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国家自然科学基金(51306019): 作品数：10 被引量：48H指数：4; 相关作者：傅德彬毕世华李霞刘小军毛宏霞更多>>; 相关机构：北京理工大学北京环境特性研究所中国兵器工业集团更多>>; 发文基金：国家自然科学基金更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术理学交通运输工程更多>>

发射扰动与初始弹道耦合模型研究被引量：2: 2019年; 针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会使得弹体在0.5 s撤去推力后的姿态角成波动式变化,滚转弹稳定飞行,也会使得弹体Y向位移量在撤去推力后持续的平稳增加。; 何泽鹏毕世华傅德彬李云峰; 关键词：初始弹道多体系统动力学气动载荷

不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究被引量：10: 2015年; 为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws)Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.; 牛青林傅德彬李霞; 关键词：固体火箭发动机尾喷焰化学反应

燃气射流冲击传热特性的数值模拟被引量：6: 2015年; 针对射流传热问题,利用基于RNGk-ε湍流模型的数值方法模拟了射流垂直冲击平板的流动过程,并与实验数据比较,验证了模型的可行性。在此基础上,以火箭喷管入口参数为入口条件,建立了超音速燃气射流垂直冲击平板和冲击浸没平板的计算模型,分析了不同冲击条件下努塞尔数分布规律和温度分布规律,论述了超音速射流传热的特性及影响传热特性的因素。得到了冲击距离为（14~18）D的努塞尔数取值范围,并表明冲击距离和射流温度是影响传热效率的关键因素;冲击距离增加,传热效率降低,冲击平板表面的射流温度越高,传热效率越高。; 刘小军傅德彬牛青林李霞; 关键词：流体力学努塞尔数

金属挤压变形缓冲制动装置响应特性研究: 针对金属挤压变形缓冲制动装置在工作时响应特性不清晰的问题,建立其有限元计算模型来探究该装置的响应特性。首先参考试验状态和结果建立其ANSYS/LS-DYNA的计算模型,进行准静态仿真模拟分析并校核,然后在此基础上利用显式...; 何泽鹏毕世华王富生; 关键词：塑性变形冲击载荷; 文献传递

复合射孔器爆燃气体压力计算模型被引量：3: 2016年; 为获得适合工程应用的爆燃气体压力计算方法,并分析装药燃烧形式以及爆燃气体压力变化过程,对复合射孔器爆燃气体压力计算模型进行了研究。基于装药燃烧满足几何燃烧定律,燃气体特性参数均匀分布,注水区和岩石区在爆燃气体作用下分别发生弹性压缩和塑性压缩等假设,考虑装药燃烧、射孔扩展过程、注水区运动和压缩过程等因素对爆燃气体压力的影响,推导出了计算模型微分方程组。算例分析表明:该模型能正确反映爆燃气体压力的基本特性,并具有操作性强、能够反映压力变化过程等特点。; 张飞贾居红蔡薇; 关键词：复合射孔压力波

同心筒水下发射筒口气泡变化的数值模拟被引量：3: 2015年; 为了研究同心筒水下热发射过程中筒口气泡变化规律,采用三维多相流模型对发射过程进行了模拟。研究表明,同心筒结构应用于水下发射时筒口气泡受到弹体表面黏性力、气流附壁效应以及两相互相作用过程影响,筒口气泡的形态会经历3个典型阶段,筒口附近的压强和速度受气泡运动和发展影响而振荡变化。研究的结果在水下发射技术的发展上具有一定的理论意义和工程应用价值。; 邓佳毕世华李景须; 关键词：多相流数值模拟动网格

厚壁金属管挤压变形缓冲制动响应特性研究被引量：2: 2020年; 金属管挤压变形是高效缓冲制动的重要形式,但目前对不同结构形式在动态冲击条件下的响应特性缺少系统的认识;以厚壁金属管为对象,对其挤压变形缓冲制动响应进行数值研究。参照试验状态和结果建立厚壁金属管缓冲制动装置的有限元分析计算模型,进行准静态仿真模拟分析并校核;在此基础上利用有限元法和显示动力学算法,对厚壁金属管缓冲制动响应特性以及影响缓冲力的主要因素进行研究和分析。结果表明:①厚壁金属管缓冲制动结构具有尺寸小、冲击载荷平稳、变形能力强的特点;②利用此计算模型能够清晰地表征厚壁金属管缓冲制动装置的动态响应;③影响缓冲力大小的主要结构因素是缓冲筒下部内孔直径、上部内孔直径以及外部直径,缓冲筒上下内径比D1应控制在0.7~0.8,D2应控制在1.8~2.0,当比值越小时,冲击杆会出现反冲现象,当比值越大时,冲击杆受到较大的冲击力,缓冲筒的惯性制动段的制动也有较大波动的影响。针对工程应用中不同的缓冲制动需求,可以通过设置合理的缓冲筒内外廓直径参数来获得有效的制动载荷。可为相关研究和工程应用提供参考。; 毕世华何泽鹏傅德彬宋斌; 关键词：塑性变形有限元分析冲击载荷

HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热研究被引量：4: 2018年; 高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明:柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为:来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙体长度变化时影响边界层分离、再附特性,导致壁面热流分布发生变化。; 毛宏霞毛宏霞傅德彬傅德彬; 关键词：高超声速飞行器高超声速流动气动热

Simulation of underexpanded supersonic jet flows with chemical reactions被引量：12: 2014年; To achieve a detailed understanding of underexpanded supersonic jet structures influenced by afterburning and other flow conditions, the underexpanded turbulent supersonic jet with and without combustions are investigated by computational fluid dynamics(CFD) method.A program based on a total variation diminishing(TVD) methodology capable of predicting complex shocks is created to solve the axisymmetric expanded Navier–Stokes equations containing transport equations of species. The finite-rate ratio model is employed to handle species sources in chemical reactions. CFD solutions indicate that the structure of underexpanded jet is typically influenced by the pressure ratio and afterburning. The shock reflection distance and maximum value of Mach number in the first shock cell increase with pressure ratio. Chemical reactions for the rocket exhaust mostly exist in the mixing layer of supersonic jet flows. This tends to reduce the intensity of shocks existing in the jet, responding to the variation of thermal parameters.; Fu DebinYu YongNiu Qinglin; 关键词：化学反应流超音速射流 STOKES方程热物性参数

低冲击弹射式发射箱前盖分离特性被引量：4: 2016年; 针对火箭、导弹储运发射箱前盖快速开启、可靠分离的设计需求,提出一种利用弹簧储能的低冲击弹射式发射箱前盖方案。在此基础上,结合设计方案各部件在分离过程中的受力特性,建立前盖分离和抛落的理论模型,对箱盖分离轨迹进行计算分析。为优化设计参数,利用实验设计方法(DOE)和响应面法(RSM)对影响前盖抛落距离的储能弹簧刚度、有效作用距离以及活动冲击部件的斜板倾角等进行优化分析,获得满足可靠分离判据的优化结果。最后利用基于多体动力学模型的虚拟样机试验对优化模型进行了校验分析,验证了设计方案的可行性和理论模型的合理性。; 傅德彬王飞王新星韩磊; 关键词：虚拟样机

国家自然科学基金(51306019)

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