窄条翼布局导弹动稳定计算与实验研究

摘要

稳定性研究和探索在飞行器设计中有着极其重要的意义。现代飞行器在大迎角高机动飞行时，空间流场一般呈现强非线性和非定常性，此时往往会出现极其复杂的气动现象。“摇滚”是飞行器滚转方向的自激振荡，是典型的一种气动/运动耦合现象，摇滚会影响飞行器的飞行安全和任务遂行。本文以典型窄条翼布局导弹为研究对象，通过建立一套气动/运动耦合数值模拟技术，结合高速风洞自由摇滚试验，分析布局参数对摇滚特性的影响，搞清窄条翼导弹气动/运动耦合特性，进而揭示摇滚运动产生的机理。
　　文中发展和和应用了基于非定常RANS方程和刚体六自由度方程的数值模拟方法，采用有限体积法离散，流场求解器采用Roe格式，时间推进采用双时间步法，采用S-A一方程湍流模型。通过Adams预正-校估法实现对流场控制方程和飞行力学方程的耦合计算。进行了典型算例验证，计算表明一定条件下，程序具有较高的计算精度和可靠的稳定性。在FL-24风洞开展了窄条翼布局导弹自由摇滚实验。通过实验明确了窄条翼导弹基本摇滚特性。在FL-21风洞开展了窄条翼布局导弹在不同迎角下模型空间流场截面的粒子显示技术（PIV）实验。研究表明窄条翼布局导弹在较大迎角时空间流场中存在较为复杂的多涡结构。
　　开展了对窄条翼布局导弹静态和自由摇滚数值模拟，模拟状态包括不同迎角、窄条翼位置和部件组拆。研究表明，窄条翼片涡对背风尾舵的干扰是导致导弹动态失稳的最主要因素，窄条翼位置影响了片涡的高度和强度，进而影响到片涡和尾舵之间的干扰强弱。在一定条件下，交错小翼与窄条翼之间的干扰同样会引起模型摇滚。摇滚的计算与实验吻合较好。通过本文研究，建立了一套针对三维复杂飞行器的动稳定研究的思路和初步研究手段。明确了窄条翼布局导弹摇滚运动特性和流动机理。对将来如何在工程上通过导弹气动布局来抑制或减弱导弹摇滚运动打下基础。

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第1章 绪 论

1.1 课题背景及研究的目的和意义

1.2 国内外研究现状

1.3 本文的主要研究内容

第2章 数值模拟方法

2.1 控制方程

2.2 计算格式

2.3 湍流模型

2.4 边界条件

2.5飞行力学方法及其他

2.6 计算方法验证

2.7 本章小结

第3章 摇滚特性风洞实验研究

3.1 摇滚实验

3.2 PIV实验

3.3本章小结

第4章 摇滚特性数值模拟研究

4.1 静态计算

4.2 强迫滚转小幅振动数值模拟

4.3基本状态自由摇滚计算

4.4 不同模型状态的自由摇滚计算

4.5本章小结

第5章 摇滚机理研究

5.1 部件稳定性研究

5.2 摇滚运动流场特性研究

5.3 摇滚运动的条件

5.4 本章小结

结论

参考文献

攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果

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致谢