-748. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0158

摘要(102) HTML (29) PDF(141)

摘要:
将降阶非定常涡格法与结构动力学方程耦合，构造出一种高效的气动弹性计算模型。计算模型中通过引入伪时间步迭代实现了气动与结构计算的紧耦合。另外，通过本征正交分解方法实现了计算模型的降阶。作为方法验证，文中将该方法应用于进行沉浮振荡运动的柔性薄板的气动弹性计算。计算结果表明，仅通过前7个POD模态就可以对涡格法的全模型进行很好的近似，并且该方法在损失很小精度（约1%）的条件下可以实现计算速度的大幅提升（约10倍）。在本文中，降阶模型在POD分析的样本变化范围内和变化范围外都有很好的表现。

超声压气机静/转干涉的非定常模拟研究

郝颜, 江雄, 邱名, 王子维

2018, 36(5): 749-756. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0086

摘要(179) HTML (36) PDF(107)

摘要:
为进一步揭示超声速流动条件下压气机叶排干扰机理，提高对跨/超声速压气机流动的认识，基于课题组自主研发RANS方程解算器，运用非定常数值模拟的方法对超声速压气机静/转叶栅级间干涉进行研究。研究结果表明，超声速压气机静/转叶栅通道中存在较为复杂的相互干涉，下游转子叶栅外伸激波被上游静子叶栅切割，并强烈扰动静子叶栅通道中的流动，造成静子叶片表面压力波动较大；静子叶栅尾迹区存在较强的熵增，在向下游传播的过程中被转子叶栅切割，在转子叶栅通道中，尾迹区域变形并向压力面靠拢，最终与转子叶栅尾迹相互作用，使得转子叶栅尾迹呈类卡门涡街形式脱落。

头盔弹射出舱遭遇气流冲击过程的数值模拟研究

陈琦, 谢昱飞, 袁先旭, 陈坚强

2018, 36(5): 757-762. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0080

摘要(101) HTML (31) PDF(123)

摘要:
某新型头盔在弹射出舱试验时，由于受气流冲击作用，外盔遭撕裂破坏。该头盔内外盔之间存在较大的空腔，初步分析认为，弹射出舱时，外部高速气流通过缝隙（护目镜与氧气面罩之间、泄流孔等）冲入空腔，将可能产生较大冲击载荷。针对此特点，采取的求解策略为，首先求解定常N-S方程，模拟缝隙打开前头盔的外部流场；然后求解非定常N-S方程，模拟打开缝隙后外部高速气流冲击内外盔空腔的非定常过程，从而近似模拟头盔弹射出舱过中遭遇气流吹袭的瞬态过程。同时研究了来流速度、弹射高度以及迎角等因素对头盔遭遇气流冲击的影响，分析了内外盔遭受的动态载荷。研究结果表明：在高速气流冲击下，该头盔外盔侧边缘的瞬间内外压差达到0.6个大气压，且分布不均，可能是造成其被撕裂的主要原因。

城际列车底部结构优化减小气动阻力研究

林鹏, 刘冬雪

2018, 36(5): 763-773. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0176

摘要(107) HTML (29) PDF(87)

摘要:
随着我国城镇化建设的进一步加快，将开通越来越多的城际铁路，城际列车减阻问题引起了国内外学者的广泛关注。本文采用基于k-ε两方程的数值计算方法，针对城际列车底部流场分布以及气动阻力分布特性开展研究，研究结果表明：底部设备在整车阻力中占比较重，在列车底部安装半包式裙板、优化车下设备布局均能有效降低列车气动阻力，整车气动阻力减阻率分别可达7.48%和5.69%。此结论可为低阻列车外形设计提供依据。

围壳形状对潜艇流致噪声的影响计算

王开春, 马洪林, 赵凡, 官睿

2018, 36(5): 774-779. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0054

摘要(152) HTML (41) PDF(114)

摘要:
针对潜艇在航行中产生的流噪声现象，建立了适合于潜艇绕流过程中流噪声计算的三维数值方法和计算程序。其基本思路为：采用多块技术与SIMPLE方法求解RANS方程计算定常流场，在稳态流场的基础上，采用迭代时间推进法和DES湍流模型求解非定常流场，再根据瞬态流场结果采用Lighthill声比拟方法获得声观测点随时间变化的声压。对尺度放大的潜艇标模SUBOFF以及三种改进的围壳外形进行了流致噪声比较计算，获得了不同围壳外形的声压频谱和总声压特性以及典型模型的表面脉动压力分布规律。结果表明：把潜艇围壳后缘形状从矩形变为梯形，可控制围壳的尾流摆动，能够有效降低潜艇流噪声，最大的降噪效果可达5 dB左右。

高维度气动优化问题的可视化方法

卢吉承, 宋文滨, 郑彭军

2018, 36(5): 780-790. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0079

摘要(87) HTML (40) PDF(104)

摘要:
随着高可信度数值分析模型的参数维数的增加和非线性关联度的提高，不但计算量增加，针对二维和三维数据的常规可视化方法也难以直接、全面展示变量与响应函数之间的复杂关系。本文在总结常用低维度数据可视化方法的基础上，结合数据样本和响应面模型，利用MATLAB提供的基础数据分析与显示功能，发展了一种模块化的、复合及动态的可视化方法及工具，该方法可以系统、灵活地展示高维参数空间、多维响应函数空间，以及两者之间的关联关系。在测试函数和翼型气动优化问题上的应用表明该方法有助于提高高维问题的优化效率和质量。

典型山地地形竖向风速分布特征

楼文娟, 梁洪超, 李正昊, 章李刚, 卞荣

2018, 36(5): 791-797. doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0134

摘要(199) HTML (14) PDF(121)

摘要:
采用风洞试验与数值模拟相结合的方法，研究典型山地地形竖向风速的大小与分布。在风洞中模拟B类地貌边界层流场，采用眼镜蛇风速测量仪，测定了具有一定山脉长度的典型陡坡单山迎风坡竖向风速剖面，获得了离地10 m高处竖向风速分布。对照试验结果对典型山地地形进行CFD模拟，研究了不同山体高度、山体坡度、山脉长度以及顺山脉（0°）和垂直山脉（90°）风向角下竖向风速的分布规律。通过上述研究发现：CFD结果与试验结果吻合良好；竖向风速在迎风坡离地10 m高度处可达来流顺风向风速的60%；最大竖向风速出现在迎风坡2/3山高以上的区域；垂直山脉风向角下，迎风坡与山顶的最大竖向风速均随山脉长度递增；顺山脉风向角下，迎风坡最大竖向风速随山脉长度递减，山顶最大竖向风速受山脉长度变化影响较小。研究认为：在1/3山高以上的迎风坡位置应当考虑竖向风速，且在山高与山底直径之比大于1:5时，需要考虑山顶位置的竖向风速。

结冰风洞冰与固壁间剪切黏附应力和强度的初步研究

肖春华, 梁鉴, 林伟, 王茂, 刘蓓

2018, 36(5): 798-804. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0125

摘要(102) HTML (25) PDF(117)

摘要:
为研究飞机结冰与固壁间的黏附强度，耦合固体力学实验方法和结冰风洞试验方法，在3 m×2 m结冰风洞试验段内开展了冰与固壁间的剪切黏附强度测量试验。首先，基于结冰风洞试验段，建立了冰与固壁间剪切黏附强度测量试验装置及其试验模型。然后，通过固定外试验模型、拉伸内试验模型的方式，实现了冰从固壁表面的剥离，并针对此冰层剪切剥离过程建立了相应的计算模型。采用平面弹性力学方程描述该计算模型，采用非结构网格技术对计算区域进行划分，利用有限元方法对控制方程组进行离散，根据不同断裂力学判断准则的适应范围，采用了最大剪切强度准则用于判断剪切拉伸作用对冰层剥离的影响，计算结果表明，随着作用于内试验模型的轴向力载荷增加，冰与固壁间的剪切黏附应力也将增加，由于外试验模型的固定约束，在冰与固壁间的黏附界面两端会出现两个轻微的剪切黏附应力峰值，而在黏附界面中间位置，剪切黏附应力变化比较平缓。结冰风洞试验获得的剪切黏附强度在0.4 MPa到1.0 MPa之间，与参考文献中的试验结果比较吻合，明冰的剪切黏附强度大、霜冰的剪切黏附强度低，说明本文的试验方法和装置都比较合理，试验结果也验证了计算模型和计算结果的合理性。

滚转和锥进运动对弹箭动导数求解的影响

陈亮, 刘荣忠, 郭锐, 陈福红, 侯俊亮, 杨永亮, 邢柏阳, 高科

2018, 36(5): 805-814. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0209

摘要(117) HTML (28) PDF(122)

摘要:
现有的弹箭动稳定性导数计算通常忽略了耦合运动效应的影响，而弹箭在实际飞行中，通常同时存在俯仰、滚转以及锥进运动。为此，本文提出了基于欧拉转动定理和滑移网格技术的复杂角运动模拟方法，该方法利用著名的罗德里格斯转换矩阵插值求得弹箭在每个时间步的角速度修正值，并指定给球形滑移网格区，从而模拟弹箭俯仰滚转锥进相耦合的三自由度耦合角运动，在此基础上，通过对非定常气动参数进行求解辨识，分析了滚转频率和锥进频率对其俯仰组合动导数和升力系数动导数的影响规律。结果表明：本文提出的复杂角运动模拟方法，可有效消除姿态角计算的累积误差，实现对弹箭任意给定角运动的准确模拟；在耦合角运动状态下，弹箭气动力系数迟滞环发生明显的振荡和偏移，俯仰组合动导数和升力系数动导数均随滚转频率和锥进频率增加而显著变化，且变化规律具有非线性特性。

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2018年第36卷第5期

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