杆式破甲弹风洞试验研究_吴军基

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中图分类号查询-TJ武器工业

中图分类号查询--TJ武器工业 TJ 武器工业TJ-9 武器工业经济TJ0 一般性问题TJ01 理论与试验TJ011 空气气体动力学TJ011.+1 爆震波TJ011.+2 弹丸空气动力学TJ011.+3 弹翼空气动力学TJ011.+4 实验空气动力学TJ011.+5 气体射流动力学TJ012 枪炮弹道学TJ012.1 内弹道学TJ012.1+1 基本理论及其解法TJ012.1+2 内弹道表及其编制TJ012.1+3 火药气体对枪炮管的作用TJ012.1+4 内弹道设计及装药设计TJ012.1+5 特种枪炮的内弹道TJ012.1+6 内弹道实验原理和各种参数的测定TJ012.1+7 内弹道学专用的实验装置TJ012.2 中间弹道学TJ012.3 外弹道学TJ012.3+1 基本理论及方程解法TJ012.3+2 外弹道表及其编制TJ012.3+3 弹丸的飞行稳定TJ012.3+4 外弹道设计TJ012.3+5 射表及其编制TJ012.3+6 外弹道实验原理和各种参数的测定TJ012.3+7 外弹道学专用的实验设备TJ012.4 终点弹道学TJ011.+3 弹翼空气动力学TJ011.+4 实验空气动力学TJ011.+5 气体射流动力学TJ012 枪炮弹道学TJ012.1 内弹道学TJ012.1+1 基本理论及其解法TJ012.1+2 内弹道表及其编制TJ012.1+3 火药气体对枪炮管的作用TJ012.1+4 内弹道设计及装药设计TJ012.1+5 特种枪炮的内弹道TJ012.1+6 内弹道实验原理和各种参数的测定TJ012.1+7 内弹道学专用的实验装置TJ012.2 中间弹道学TJ012.3 外弹道学TJ012.3+1 基本理论及方程解法TJ012.3+2 外弹道表及其编制TJ012.3+3 弹丸的飞行稳定TJ012.3+4 外弹道设计TJ012.3+5 射表及其编制TJ012.3+6 外弹道实验原理和各种参数的测定TJ012.3+7 外弹道学专用的实验设备TJ012.4 终点弹道学TJ013 火箭、导弹弹道学TJ013.1 内弹道学TJ013.2 外弹道学TJ014 航弹弹道学[TJ015] 射击学TJ02 设计、计算、制图TJ03 结构TJ04 材料TJ05 制造工艺及设备TJ06 测试技术及设施[TJ07] 保养与维修TJ08 制造厂TJ089 储运、销毁TJ2 枪械TJ20 一般性问题TJ201 基础理论TJ202 设计、计算、制图TJ203+.1 枪管TJ203+.2 枪机、机匣、闭锁机构 TJ203+.3 供弹及装填机构TJ203+.4 发射机构TJ203+.5 保险机构TJ203+.6 复进簧TJ203+.7 缓冲机构TJ203+.8 退壳、抛壳机构TJ203+.9 瞄准机构TJ204 材料TJ205 制造工艺与设备TJ206 测试技术与设施[TJ207] 保养与检修TJ208 枪械制造厂TJ208.9 储运、销毁{TJ209} 储运TJ21/29 各种枪械TJ21 手枪、转轮枪TJ22 步枪、马枪TJ23 冲锋枪TJ24 轻、重机枪与两用机枪TJ25 高射机枪、大口径机枪TJ26 坦克机枪、舰用机枪、航空机枪 TJ27 特种用途与特殊性能枪TJ27+1 试验枪、试射枪TJ27+2 反坦克枪TJ27+3 信号枪TJ27+4 无声枪、微声枪TJ27+5 救生枪、手套枪、钢笔枪 TJ279 其他枪械TJ28 冷兵器TJ29 榴弹发射器、枪榴弹发射器TJ3 火炮TJ30 一般性问题TJ301 基础理论TJ302 设计、计算、制图TJ303 结构TJ303+.1 炮身TJ303+.2 膛口装置TJ303+.3 自动装置TJ303+.4 反后座装置TJ303+.5 支撑装置TJ303+.6 瞄准装置TJ303+.61 瞄准机TJ303+.62 瞄准具TJ303+.63 照明具TJ303+.7 稳定装置TJ303+.8 随动装置TJ303+.9 其他TJ304 材料TJ305 制造工艺与设备TJ306 测试技术与设备TJ306+.1 射击试验TJ306+.2 行军试验TJ306+.3 部队使用试验[TJ307] 保养与维修TJ308 火炮工厂TJ308.9 储运、销毁TJ31/399 各种火炮TJ31 迫击炮TJ32 无座力炮TJ33 榴弹炮TJ34 加农炮TJ35 高射炮、高射机关炮TJ36 超级炮TJ37 反坦克炮TJ38 坦克炮TJ391 舰炮TJ392 航空炮TJ393 火箭炮TJ394 海岸炮TJ396 原子炮TJ399 其他TJ4 弹药、引信、火工品TJ41 弹药TJ410 一般性问题TJ410.1 基础理论TJ410.2 设计、计算、制图TJ410.3 结构TJ410.3+1 全弹[TJ410.3+2] 引信TJ410.3+3 弹丸、弹头、战斗部TJ410.3+33 药型罩TJ410.3+4 装药TJ410.3+41 弹丸装药TJ410.3+42 药筒装药TJ410.3+43 药包式装药TJ410.3+44 基本药管装药TJ410.3+5 助飞火箭、尾翼TJ410.3+6 药筒、弹壳TJ410.3+61 铜药筒TJ410.3+62 钢药筒TJ410.3+63 铝药筒TJ410.3+64 双金属药筒TJ410.3+65 非金属药筒TJ410.3+66 可家┩ 、半可燃药筒 TJ410.3+67 可碎药筒、塑料药筒 TJ410.3+7 其他构件TJ410.4 材料TJ410.5 制造工艺与设备TJ410.5+1 弹丸、药筒制造及其设备 TJ410.5+2 装药工艺及其设备TJ410.6 测试技术与设备TJ410.8 弹药厂TJ410.89 储运、销毁TJ411 枪弹TJ411.+1 手枪弹TJ411.+2 步枪弹、机枪弹TJ411.+7 特种枪弹TJ411.+8 枪榴弹TJ411.+9 其他枪弹TJ412 炮弹：按配用火炮分TJ412.+1 迫击炮弹TJ412.+2 无座力炮弹TJ412.+3 榴弹炮弹TJ412.+4 加农炮弹TJ412.+5 高射炮弹TJ412.+6 机关炮弹TJ412.+7 舰炮弹TJ412.+8 航空炮弹TJ412.+91 坦克炮弹TJ412.+99 其他TJ413 炮弹：按用途和构造分TJ413.+1 杀伤弹、爆破弹TJ413.+2 穿甲弹、破甲弹、碎甲弹TJ413.+3 子母弹TJ413.+4 火箭增程弹TJ413.+5 底凹弹TJ413.+6 制导炮弹TJ413.+7 特种弹TJ413.+8 辅助弹TJ413.+9 其他TJ414 炸弹TJ414.+1 杀伤炸弹、爆破炸弹TJ414.+2 穿甲炸弹、破甲炸弹TJ414.+3 混凝土破坏炸弹TJ414.+4 练习炸弹、试验炸弹TJ414.+5 子母弹TJ414.+7 特种炸弹TJ414.+9 其他TJ415 火箭弹（无控火箭弹）TJ415.+1 杀伤火箭弹、爆破火箭弹TJ415.+2 反坦克火箭弹TJ415.+3 防空火箭弹TJ415.+4 航空火箭弹TJ415.+5 布雷火箭弹TJ415.+6 特种火箭弹TJ415.+9 其他[TJ416] 手榴弹[TJ417] 地雷TJ43 引信TJ430 一般性问题TJ430.1 基础理论TJ430.2 设计、计算、制图TJ430.3 结构TJ430.3+1 点火传爆系统TJ430.3+2 定时机构TJ430.3+3 保险机构TJ430.3+4 计陷机构TJ430.3+5 敏感元件TJ430.3+6 发射、接收装置，滤波器TJ430.3+7 放大延迟、执行装置TJ430.3+8 电路系统、电气装置TJ430.4 材料TJ430.5 制造工艺与设备TJ430.6 测试技术与设备TJ430.6+1 战术技术性能测试TJ430.6+2 可靠性试验TJ430.6+3 安全性试验TJ430.6+4 时间精度试验TJ430.6+5 灵敏度试验TJ430.6+6 密封试验TJ430.6+7 长期贮存试验TJ430.6+8 模拟试验[TJ430.7] 保养与维修TJ430.8 工厂TJ430.89 储运、销毁TJ43+1 武器用引信TJ43+1.1 近战武器引信TJ43+1.2 地雷引信TJ43+1.3 炮弹引信TJ43+1.4 航弹引信TJ43+1.5 火箭弹引信TJ43+1.6 火箭导弹引信TJ43+1.7 水中兵器引信TJ43+2 碰炸引信TJ43+2.1 机械引信TJ43+2.2 机电引信TJ43+2.3 压电引信TJ43+2.4 磁引信TJ43+2.5 水力引信TJ43+2.6 化学引信、电化学引信TJ43+2.7 简易碰炸引信TJ43+3 定时引信TJ43+3.1 钟表定时引信TJ43+3.2 机电定时引信TJ43+3.3 电子定时引信TJ43+3.4 药盘定时引信TJ43+3.5 化学定时引信、电化学定时引信 TJ43+3.6 射流定时引信TJ43+3.7 简易定时引信TJ43+4 近炸引信TJ43+4.1 无线电近炸引信TJ43+4.2 光学近炸引信TJ43+4.3 电近炸引信TJ43+4.4 磁感应近炸引信TJ43+4.5 声学近炸引信TJ43+4.6 气压近炸引信TJ43+9 其他引信TJ43+9.1 两用引信TJ43+9.2 激光引信TJ45 火工品TJ450 一般性问题TJ450.1 基础理论TJ450.2 设计、计算、制图TJ450.3 结构TJ450.3+1 壳体及机械零件TJ450.3+2 装药及火工零件TJ450.4 材料TJ450.5 制造工艺设备TJ450.6 测试技术与设备[TJ450.7] 保养与维修TJ450.8 工厂TJ450.89 储运、销毁TJ45+1 火帽、底火TJ45+1.1 引信火帽TJ45+1.2 底火火帽TJ45+1.3 药筒火帽TJ45+1.4 摩擦火帽TJ45+1.5 撞击火帽TJ45+1.6 电底火TJ45+2 引信雷管TJ45+2.1 火焰雷管TJ45+2.2 针刺雷管TJ45+2.3 电雷管TJ45+3 爆破用雷管及发火件TJ45+4 电点火管TJ45+5 延期装置TJ45+6 传爆装置TJ45+7 导火索、导爆索、导爆管、火绳 TJ45+9 其他特殊用途的火工品TJ5 爆破器材、烟火器材、火炸药TJ51 爆破器材TJ510 一般性问题TJ510.1 理论TJ510.2 设计、计算、制图TJ510.3 结构TJ510.3+1 壳体TJ510.3+4 计陷装置TJ510.3+5 支承装置TJ510.3+6 装药TJ510.3+7 其他零部件TJ510.4 材料TJ510.5 制造工艺与设备TJ510.6 测试技术与设备[TJ510.7] 保养与维修TJ510.8 工厂TJ510.89 储运、销毁TJ51+1 手榴弹TJ51+2 地雷TJ51+2.1 杀伤地雷TJ51+2.2 反坦克地雷TJ51+2.3 反登陆地雷、反渡河地雷 TJ51+2.4 化学地雷TJ51+2.5 饵雷TJ51+2.6 简易地雷TJ51+2.7 练习地雷、演习地雷TJ51+3 滚雷、跳雷TJ51+4 爆破筒TJ51+5 爆破药包TJ51+6 布雷器材TJ51+7 探雷器材TJ51+8 扫雷器材TJ53 烟火器材TJ530 一般性问题TJ530.1 理论TJ530.2 设计、计算TJ530.3 结构TJ530.3+1 壳体TJ530.3+5 支承装置TJ530.3+6 装药TJ530.3+9 其他机械零部件TJ530.4 材料TJ530.5 制造工艺与设备TJ530.6 测试技术与设备[TJ530.7] 保养与维修TJ530.8 工厂TJ530.89 储运、销毁TJ610.5 制造工艺与设备TJ610.6 测试技术[TJ610.7] 保养与维修TJ610.8 工厂TJ610.89 储运、销毁TJ61+1 各种水雷TJ61+1.1 触发水雷TJ61+1.2 非触发水雷TJ61+5 布雷设备TJ61+7 探雷、扫雷设备TJ63 鱼雷及其发射装置TJ630 一般性问题TJ630.1 理论TJ630.2 设计、计算TJ630.3 结构TJ630.3+1 雷体TJ630.3+2 动力装置TJ630.3+3 鱼雷操纵系统TJ630.3+4 鱼雷自导系统TJ630.4 材料TJ630.5 制造工艺与设备TJ630.6 测试技术[TJ630.7] 保养与维修TJ630.8 工厂TJ630.89 储运、销毁TJ63+1 各种鱼雷TJ63+1.1 气动鱼雷TJ63+1.2 电动鱼雷TJ63+1.3 喷气鱼雷TJ63+1.4 有线制导鱼雷TJ63+1.5 寻的鱼雷TJ63+1.6 音响鱼雷TJ63+1.7 机载鱼雷（空投鱼雷） TJ63+1.8 舰载鱼雷TJ63+5 鱼雷发射装置TJ65 深水炸弹及发射装置TJ650 一般性问题TJ650.1 理论TJ650.2 设计、计算TJ650.3 结构TJ650.3+1 弹体TJ650.3+2 爆发器TJ650.3+3 稳定装置（弹尾） TJ650.3+4 火箭式发动机TJ650.4 材料TJ650.5 制造工艺与设备TJ650.6 测试技术[TJ650.7] 保养与维修TJ650.8 工厂TJ650.89 储运、销毁TJ65+1 各种深水炸弹TJ65+5 深水炸弹发射设备TJ65+5.1 火箭式发射装置TJ65+5.2 投弹器（投弹架）TJ65+5.3 装弹机械TJ65+5.4 扬弹机械TJ67 反潜武器TJ7 火箭、导弹TJ71 火箭筒、火箭炮、火箭弹TJ711 火箭筒TJ711.+1 单兵反坦克火箭筒TJ711.+2 车载反坦克火箭筒TJ711.+3 航空反坦克火箭筒TJ711.+8 特种火箭筒TJ711.+9 其他[TJ713] 火箭炮[TJ714] 火箭弹（无控火箭弹）TJ76 导弹TJ760 一般性问题TJ760.11 空气动力学TJ760.12 飞行力学TJ760.13 发射动力学TJ760.2 设计、计算、制图TJ760.3 结构TJ760.3+1 战斗部[TJ760.3+19] 引信TJ760.3+2 弹体TJ760.3+21 仪器舱TJ760.3+22 推进剂箱TJ760.3+3 动力装置和加速器TJ760.3+31 发动机架TJ760.3+32 推进剂输送系统TJ760.3+33 核能燃料动力装置 TJ760.3+4 尾段和翼面TJ760.3+5 操纵机构TJ760.3+51 空气舵TJ760.3+52 燃气舵TJ760.3+53 操纵用小喷管TJ760.3+54 摆动发动机TJ760.3+6 分离机构TJ760.3+9 其他TJ760.4 制造用材料TJ760.5 制造工艺与设备TJ760.6 测试技术与设施TJ760.6+1 地面测试TJ760.6+2 飞行测试TJ760.6+21 测定空气动力数据 TJ760.6+22 性能试验TJ760.6+23 导弹系统可靠性试验 TJ760.6+24 结构强度试验TJ760.6+25 军事鉴定飞行试验 TJ760.6+28 飞行试验结果分析 TJ760.6+29 其他[TJ760.7] 保养与维修TJ760.8 制造厂TJ760.89 储运、销毁[TJ760.9] 发射TJ761 导弹：按射程、作用、结构区分 TJ761.1 战术导弹TJ761.1+1 简易制导导弹TJ761.1+2 反坦克导弹TJ761.1+3 防空导弹、防低空导弹 TJ761.1+4 反舰导弹TJ761.1+5 反潜导弹TJ761.1+9 其他TJ761.2 战略导弹TJ761.3 弹道式导弹TJ761.4 多弹头导弹TJ761.5 飞航式导弹TJ761.6 巡航式导弹TJ761.7 拦截导弹（反导弹导弹）TJ761.9 其他TJ762 导弹：按发射方式分TJ762.1 陆基型TJ762.1+1 地对地TJ762.1+3 地对空TJ762.1+4 地对舰TJ762.2 空基型TJ762.2+1 空对地TJ762.2+3 空对空TJ762.2+4 空对舰TJ762.2+5 空对潜TJ762.3 海基型（水面发射）TJ762.3+1 舰对地TJ762.3+3 舰对空TJ762.3+4 舰对舰TJ762.3+5 舰对潜TJ762.4 海基型（水下发射）TJ762.4+1 潜对地TJ762.4+4 潜对舰[TJ763] 推进系统TJ765 制导与控制TJ765.1 基础理论TJ765.2 飞行控制系统TJ765.2+1 稳定系统TJ765.2+2 导引系统TJ765.2+3 导弹姿态控制系统TJ765.2+31 敏感装置TJ765.2+32 控制计算装置TJ765.2+33 执行机构TJ765.2+39 其他TJ765.3 制导TJ765.3+1 自主式TJ765.3+2 遥控TJ765.3+3 自动导引TJ765.3+31 导引头TJ765.3+32 激光导引头TJ765.3+33 红外导引头TJ765.3+35 毫米波导引头TJ765.3+36 热成像导引头TJ765.4 检测、试验与仿真TJ765.4+1 检测技术TJ765.4+2 试验技术TJ765.4+3 模拟试验与仿真技术TJ765.5 隐身技术TJ768 发射设施TJ768.1 发射场TJ768.1+1 地对地导弹试验靶场TJ768.1+2 海军用导弹试验靶场TJ768.1+3 空军用导弹试验靶场TJ768.1+4 反导弹导弹试验靶场TJ768.1+8 场地建设TJ768.2 发射架、发射台、发射井、发射车 TJ768.2+1 发射架TJ768.2+4 发射台TJ768.2+7 发射井TJ768.2+8 发射车TJ768.3 测试发射系统TJ768.4 通讯系统、指挥系统TJ768.8 特装设备TJ8 战车、战舰、战机、航天武器TJ81 战车TJ81+0 一般性问题TJ81+0.1 理论TJ81+0.2 设计、计算TJ81+0.3 结构TJ81+0.31 战车发动机与内燃机TJ81+0.32 传动装置TJ81+0.321 机械传动TJ81+0.322 液压传动TJ81+0.323 电力传动TJ81+0.33 行走装置TJ81+0.331 推进装置TJ81+0.332 悬挂装置TJ81+0.34 操纵装置TJ81+0.341 机械操纵及其装置TJ81+0.342 液压操纵及其装置TJ81+0.343 气动操纵及其装置TJ81+0.344 电力操纵及其装置TJ81+0.35 通讯设备TJ81+0.36 检测、控制仪表TJ81+0.37 武器及其控制系统TJ81+0.371 武器TJ81+0.376 控制系统TJ81+0.38 防护装置TJ81+0.39 其他特殊设备TJ81+0.391 烟幕装置TJ81+0.392 灭火装置TJ81+0.393 调温装置TJ81+0.394 潜渡装置TJ81+0.395 浮渡装置TJ81+0.396 自救装置TJ81+0.398 随车工具、备附件TJ81+0.4 材料TJ81+0.5 制造工艺与设备TJ81+0.6 测试技术[TJ81+0.7] 保养与维修TJ81+0.8 工厂TJ811 坦克、装甲车TJ811+.1 轻型、超轻型坦克TJ811+.2 中型坦克TJ811+.3 重型坦克TJ811+.6 水陆两用坦克{TJ811+.7} 飞行坦克TJ811+.8 特种坦克TJ811+.91 步兵战车TJ811+.92 装甲输送车TJ812 其他军用车辆TJ812+.1 爆破车TJ812+.2 工程车、架桥车TJ812+.3 救援车[TJ812+.4] 武器运输车[TJ812+.5] 布雷车、探雷车、扫雷车[TJ812+.6] 导弹发射车TJ812+.7 登陆车TJ812+.8 侦察车TJ818 自行火炮TJ819 其他[TJ83] 战舰[TJ85] 战机TJ86 航天武器TJ861 武器卫星、反卫星武器（拦截卫星） TJ864 定向能武器TJ864.6 粒子束武器TJ866 动能武器TJ9 核武器与其他特种武器及其防护设备TJ91 核武器及防护设备TJ91+0 一般性问题TJ91+0.1 原理TJ91+0.2 设计、计算TJ91+0.3 结构TJ91+0.31 弹壳TJ91+0.32 装料TJ91+0.33 引爆装置TJ91+0.4 材料TJ91+0.5 制造工艺与设备TJ91+0.6 核武器试验TJ91+0.61 试验方法TJ91+0.611 地下试验TJ91+0.613 地面试验TJ91+0.615 水中试验TJ91+0.617 空中试验TJ91+0.62 试验场与试验设备TJ91+0.63 试验技术TJ91+0.64 沉降物TJ91+0.65 试验效应TJ91+0.8 工厂TJ91+0.89 储运、销毁TJ91+1/97 各种武器及防护设备TJ91+1 原子弹TJ91+2 氢弹TJ91+3 中子弹TJ91+7 核武器防护设备TJ92 化学（毒物）武器及防护设备TJ93 生物武器及防护设备TJ95 激光武器及防护设备TJ951 近程激光杀伤武器TJ953 反战车、战舰、战机激光武器TJ955 反导弹激光武器TJ957 星载激光武器TJ958 X射线激光武器TJ96 声学武器与防护武器TJ97 等离子武器与防护武器TJ99 其他特种武器与防护武器。

风洞试验技术介绍及应用课件

风洞管道
用于产生和控制气流，通常由坚固、轻质且耐腐蚀的材料制成。
风扇和压缩机
模型台
用于放置和固定试验模型，具备高精度和高稳定性。
提供风洞所需的气流，具有大推力和高效率的特点。
02
01
控制系统
调节气流参数，如速度、方向等，保证试验的准确性和可重复性。
04
03
风洞设备的性能参数
最大气流速度
决定了风洞能模拟的最高风速，是衡量风洞性能的重要指标。
环境监测与评估
通过风洞试验技术监测环境质量，评估环境对人类和生态的影响。
建筑领域应用
建筑风工程
通过风洞试验技术模拟建筑在风力作用下的动态响应和稳定性，优化建筑设计。
建筑环境模拟
模拟建筑内部的环境条件，评估建筑环境的舒适度和能效。
古建筑保护
通过风洞试验技术评估古建筑在风力作用下的安全性，为古建筑的保护提供依据。
评估汽车的空气动力学性能、行驶稳定性等参数，提高汽车的安全性和舒适性。
汽车研发与改进
通过风洞试验技术对汽车进行性能测试和优化，加速新车型的研发和改进。
环境模拟领域应用
气候模拟
模拟气候变化对环境的影响，研究气候变化的规律和趋势。
自然灾害模拟
模拟自然灾害如风、雨、雪等对环境的影响，研究灾害的预防和应对措施。
风洞工作原理
01
02
03
风洞结构
风洞由收缩段、实验段、风扇和控制系统等组成，能够产生稳定的气流供试验使用。
气流控制
通过调节风扇转速和控制系统，实现对气流速度、方向和压力等参数的控制。
模型安装与测量
试验模型安装在风洞实验段，通过测量仪器测量气流对模型的作用力、压力和温度等参数。

基于CFD

第８卷㊀第６期２０２３年１１月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.８㊀Ｎｏ.６Ｎｏｖ.２０２３㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０８８基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析李泳德ꎬ㊀郭㊀力ꎬ㊀季㊀辰(中国航天空气动力技术研究院ꎬ北京１０００７４)ＣｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆＴｒａｎｓｏｎｉｃＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＤａｍｐｉｎｇｏｆＲｏｃｋｅｔｓＢａｓｅｄｏｎＣＦＤ/ＣＳＤＣｏｕｐｌｉｎｇＬＩＹｏｎｇ￣ｄｅꎬ㊀ＧＵＯＬｉꎬ㊀ＪＩＣｈｅｎ(ＣｈｉｎａＡｃａｄｅｍｙｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓꎬＢｅｉｊｉｎｇ１０００７４ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:随着新型大推力火箭的发展ꎬ弯曲模态频率的不断降低ꎬ以及流动分离和跨声速飞行时产生的激波震荡等因素ꎬ其在跨声速飞行过程中更容易出现非定常振动发散ꎮ文章以某带助推的运载火箭模型为研究对象ꎬ通过数值计算获取火箭强迫振动时的气动阻尼ꎬ并对影响火箭气动阻尼的因素进行了分析ꎮ包括结构节点位置㊁振动振幅大小㊁脉动压力等ꎮ研究表明:助推主要起到增大气动阻尼的作用ꎻ前节点主要影响收缩段的气动阻尼ꎻ振动振幅大小和脉动压力对气动阻尼的影响可忽略不计ꎮ关键词:气动阻尼ꎻ数值计算ꎻ跨声速ꎻ气动弹性ꎻ运载火箭㊀㊀㊀收稿日期:２０２３￣０９￣２５ꎻ修回日期:２０２３￣１０￣２３第一作者简介:李泳德(１９９５￣)㊀男ꎬ工学硕士ꎬ助理工程师ꎬ主要研究方向为气动弹性分析ꎮＥ￣ｍａｉｌ:５６２０６４１６９＠ｑｑ.ｃｏｍ通信作者简介:季辰(１９８２￣)㊀男ꎬ工学博士ꎬ研究员ꎬ主要研究方向为气动弹性力学ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｊｉｃｈｅｎ１６７＠ｈｏｔｍａｉｌ.ｃｏｍ中图分类号:Ｖ４７５.１㊀㊀文献标志码:ＡＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｗｉｔｈｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｎｅｗｈｉｇｈ￣ｔｈｒｕｓｔｒｏｃｋｅｔｓꎬｔｈｅｄｅｃｒｅａｓｉｎｇｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｂｅｎｄｉｎｇｍｏｄｅｓｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔꎬａｓｗｅｌｌａｓｔｈｅｆａｃｔｏｒｓｓｕｃｈａｓｆｌｏｗｓｅｐａｒａｔｉｏｎａｎｄｓｈｏｃｋｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓｇｅｎｅｒａｔｅｄｄｕｒｉｎｇｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｉｇｈｔｍａｋｅｉｔｍｏｒｅｐｒｏｎｅｔｏｎｏｎ￣ｃｏｎｓｔａｎｔｖｉｂｒａｔｉｏｎ.Ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒꎬａｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｍｏｄｅｌｗｉｔｈｂｏｏｓｔｗａｓｔａｋｅｎａｓｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｏｂｊｅｃｔꎬａｎｄｔｈｅａｅｒｏｄｙ￣ｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔｄｕｒｉｎｇｆｏｒｃｅｄｖｉｂｒａｔｉｏｎｗａｓｏｂｔａｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｎｕｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ.Ｔｈｅｆａｃｔｏｒｓａｆｆｅｃｔｉｎｇｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄꎬｉｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅｐｏｓｉｔｉｏｎｏｆｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｎｏｄｅｓꎬｔｈｅｍａｇｎｉｔｕｄｅｏｆｖｉｂｒａｔｉｏｎａｍ￣ｐｌｉｔｕｄｅꎬｐｕｌｓａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｓｏｏｎ.Ｔｈｅｓｔｕｄｙｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｂｏｏｓｔｍａｉｎｌｙｐｌａｙｓｔｈｅｒｏｌｅｏｆｉｎｃｒｅａｓｉｎｇａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐ￣ｉｎｇａｎｄｔｈｅｆｒｏｎｔｎｏｄｅｍａｉｎｌｙａｆｆｅｃｔｓｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎｓｅｃｔｉｏｎ.Ｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎａｍｐｌｉｔｕｄｅｓｉｚｅａｎｄｔｈｅｐｕｌｓａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｈａｖｅａｎｅｇｌｉｇｉｂｌｅｅｆｆｅｃｔｏｎｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇꎻｎｕｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎꎻｔｒａｎｓｏｎｉｃꎻａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙꎻｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ引㊀言通常情况下人们认为气动力对火箭的振动起到阻尼作用ꎬ即气动阻尼为正值ꎮ然而随着大推力火箭发展ꎬ火箭的长细比逐渐加大ꎬ导致弯曲刚度越来越小ꎬ同时为了满足有效载荷的外形要求ꎬ火箭头部整流罩尺寸不断加大ꎬ后续箱体的直径却保持不变ꎬ形成了典型的锤头体外形ꎮ国内外大量的火箭研制经验表明[１￣９]ꎬ对于此类锤头体外形火箭的气动设计ꎬ必须要进行动态气动载荷与动态气弹稳定性分析ꎬ否则设计的疏忽可能会导致火箭结构出现毁灭性的破坏进而导致发射失败ꎮ目前常用的衡量气弹稳定性的方法是通过风洞试验来获取气动阻尼系数ꎮ早在１９６３年ꎬ美国国家航空航天局Ａｍｅｓ研究中心(ＮＡＳＡＡｍｅｓＲｅ￣ｓｅａｒｃｈＣｅｎｔｅｒ)采用半刚性模型开展试验研究[１０]ꎬ获取火箭头部的气动阻尼来评估其稳定性ꎬ但这只能用来模拟火箭弯曲振型前节点之前部分的结构动力学特性ꎮ直到兰利研究中心(ＮＡＳＡＬａｎｇｌｅｙＲｅｓｅａｒｃｈＣｅｎｔｅｒ)开发了全弹性模型气动阻尼试验气体物理２０２３年㊀第８卷技术ꎬ其可以模拟整体的结构动力学特性以及气动外形ꎬ并应用于多款运载火箭研制[１１￣１５]ꎮ国内ꎬ中国航天空气动力技术研究院对气动阻尼问题开展过较多的研究[１６￣２０]ꎬ从模型设计方法㊁模型制作工艺㊁试验机构设计和数据处理等诸多方面ꎬ逐步改进实现了从半刚性模型到全弹性模型的过渡ꎬ并在多个型号上得到验证ꎮ然而通过风洞试验研究气动弹性问题ꎬ技术难度大ꎬ试验成本高ꎬ同时几乎不可能开展全尺寸试验ꎮ因此通过数值计算的方法开展相关研究是另一种重要的手段ꎮ刘子强等[２１]实现了通过数值计算确定气动阻尼系数的技术和方法ꎬ并与试验结果进行对比ꎬ证实了该方法的可靠性ꎮ冉景洪等[２２]通过模态数据结合准定常理论的方法分析了减阻杆加后体这一弹性结构的气动阻尼ꎬ结果表明减阻杆造成的分离流会对后体的气动阻尼系数产生影响ꎮ朱剑等[２３]针对新一代捆绑式运载火箭发展了非结构网格下的气动阻尼计算方法ꎬ并分析了攻角㊁Ｍａｃｈ数等参数对气动阻尼的影响ꎮ本文在之前的计算方法[２３]的基础上采用ＩＤＤＥＳ模型ꎬ考虑脉动压力的影响ꎬ通过强迫振动的方式ꎬ针对捆绑式运载火箭的某一特定模态进行数值计算仿真ꎬ研究前节点位置ꎬ振动振幅ꎬ脉动压力等参数对气动阻尼的影响规律ꎮ１㊀计算方法图１为本文所用的捆绑式运载火箭的计算模型ꎬ是典型的锤头体结构ꎮ在跨声速阶段ꎬ其头部会产生激波造成激波边界层干扰ꎬ而在锤头体外形的过渡段会出现气流分离ꎮ为探究各部分气动阻尼的变化ꎬ将整个箭体分为头部㊁过渡段㊁弹身３个部分ꎮ图１㊀表面网格及区域划分Ｆｉｇ.１㊀Ｓｕｒｆａｃｅｇｒｉｄａｎｄｒｅｇｉｏｎｄｉｖｉｓｉｏｎ１.１㊀流场仿真模型本文分别用Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均法(Ｒｅｙｎｏｌｄｓ￣ａｖｅｒａｇｅｄＮａｖｉｅｒ￣ＳｔｏｋｅｓꎬＲＡＮＳ)和改进的延迟分离涡模拟(ｉｍｐｒｏｖｅｄｄｅｌａｙｅｄｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＩＤ￣ＤＥＳ)[２４￣２５]进行计算ꎬ在ＲＡＮＳ方程中ꎬ将变量分为平均值和波动值两部分ꎬ对于速度分量有ｕｉ＝ｕｉ＋ｕᶄｉ其中ꎬｉ＝１ꎬ２ꎬ３ꎬｕｉ和ｕᶄｉ分别代表平均量和波动量ꎬ对于压强和其他标量也采用类似的形式ꎬ将这种形式代入连续性方程和动量方程中ꎬ并写成张量形式∂ρ∂ｔ＋∂∂ｘｉ(ρｕｉ)＝０(１)∂∂ｔ(ρｕｉ)＋∂∂ｘｊ(ρｕｉｕｊ)＝∂ｐ∂ｘｉ＋∂∂ｘｊμ∂ｕｉ∂ｘｊ＋∂ｕｊ∂ｘｉ－２３δｉｊ∂ｕｋ∂ｘｋæèçöø÷éëêêùûúú＋∂∂ｘｊ(－ρｕᶄｉｕᶄｊ)(２)其中ꎬｉꎬｊꎬｋ可分别取１ꎬ２ꎬ３ꎻρ是密度ꎻｔ是时间ꎻ当ｉ＝ｊ时δｉｊ取０ꎬ否则取１ꎮ式(１)㊁(２)是ＲＡＮＳ方程ꎬ由方程可知ＲＡＮＳ方法将湍流脉动对平均流动的作用模化为Ｒｅｙｎｏｌｄｓ应力项即－ρｕᶄｉｕᶄｊꎬ之后采用湍流模型进行封闭ꎬ本文采用的湍流模型为ＳＳＴｋ￣ω模型ꎬ其输运方程为∂∂ｔ(ρｋ)＋∂∂ｘｉ(ρｋｕｉ)＝∂∂ｘｊΓｋ∂ｋ∂ｘｊæèçöø÷＋Ｇｋ－Ｙｋ∂∂ｔ(ρω)＋∂∂ｘｉ(ρωｕｉ)＝∂∂ｘｊΓω∂ω∂ｘｊæèçöø÷＋Ｇω－Ｙω其中ꎬｋ和ω分别代表湍流动能和湍流耗散率ꎬΓｋ和Γω分别代表ｋ和ω的有效扩散系数ꎬＧｋ和Ｇω分别代表ｋ和ω的生成率ꎬＹｋ和Ｙω分别代表ｋ和ω的耗散率ꎮ因此ＲＡＮＳ方法只能计算大尺度的平均流动ꎬ本文采用ＩＤＤＥＳ方法计算脉动压力对气动阻尼的影响ꎮＩＤＤＥＳ方法是由分离涡模拟(ｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＤＥＳ)方法改进而来ꎬ其本质思想与ＤＥＳ方法相同ꎬ是想以网格尺度和模型中的特征尺度隐式划分ＲＡＮＳ和大涡模拟(ｌａｒｇｅ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＬＥＳ)区域ꎬ使其既能处理ＲＡＮＳ方法无法得到的脉动场ꎬ也能降低ＬＥＳ方法在模拟高Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数流动时所需的计算资源ꎮ区别在于当边界层较厚或者分离区域较窄时ꎬＤＥＳ方法会出现如模型应力损耗(ｍｏｄｅｌｅｄｓｔｒｅｓｓｄｅｐｌｅｔｉｏｎꎬＭＳＤ)ꎬ网格诱导分离(ｇｒｉｄ￣ｉｎｄｕｃｅｄｓｅｐａｒａｔｉｏｎꎬＧＩＳ)以及对数层不匹配(ｌｏｇａｒｉｔｈｍｉｃ￣ｌａｙｅｒｍｉｓｍａｔｃｈꎬＬＬＭ)问题[２４]ꎬ而ＩＤＤＥＳ模型通过改良计算区域划分ꎬ结合延迟分离涡模拟(ｄｅｌａｙｅｄｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＤＤＥＳ)和０３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析壁面模型大涡模拟(ｗａｌｌ￣ｍｏｄｅｌｅｄｌａｒｇｅ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａ￣ｔｉｏｎꎬＷＭＬＥＳ)ꎬ定义新的长度尺度解决了这些问题ꎬ具体公式详见文献[２５]ꎮ流场网格如图２㊁图３所示ꎬ边界层采用棱柱层结构ꎬ并调整第１层网格高度使得ｙ＋小于１ꎬ远场部分采用六面体结构网格ꎬ与边界层的过渡层采用非结构网格ꎮ整体网格单元数量为４.２ˑ１０６ꎮ图２㊀ｙ方向截面网格示意图Ｆｉｇ.２㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎａｌｇｒｉｄｉｎｔｈｅｙ￣ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ图３㊀ｘ方向截面网格示意图Ｆｉｇ.３㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎａｌｇｒｉｄｉｎｔｈｅｘ￣ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ物面边界条件为无滑移壁面条件ꎬ远场采用压力远场边界条件ꎬ湍流模型采用ＳＳＴｋ￣ω模型ꎬ采用密度基求解ꎬ气体黏性采用Ｓｕｔｈｅｒｌａｎｄ定律ꎬ空间离散采用２阶迎风格式ꎬ对流通量采用Ｒｏｅ格式ꎮ１.２　结构分析模型结构与流场耦合分析过程中ꎬ结构部分可以采用模态方法描述ꎮ结构模态可以通过有限元方法与结构模态试验方法获得ꎮ本文采用有限元分析结果获得的模态ꎬ图４所示为结构的前３阶模态ꎬ本文只分析计算结果中气动阻尼最小的第２阶模态ꎮ(ａ)ｆ＝１.２００Ｈｚ(ｂ)ｆ＝２.４６０Ｈｚ(ｃ)ｆ＝２.９５７Ｈｚ图４㊀结构的前３阶模态Ｆｉｇ.４㊀Ｆｉｒｓｔｔｈｒｅｅｍｏｄｅｓｏｆｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ由于火箭结构外形简单ꎬ一般不考虑其扭转影响ꎬ因此可以将其简化为简单的梁模型ꎬ这样就可以给出其模态振动方程ｑ㊆ｉ＋２ｂｉωｉｑ˙ｉ＋ω２ｉｑｉ＝ｆｉ(３)式中ꎬｑｉ为第ｉ阶模态的广义位移ꎬｂｉ为第ｉ阶模态的结构阻尼系数ꎬωｉ为第ｉ阶模态的固有频率ꎬ１３气体物理２０２３年㊀第８卷ｆｉ为第ｉ阶模态下质量归一化的广义气动力ꎮ若将ｆｉ按照Ｔａｙｌｏｒ展开并略去高阶项ꎬ可以将其转化为气动阻尼项与气动刚度项的形式ꎬ则式(３)可写为ｑ㊆ｉ＋２(ｂｉ＋Ｂｉ)ωｉｑ˙ｉ＋(Ｋｉ＋１)ω２ｉｑｉ＝０(４)式中ꎬＢｉ为气动阻尼系数ꎬＫｉ为气动刚度系数ꎬ研究表明[２６]ꎬ气动刚度相对于结构刚度为小量可以忽略不计ꎬ而在计算中结构阻尼往往设置为０ꎬ因此气动阻尼可以直接反映其气弹稳定性ꎮ１.３㊀气动阻尼分析原理气动阻尼的分析可以采用强迫振动或者自由振动的方式进行ꎬ这两种方法获得的时域数据不同ꎬ提取气动阻尼的方式也不同ꎮ强迫振动方法初始演化过程较短ꎬ因此计算量较小ꎬ同时能够分析某一种振动形式的气动阻尼ꎬ明确该振动形式是收敛还是发散ꎮ分析过程中能够获得不同部位与部件的气动阻尼ꎮ但是对于多模态相互作用引起的发散(例如颤振)较难预测ꎮ自由振动方法需要一定的自由演化时间才能够对时域数据进行分析ꎬ不过自由振动方法能够获得最能够吸收能量的模态及其振动频率ꎮ对于本研究所关注的问题ꎬ气动载荷对结构振动的过程中气动阻尼的影响较大ꎬ而对气动刚度与气动质量影响较小ꎬ即结构的固有振动频率受到来流的影响较小ꎬ其稳定性问题主要由气动阻尼的正㊁负引起ꎬ所以采用强迫振动方法分析ꎮ强迫振动下结构做简谐模态振动ｑｉ(ｔ)＝Ａｓｉｎ(ωｉｔ)式中ꎬＡ表示振动的振幅ꎬ将其代入计算气动力的公式中[２１]并做正交积分可得Ｂｉ＝ʏｌ０Ｂｘ(ｘ)ｄｘ＝－１ＭｉＡω２ｉＴʏｌ０ʏｔ０＋Ｔｔ０Ｇ(ｘꎬｔ)ｃｏｓ(ωｉｔ)ｄｔｄｘ(５)式中ꎬＭｉ为第ｉ阶模态的模态质量ꎬＴ为整数倍周期ꎬＧ为广义气动力ꎮ根据式(５)便可以得到局部或分区域的气动阻尼ꎮ１.４㊀耦合计算流程首先进行模态分析ꎬ以确定结构的模态频率与振型ꎬ用以设计强迫振动的频率和振幅ꎮ非定常流场计算前先进行定常流场计算ꎬ来加快非定常计算的演化速度并增强收敛性ꎬ结构节点位移通过径向基函数(ＲＢＦ)插值方法[２７]映射到气动网格节点上ꎬ来进行网格的变形ꎬ这里径向基函数选用ＷｅｎｄｌａｎｄＣ２ꎬ如下所示φ(ｘ)＝(１－ｘ)４(４ｘ＋１)最后将计算出来的广义力提取出来ꎬ截取演化完毕的整数倍周期ꎬ进行气动阻尼计算ꎮ耦合计算流程图如图５所示ꎮ图５㊀耦合计算流程图Ｆｉｇ.５㊀Ｆｌｏｗｃｈａｒｔｏｆｃｏｕｐｌｅｄｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ２㊀结果分析与讨论２.１㊀流场分析结果计算的来流Ｍａｃｈ数范围为０.７~１.２ꎮ其中中截面的压力分布如图６所示ꎮ可以看出在头部出现了膨胀波以及跨声速激波ꎬ在过渡段存在流动分离ꎬ随着Ｍａｃｈ数的增大ꎬ头部低压区域逐渐扩张ꎬ并且能明显看到ꎬ在流动再附的位置产生了再附激波ꎮ(ａ)Ｍａ＝０.７０２３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析(ｂ)Ｍａ＝０.７５(ｃ)Ｍａ＝０.８０(ｄ)Ｍａ＝０.８５(ｅ)Ｍａ＝０.８８(ｆ)Ｍａ＝０.９０(ｇ)Ｍａ＝０.９２(ｈ)Ｍａ＝０.９６(ｉ)Ｍａ＝０.９８３３气体物理２０２３年㊀第８卷(ｊ)Ｍａ＝１.００(ｋ)Ｍａ＝１.０５(ｌ)Ｍａ＝１.１０图６㊀不同Ｍａｃｈ数下的中截面压力分布Ｆｉｇ.６㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｉｎｔｈｅｍｉｄｄｌｅｓｅｃｔｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ２.２　气动阻尼分布通过上述流场分析ꎬ可以看出火箭不同部位流动结构并不相同ꎬ在头部与箭身上ꎬ流动主要为附着流动ꎬ而在过渡段会出现较为复杂的波系结构以及流动分离ꎮ针对不同的流动结构随流向站位ｘ的变化ꎬ设该位置上广义力与广义位移的相位差为φ(ｘ)ꎬ并且简谐振动没有引入其他模态的广义力ꎬ则广义力的表达式为Ｇ(ｘꎬｔ)＝Ｆｇｅｎｓｉｎ[ωｔ＋φ(ｘ)]＋Ｆ０(６)其中ꎬＦｇｅｎ为广义力的振动幅度ꎬＦ０为广义力的常数偏移量ꎮ将式(６)代入到式(５)中得到Ｂ(ｘ)＝－ＦｇｅｎＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｓｉｎ[ωｔ＋φ(ｘ)]ｃｏｓ(ωｔ)ｄｔ其中ꎬ广义力的常数偏移量Ｆ０的积分为０ꎬ因此省略ꎮ通过将等式中的正弦函数部分进行和差化积得到Ｂ(ｘ)＝－ＦｇｅｎＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｓｉｎ(ωｔ)ｃｏｓ[φ(ｘ)]ｃｏｓ(ωｔ)ｄｔ＋[ʏｔ０＋Ｔｔ０ｓｉｎ[φ(ｘ)]ｃｏｓ(ωｔ)ｃｏｓ(ωｔ)ｄｔ](７)式(７)中第１部分在整个周期中的积分为０ꎬ只有第２部分保留ꎬ因此得到Ｂ(ｘ)＝－Ｆｇｅｎｓｉｎ[φ(ｘ)]ＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｃｏｓ２(ωｔ)ｄｔ(８)式(８)中积分部分恒为正值ꎬ决定整个气动阻尼的部分只有相位角φ(ｘ)的正弦值ｓｉｎ[φ(ｘ)]ꎬ为了能够更加直观地获得相位角与气动阻尼Ｂ之间的关系ꎬ须将符号转化为对应的正弦函数转角ꎬ根据正弦关系ꎬ此转角为πꎬ因此得到Ｂ(ｘ)＝－Ｆｇｅｎ(ｘ)ｓｉｎ[φ(ｘ)＋π]ＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｃｏｓ２(ωｔ)ｄｔ(９)图７为气动阻尼变化曲线ꎬ可以看出随着Ｍａｃｈ数的增大ꎬ整体气动阻尼先增大后减少ꎬ在Ｍａｃｈ数为０.９８时达到最大值ꎬ过渡段与箭体的气动阻尼变化趋势与整体基本相同ꎬ而头部区域则不同ꎬ是随着Ｍａｃｈ数的增大一直增大ꎬ只是增长速率变缓ꎮ图７㊀有助推时气动阻尼变化曲线Ｆｉｇ.７㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｃｈａｎｇｅｃｕｒｖｅｗｉｔｈｂｏｏｓｔ根据式(９)ꎬ得到相位角与气动阻尼Ｂ之间的关系为:当φ(ｘ)ɪ(－πꎬ０)时ꎬ相位角滞后ꎬ气动阻尼Ｂ为负值ꎻ当φ(ｘ)ɪ(０ꎬπ)ꎬ相位角提前ꎬ４３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析气动阻尼Ｂ为正值ꎻ为当φ(ｘ)＝０时ꎬ无相位角差别ꎬ气动阻尼Ｂ为０ꎮ在过渡段上ꎬ复杂的波系结构以及流动分离ꎬ使得气动力与结构位移之间会出现较为明显的迟滞现象ꎬ从而导致相位角φ(ｘ)ɪ(－πꎬ０)ꎬ由此在过渡段上产生了负的气动阻尼ꎮ计算过程中的广义力与广义位移随时间变化曲线如图８所示ꎬ可以看出所有工况计算结果都表现良好ꎬ需要注意的是在非定常计算初期ꎬ演化的不完全导致广义力存在一些突变异常的结果ꎬ计算气动阻尼时须剔除ꎬ选择后面演化完全的周期ꎮ本文计算了９个周期ꎬ剔除了第１个周期出现的错误结果ꎬ采用后８个周期进行气动阻尼分析ꎮ强迫运动振幅为芯级直径的０.５％ꎮ(ａ)Ｍａ＝０.７０㊀㊀㊀(ｂ)Ｍａ＝０.７５(ｃ)Ｍａ＝０.８０㊀㊀㊀(ｄ)Ｍａ＝０.８５(ｅ)Ｍａ＝０.８８㊀㊀㊀(ｆ)Ｍａ＝０.９０５３气体物理２０２３年㊀第８卷(ｇ)Ｍａ＝０.９２㊀㊀㊀(ｈ)Ｍａ＝０.９６(ｉ)Ｍａ＝０.９８㊀㊀㊀(ｊ)Ｍａ＝１.００(ｋ)Ｍａ＝１.０５㊀㊀㊀(ｌ)Ｍａ＝１.１０图８㊀不同工况下的广义力与广义位移随时间变化曲线Ｆｉｇ.８㊀Ｔｉｍｅｄｅｐｅｎｄｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｆｏｒｃｅａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｏｐｅｒａｔｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ２.３㊀气动阻尼影响因素２.３.１㊀有无助推对气动阻尼的影响捆绑式运载火箭相比于传统的运载火箭ꎬ最大的区别就是在尾部四周捆绑了助推器ꎬ使得其流场特性变得复杂ꎬ因此须分析其对气动阻尼的影响ꎮ图７㊁图９分别为有无助推时气动阻尼变化曲线ꎬ可以看出随着Ｍａｃｈ数的增大整体气动阻尼先增大后减少ꎬ在Ｍａｃｈ数为０.９８时达到最大值ꎬ过６３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析渡段与箭体的气动阻尼变化趋势与整体基本相同ꎬ而头部区域则不同ꎬ是随着Ｍａｃｈ数的增大一直增大ꎬ只是增长速率变缓ꎮ对比两个图可知ꎬ助推主要起增大气动阻尼的作用ꎮ还可以看出有无助推情况下头部的气动阻尼变化很小ꎬ意味着在箭体尾部施加控制很难影响到头部的气动阻尼ꎬ特别是在超声速流场中ꎮ图９㊀无助推时气动阻尼变化曲线Ｆｉｇ.９㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｃｈａｎｇｅｃｕｒｖｅｗｉｔｈｏｕｔｂｏｏｓｔ２.３.２㊀前节点位置影响为了考察前节点位置变化对气动阻尼的影响ꎬ在保持振动频率不变㊁头部最大振型位置与振幅不变的条件下移动前节点ꎬ变化后的振型如图１０所示ꎮ(ａ)Ｆｒｏｎｔｎｏｄｅａｆｔｅｒｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎ(ｂ)Ｆｒｏｎｔｎｏｄｅｉｎｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎ(ｃ)Ｆｒｏｎｔｎｏｄｅｂｅｆｏｒｅｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎ图１０㊀前节点变化后的振型Ｆｉｇ.１０㊀Ｖｉｂｒａｔｉｏｎｍｏｄｅａｆｔｅｒｔｈｅｃｈａｎｇｅｏｆｆｏｒｍｅｒｎｏｄｅ根据对计算结果的分析分别获得了不同前节点位置的整体气动阻尼对比与过渡段气动阻尼对比ꎬ如图１１㊁图１２所示ꎬ可以看出前节点位置的改变并没有影响整体气动阻尼随Ｍａｃｈ数增大而增大的趋势ꎬ且前节点在过渡段上与过渡段前的整体气动阻尼相差不大ꎬ而前节点在过渡段后的整体气动阻尼要高于另两种情况ꎬ因此过渡段与头部放在同一侧有助于提高气动阻尼ꎮ过渡段的气动阻尼会随着前节点的变化发生剧烈改变ꎬ前节点在过渡段前后随Ｍａｃｈ数增大的变化规律相反ꎬ节点前后的振动相位变化导致不同节点位置过渡段的振动相位不同ꎬ进而导致气动阻尼发生变化ꎮ图１１㊀不同节点位置的整体气动阻尼Ｆｉｇ.１１㊀Ｏｖｅｒａｌｌａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｎｏｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓ图１２㊀不同节点位置的过渡段气动阻尼Ｆｉｇ.１２㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｎｏｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓ２.３.３㊀强迫振动振幅大小对气动阻尼的影响为了考察强迫振动振幅大小对气动阻尼的影响ꎬ在保证流场结构不发生改变的前提下ꎬ振动振幅分别为原来的一半和两倍ꎬ根据工程经验ꎬ如果振幅超过芯级直径的５％ꎬ则须考虑流场结构改变所造成的影响ꎮ图１３㊁图１４分别为不同振幅下的整体与头部气动阻尼ꎮ７３气体物理２０２３年㊀第８卷图１３㊀不同振幅下整体气动阻尼Ｆｉｇ.１３㊀Ｏｖｅｒａｌｌａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｍｐｌｉｔｕｄｅｓ图１４㊀不同振幅下头部气动阻尼Ｆｉｇ.１４㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｈｅａｄｒｅｇｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｍｐｌｉｔｕｄｅｓ可以发现改变振幅无论是对整体气动阻尼还是头部气动阻尼来说变化都很小ꎬ这意味着气动阻尼的大小主要取决于气动力与结构振动的相位差ꎬ不依赖于振动幅度的大小ꎮ２.３.４㊀脉动压力对气动阻尼的影响为了模拟出脉动压力的影响ꎬ采用ＩＤＤＥＳ方法对火箭气动阻尼进行计算ꎬ计算来流Ｍａｃｈ数为０.９２ꎬ计算过程中的广义力与广义位移如图１５所示ꎬ相较于图８可以看出广义力随时间变化曲线并不光滑ꎬ脉动压力的存在导致广义力由多个频率叠加而成ꎮ由于第２阶模态的频率为２.４６Ｈｚꎬ而由分离流㊁激波振荡等引起的脉动压力频率往往远大于此频率ꎬ因此这里选择３.５Ｈｚ为分界ꎬ将高于３.５Ｈｚ的部分视为由抖振脉动压力引起的广义力ꎬ低于３.５Ｈｚ的部分视为强迫振动引起的广义力ꎬ通过低通滤波把高于３.５Ｈｚ的广义力滤掉ꎬ可以获得由强迫振动引起的广义力与广义位移变化曲线ꎬ如图１６所示ꎬ通过此广义力计算的气动阻尼为２.０８ɢꎮ同样地ꎬ进行高通滤波将低于３.５Ｈｚ的广义力滤掉ꎬ可以获得由抖振脉动压力引起的气动阻尼为(２.９４ˑ１０－３)ɢꎬ由此得到脉动压力引起的气动阻尼变化为０.１４％ꎬ可以忽略不计ꎮ同时使用ＲＡＮＳ方法计算的气动阻尼为２.０７ɢꎬ与ＩＤＤＥＳ的计算结果相比误差约为(２.９４ˑ１０－３＋２.０８－２.０７)/２.０７ʈ０.４８％ꎬ这说明针对气动阻尼的模拟ꎬ抖振引起的脉动压力对气动阻尼的计算结果影响很小ꎬ起主要作用的还是广义力的变化ꎬ该变化由强迫振动引起的结构边界变化所导致ꎮ图１５㊀基于ＩＤＤＥＳ的广义力与广义位移变化曲线Ｆｉｇ.１５㊀ＶａｒｉａｔｉｏｎｃｕｒｅｓｏｆｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｆｏｒｃｅａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｂａｓｅｄｏｎＩＤＤＥＳ图１６㊀滤波后的广义力与广义位移变化曲线Ｆｉｇ.１６㊀Ｖａｒｉａｔｉｏｎｃｕｒｅｓｏｆｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｆｏｒｃｅａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｖａｒｉａｔｉｏｎｃｕｒｖｅａｆｔｅｒｆｉｌｔｅｒｉｎｇ３㊀结论本文通过数值计算方法研究了火箭的气动阻尼特性ꎮ根据流动特征分析与理论推导ꎬ发现火箭过渡段几何外形的收缩导致该区域出现复杂的分离与激波结构ꎬ从而造成了气动力相对于结构振动８３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析相位的滞后ꎬ导致了该区域为气动负阻尼ꎬ即气动不稳定性的主要来源ꎮ在此机理的基础上ꎬ分析了前节点位置㊁振动振幅㊁脉动压力等因素对气动阻尼的影响规律ꎮ可以得出以下结论:１)助推增加了正阻尼区域的面积ꎬ从而相对于没有助推的构型起到了增加气动阻尼的作用ꎮ２)前节点位置的改变对过渡段气动阻尼影响很大ꎬ节点前后的振动方向相反ꎬ导致节点在过渡段前后的气动阻尼变化规律也截然相反ꎬ将过渡段与头部区域放在节点的同一侧有助于增加气动阻尼ꎮ３)在不改变流场结构的前提下ꎬ改变振动的振幅ꎬ气动力也会产生相应幅度的变化ꎬ因此结构振幅对气动阻尼的影响可忽略不计ꎮ４)高频部分的广义力对气动阻尼的贡献很小ꎬ即结构振动引起的广义力变化对气动阻尼起主要作用ꎬ而脉动压力对计算气动阻尼影响不大ꎬ可忽略不计ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀ＣｏｅＣＦ.Ｓｔｅａｄｙａｎｄｆｌｕｃｔｕａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｓａｔｔｒａｎｓｏｎｉｃｓｐｅｅｄｓｏｎｔｗｏｓｐａｃｅ￣ｖｅｈｉｃｌｅｐａｙｌｏａｄｓｈａｐｅ[Ｒ].ＮＡＳＡＴＭＸ￣５０３ꎬ１９６１.[２]ＣｏｌｅＳＲＪｒꎬＨｅｎｎｉｎｇＴＬꎬＲａｉｎｅｙＡＧ.ＮＡＳＡｓｐａｃｅｖｅ￣ｈｉｃｌｅｄｅｓｉｇｎｃｒｉｔｅｒｉａ[Ｒ].ＮＡＳＡＳＰ￣８００１(ＲＥＶ)ꎬ１９６４. 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[１４]ＤｏｔｓｏｎＫＷ.Ｔｒａｎｓｉｅｎｔｃｏｕｐｌｉｎｇｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｂｅｎｄｉｎｇｒｅｓｐｏｎｓｅｓｗｉｔｈａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｆｌｏｗｓｔａｔｅｖａｒｉａｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ２００１ꎬ３８(１):９７￣１０４.[１５]ＣｏｌｅＳＲꎬＨｅｎｎｉｎｇＴＬ.Ｂｕｆｆｅｔｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆａｈａｍｍｅｒｈｅａｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｗｉｎｄ￣ｔｕｎｎｅｌｍｏｄｅｌ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ１９９２ꎬ２９(３):３７９￣３８５.[１６]崔尔杰.流固耦合力学研究与应用进展[Ｃ].钱学森科学贡献暨学术思想研讨会论文集ꎬ２００１.ＣｕｉＥＪ.Ｒｅｓｅａｒｃｈａｎｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｆｌｕｉｄ￣ｓｔｒｕｃ￣ｔｕｒｅｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｃｓ[Ｃ].ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆＳｅｍｉｎａｒｏｆＱｉａｎＸｕｅｓｅｎＳｃｉｅｎｔｉｆｉｃＣｏｎｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓａｎｄＡｃａｄｅｍｉｃＴｈｏｕｇｈｔｓꎬ２００１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１７]冯明溪ꎬ王志安.火箭跨音速动导数和抖振实验[Ｊ].宇航学报ꎬ１９８７(１):５５￣６３.ＦｅｎｇＭＸꎬＷａｎｇＺＡ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｏｆｔｒａｎｓｏｎｉｃｄｅｒｉｖａ￣ｔｉｖｅｓａｎｄｂｕｆｆｅｔｉｎｇｏｆｒｏｃｋｅｔ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬ１９８７(１):５５￣６３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１８]白葵ꎬ冯明溪.弹性模型实验技术[Ｊ].流体力学实验与测量ꎬ１９９９ꎬ１３(１):３８￣４２.ＢａｉＫꎬＦｅｎｇＭＸ.Ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅｂｕｆｆｅｔｅｘ￣ｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｔｅｃｈｎｉｑｕｅ[Ｊ].ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓａｎｄＭｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ１９９９ꎬ１３(１):３８￣４２(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [１９]ＪｉＣꎬＲａｎＪＨꎬＬｉＦꎬｅｔａｌ.Ｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇ９３气体物理２０２３年㊀第８卷ｔｅｓｔｏｆｅｌａｓｔｉｃｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｍｏｄｅｌｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｏｗ[Ｃ].Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅ６４ｔｈＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｎ￣ｇｒｅｓｓꎬ２０１３.[２０]季辰ꎬ吴彦森ꎬ何岗ꎬ等.运载火箭气动阻尼风洞试验研究[Ｃ].第十二届全国空气弹性学术交流会论文集ꎬ２０１１.ＪｉＣꎬＷｕＹＳꎬＨｅＧꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎａｅｒｏ￣ｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ[Ｃ].Ｐｒｏ￣ｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅ１２ｔｈＮａｔｉｏｎａｌＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅꎬ２０１１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２１]刘子强ꎬ白葵ꎬ毛国良ꎬ等.锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定[Ｊ].宇航学报ꎬ２００２ꎬ２３(６):１￣７.ＬｉｕＺＱꎬＢａｉＫꎬＭａｏＧＬꎬｅｔａｌ.Ｔｈｅｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｎｈａｍｍｅｒｈｅａｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓａｔｔｒａｎｓｏｎｉｃｓｐｅｅｄｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬ２００２ꎬ２３(６):１￣７(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２２]冉景洪ꎬ刘子强ꎬ胡静ꎬ等.减阻杆气动阻尼研究[Ｊ].力学学报ꎬ２０１４ꎬ４６(４):６３６￣６４１.ＲａｎＪＨꎬＬｉｕＺＱꎬＨｕＪꎬｅｔａｌ.Ｒｅｓｅａｒｃｈｏｆａｅｒｏ￣ｄａｍｐｉｎｇｆｏｒｂｌｕｎｔｗｉｔｈｓｐｉｋｅ[Ｊ].ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｈｅ￣ｏｒｅｔｉｃａｌａｎｄＡｐｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１４ꎬ４６(４):６３６￣６４１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２３]朱剑ꎬ冉景洪ꎬ吴彦森ꎬ等.捆绑式运载火箭的气动阻尼数值计算方法[Ｃ].第十三届全国空气弹性学术交流会论文集.哈尔滨:中国力学学会ꎬ中国空气动力学会ꎬ２０１３.ＺｈｕＪꎬＲａｎＪＨꎬＷｕＹＳꎬｅｔａｌ.Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｆｏｒａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｂｕｎｄｌｅｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓ[Ｃ].Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅ１３ｔｈＮａｔｉｏｎａｌＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙＣｏｎ￣ｆｅｒｅｎｃｅ.Ｈａｒｂｉｎ:ＣｈｉｎｅｓｅＳｏｃｉｅｔｙｏｆＴｈｅｏｒｅｔｉｃａｌａｎｄＡｐ￣ｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬＣｈｉｎａＡｅｒｏｍｅｃｈａｎｉｃｓＳｏｃｉｅｔｙꎬ２０１３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２４]ＳｐａｌａｒｔＰＲ.Ｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ[Ｊ].ＡｎｎｕａｌＲｅｖｉｅｗｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００９ꎬ４１:１８１￣２０２. [２５]ＧｒｉｔｓｋｅｖｉｃｈＭＳꎬＧａｒｂａｒｕｋＡＶꎬＳｃｈüｔｚｅＪꎬｅｔａｌ.Ｄｅｖｅｌ￣ｏｐｍｅｎｔｏｆＤＤＥＳａｎｄＩＤＤＥＳｆｏｒｍｕｌａｔｉｏｎｓｆｏｒｔｈｅｋ￣ωｓｈｅａｒｓｔｒｅｓｓｔｒａｎｓｐｏｒｔｍｏｄｅｌ[Ｊ].ＦｌｏｗꎬＴｕｒｂｕｌｅｎｃｅａｎｄＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎꎬ２０１２ꎬ８８(３):４３１￣４４９.[２６]季辰ꎬ吴彦森ꎬ侯英昱ꎬ等.捆绑式运载火箭跨声速气动阻尼特性试验研究[Ｊ].实验流体力学ꎬ２０２０ꎬ３４(６):２４￣３１.ＪｉＣꎬＷｕＹＳꎬＨｏｕＹＹꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｗｉｔｈｂｏｏｓｔｅｒｓｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｏｗ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０２０ꎬ３４(６):２４￣３１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [２７]ＡｌｌｅｎＣꎬＲｅｎｄａｌｌＴＣＳ.ＵｎｉｆｉｅｄａｐｐｒｏａｃｈｔｏＣＦＤ￣ＣＳＤｉｎｔｅｒｐｏｌａｔｉｏｎａｎｄｍｅｓｈｍｏｔｉｏｎｕｓｉｎｇｒａｄｉａｌｂａｓｉｓｆｕｎｃｔｉｏｎｓ[Ｒ].ＡＩＡＡ２００７￣３８０４ꎬ２００７.０４。

风洞测力实验ppt课件

1. 风洞实验模型外形几何相似
（1）根据相似准则，模型必须与实物做到几何相似；（2）对于那些不能简单模拟的部件，可以采用其它的一些办法进行补救模拟。
2. 模型的尺寸
• 为了能真实的模拟绕飞行器的流动不会因为其它的干扰而受到影响，模型在风洞中不能太大；
•
为了能真实的模拟飞行器的外形，使实验的雷诺数更加接近飞行的雷诺数，模型要尽可能的大。
（4）电阻应变片是一种利用金属或半导体材料受拉伸或压缩变形后电阻值可以发生变化的一种敏感元件。通常制成栅状
L dL dD d 2 A L D
dR dD d 2 R D dR / R K0

R K R
二、风洞测试设备
（5）应变天平的测量电桥
电桥处于平衡时：
R1R3 R2 R4
当电桥阻值产生微小增量时：
R1 R2 R3 R4 n U E 2 R R R R 1 n 1 2 3 4 1 U E gK 1 2 3 4 4 R1 R3 n 1 R2 R4
测力天平1应变式天平和机械式天平惠斯登电桥机械式天平应变式天平二风洞测试设备2应变式天平原理通过测量敏感元件电阻应变片的输出电压来测量模型空气动力的一种装置3应变式天平的组成弹性元件电阻应变片测量电路稳压电源信号调理放大器组成4电阻应变片是一种利用金属或半导体材料受拉伸或压缩变形后电阻值可以发生变化的一种敏感元件
二、风洞测试设备
2.测力天平
（1）应变式天平和机械式天平
惠斯登电桥
机械式天平
应变式天平
二、风洞测试设备
（2）应变式天平原理通过测量敏感元件-电阻应变片的输出电压来测量模型空气动力的一种装置

内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究

内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究
姜金俊;陈连忠
【期刊名称】《兵器装备工程学报》
【年(卷),期】2024(45)1
【摘要】基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的
气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力
分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹
体在空腔内的不同位置(L_(0)=25 mm,39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。

结果表明:弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L_(0)=25 mm 时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型
的效果。

当L_(0)=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。

【总页数】7页(P173-179)
【作者】姜金俊;陈连忠
【作者单位】中国航天空气动力技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7;V212.1
【相关文献】
1.内埋弹射武器机弹安全分离技术综述
2.内埋武器高速风洞弹射投放模型试验关键技术研究
3.内埋武器超声速分离机弹干扰特性试验研究
4.美国为F-35战斗机开发可内埋弹舱携带武器
5.内埋武器机弹分离相容性及流动控制试验研究
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风洞实验研究悬索管道桥气弹稳定性

风洞实验研究悬索管道桥气弹稳定性摘要：以某工程为例，实验研究了该桥气动弹性稳定性。

试验研究的内容有加劲梁节段模型测力、加劲梁节段模型测振风洞试验以及全桥气弹模型风洞试验，三个试验研究结果表明，该悬索管道桥有着良好的抗风性能。

试验研究是评价悬索管道桥抗风性能的有效手，从而为该类型桥梁的设计和施工提供指导性的意见。

关键词：悬索管道桥；抗风性能；试验研究中图分类号：u448.25文献标识码：a 文章编号：1 引言悬索管道桥结构体系具有适用性好，经济美观的特点，因此运输管道通过河流和山谷时，往往采用架空敷设的形式，悬索管道桥就是一种用来承载石油管道、天然气管、水管等其他管道的跨河跨谷柔索结构。

为了适应经济建设的需要，目前，国内也已建成了许多的悬索管道桥，如吉林市跨松花江输丙稀腈悬索管道桥（跨经506米），渭惠渠悬索管道桥（跨径54m），蚂蟥溪悬索管道桥（主跨200m）等。

悬索管道桥的管道在整个结构中不作为受力构件，只敷设于桥面，荷载通过格构主梁传递到主缆，因此，悬索管道桥具有荷载较小、荷载分布较为均匀、刚度小、自重轻、模态阻尼低等特点，因而风对悬索管道桥的静、动力作用（尤其是动力作用）问题就显得十分突出，因此悬索管道桥的气弹稳定性问题也就成了该类桥梁设计和施工中值得关注的问题。

现有研究表明，悬索管道桥主模态频率很低，其涡振风速一般在1～6m/s之间，因此它是经常性的，并且对桥梁的危害较大[2]2 工程实例某悬索管道桥为一承载天然气管道的单跨悬索桥，主跨240m，桥面宽4.5m，加劲梁上设置了间隔为5米的滚轴支座以支撑天然气管道，滚轴支座设置于加劲梁横梁上，滚轴支座在力学模型上可模拟为对管道横向固定，而纵向放松。

为了保证桥梁的横向抗风稳定性，桥梁两侧设置了跨径220的风缆，成桥状态下风缆和主缆线性均为抛物线形，主缆和风缆矢跨比分别为1/10、1/11，风缆平面与水平面成25º角，加劲梁为桁架格构体系，标准节段长为5m，加劲梁两端在每塔塔底处设置2个竖向拉压支座及2个横向抗风支座。

002__风洞试验概述_黄本才

将式（6-4）代入动量方程（6-3）得到式（6-5）
∂u* ∂t*
Cu Ct
+ u*j
∂ui* ∂x*j
Cu2 Cl
=
f
* i
C
f
− ∂p* ∂xi*
Cp Cρ Cl
+ Cν Cu Cl2
∂ ∂x*j
⎛ ⎜⎜⎝
∂ui* ∂x*j
+
∂u
* j
∂xi*
⎞ ⎟⎟⎠
(6-5)
对式（6-5）所有项乘以 Cl / Cu2 ，得到
实验段 2.0 m×15m×14m
风速 1～30 米/秒
风速 3～67 米/秒
风速 0.5～17 米/秒
图 6-3 同济大学土木工程防灾国家重点实验室边界层风洞
二、相似理论
建筑和结构的风洞模拟通常采用缩尺模型，其理论依据就是流动的相似性原理。从流体流动的运动微分方程出发，可寻求流体流动的一般相似性判据。流体运动可通过运动微分方程及边界条件和起始条件来描述，流体的缩尺模型试验中模型与原型之间须满足运动相似（遵循相同的运动方程）和几何相似（边界条件相似），起始条件相似的要求通常不用考虑。两种流动相似的必要和充分条件是几何相似和运动相似。[2]
Cl CuCt
= Cp = Cν CρCu2 CuCl
= C f Cl Cu2
=1
由此得到粘性不可压缩流的相似准则：
(6-7)
（1） CL = 1 CuCt
即： l ut
=
l* u*t*
=
St
(6-8)
St 为斯特劳哈数（Strouhal），须为常数。若两种流动的斯特劳哈数相等，则流体的非定常惯性力是相似的。对周期性非定常流动，反映其周期性相似。对定常流动，不必考虑斯特劳哈数。

杆形头部弹丸的超音速风洞试验研究

“ 、
3 6
’
、
`
’
’
、
5
’ 、
’
】
1
分离环直径
体部 , 订端肩角
细杆长
7
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、
2
、
”
、
”
’
、
’
` 0
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“
’ 、
` ,
、
’
1 2 ’ 5
’
、
1 3’ 2 ` ,
` 、
、
` 4 ` 6’ ` 8
`
’
“
’
`
、
”
、
` 、
注:
2
.
模型为菇本模型
,
。
上述模型试验后
综合有利因素设计了一个新的模型
,
同时参照测力结果
,
。
了解流态变化对气
动力的影响
.
。
为了细致对比分析
对典型流态进行了纹影照像
1
基本流态
。
通过风洞试验进一步证实了杆形头部与一般锥形头部或卵形头部的气流流动情况是完全不同的
头部的气流分离过程问题
。
影响分离的因素以及两重分离和推后分离的产生
,
并提出
了克服两重分离和推后分离的措施
初步探讨了杆形头部的稳定机理和一些设计
一

沿海地区索结构体育馆风洞试验与群风效应研究

沿海地区索结构体育馆风洞试验与群风效应研究毛吉化;许伟;聂竹林;汪大洋;区彤;陈伟;吴福成【期刊名称】《建筑结构》【年(卷),期】2024(54)2【摘要】针对两类屋面型式(上凸型和下凹型)、四种屋盖结构(单层马鞍形索网、轮辐式双层索网、索穹顶、弦支穹顶),设计制作了缩尺比分别为1∶250、1∶200两个试验模型,在B类地貌下开展了60组模型风洞试验,探究了全风向角下两类屋盖结构的风压峰值分布规律,分析了不同风向角、邻近建筑对目标建筑物风压特性的影响规律。

结果表明:全风向角下来流方向无邻近建筑影响时,两类屋盖迎风面区域的负风压峰值最大,分别较上凸型和下凹型屋盖中间区域的负风压峰值高约3.0、1.5倍;屋盖中间区域风压峰值分布均匀,以承载负风压为主,仅下凹型屋盖中部出现正风压;风向角对屋盖风压分布的影响主要体现邻近建筑物的干扰上,其对屋盖平均和脉动风压系数的影响以来流方向无邻近建筑时最大、来流方向有邻近建筑时次之、尾流方向有邻近建筑物时最小;屋盖迎风面测点风压概率分布具有明显的非高斯特征,存在极大负压值,而屋盖中间和尾流区域的测点风压具有典型的正态分布特征。

【总页数】11页(P86-96)【作者】毛吉化;许伟;聂竹林;汪大洋;区彤;陈伟;吴福成【作者单位】广州广检建设工程检测中心有限公司;广东省建筑科学研究院集团股份有限公司;广州大学土木工程学院;广东省建筑设计研究院有限公司【正文语种】中文【中图分类】TU33.5【相关文献】1.典型体育馆屋盖表面平均风压特性及干扰效应风洞试验研究2.体育馆凹曲面屋盖风压特性及干扰效应的风洞试验研究3.大跨屋盖结构风效应的风洞试验与原型实测研究4.大跨度体育馆风效应的大涡模拟及风洞试验的对比研究5.开孔结构内部风效应的风洞试验研究因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

大炸高下破甲弹的侵彻性能研究

［关键词］破甲弹
炸高
数值模拟
均质靶
单层间隔靶
多层间隔靶
［分类号］ＴＪ４１ＴＱ５６０．７
引言
１．１战斗部及靶块参数
炸高指聚能装药在爆炸瞬间，药型罩的底端面
至目标表面的距离。炸高对破甲威力的影响可以从两方面来分析：一方面炸高的增加有利于射流充分
单层间隔穿深进行了数值模拟研究，仿真结果与均质靶、单层问隔靶实验吻合较好，证明使用仿真模拟方法可以指导破甲弹设计。单层间隔靶、多层间隔靶试验表明，１．７８ｍ以上炸高下破甲弹侵彻深度波动变大，在距离轻型装甲
目标５ｍ内作用，小口径破甲弹能对目标产生足够威胁。
Ｔａｂ．１Ｔｈｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｅｘｐｌｏｓｉｖｅｓ
护板、间隙装甲、复合装甲、反应装甲、栅格装甲。例如， “ 布雷德利 ” 步兵战车间隙装甲最外层是６．３５ｍｍ的钢装甲，第二层为２５．４ｍｍ的间隙，第三层为
２０１３年２月
大炸高下破甲弹的侵彻性能研究
朱绪强等
ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００１－８３５２．２０１３．Ｏ１．０１３
大炸高下破甲弹的侵彻性能研究
朱绪强① ② 成一① 李德才② 脱金奎 ② 高堂正② 张焱②
破甲弹直径为８０ｍｍ，炸药为８７０１，装药量为６５０ｇ，装药密度为１．７２ｇ／ｃｍ。；药型罩为双锥药型罩，药型罩材料为紫铜；弹体及风帽材料为７Ａ０４铝。目标靶块为直径１１０ｍｍ４５号钢。

末制导炮弹膛内过载影响因素数值分析

泛函极值问题Ｊ：
寸出发，研究导引部长度以及弹带与身管阴线强制量对末制
导炮弹过载影响规律。
１末制导炮弹与身管接触动力学建模
末制导炮弹与身管接触过程中同时伴随３种非线性：大
变形引起的弹带材料非线性，膛压力、撞力等几何非线炮碰
射生成单条膛线；通过旋转则可以得到其余的４７条膛线；通
过ｔｏ功能提取膛线ｆｅ将其映射到身管外表面，ｏｌａ，ｃ再通过
３Ｄ单元成型的Ｌｎａｓｌｉｅｒｏｉ能即可映射得到过渡光滑的变ｄ功
截面身管。等齐膛线参数见表１膛线网格模型及弹炮耦合，
前没有公开实验数据。文中将从末制导炮弹和弹带结构尺
静摩擦情况：ｌｌｘＪ滑动摩擦情况下： ≤／碍ｌ；
ｌｌ｝１：。
１２接触动力学控制方程．
接触／碰撞界面处理有拉格朗日乘子法、函数法、罚摄动拉格朗日乘子法、增广拉格朗日乘子法等。文中采用的罚函数法是通用的算法。采用罚函数法处理动接触问题，需求解
为ｔ时刻节点位移向量；Ｂ为接触约束矩阵；。为初Ｂ、Ｄ
始法向间隙。
收稿日期：０２— ５—１２１０９作者简介：张振辉（９５）男，１８一，硕士研究生，主要从事现代火炮设计理论及方法研究。
３４
结合方式建模。

弹托风洞测力试验及其分离规律计算

弹托风洞测力试验及其分离规律计算
赵润祥;武频;王福华;曾仕伦
【期刊名称】《南京理工大学学报（自然科学版）》
【年(卷),期】2001(025)006
【摘要】该文研究了脱壳穿甲弹弹托分离干扰的分离规律 ,利用自行设计的一套天平和一套专门用于支撑弹托分离的气动干扰设备,进行了脱壳穿甲弹弹托风洞测力试验,得出了相关的气动力数据.根据此数据及脱壳穿甲弹弹托的特点,建立了微分方程,进行了脱壳穿甲弹弹托分离轨迹的计算,计算结果表明其分离轨迹符合实际情况.【总页数】5页(P579-583)
【作者】赵润祥;武频;王福华;曾仕伦
【作者单位】南京理工大学动力工程学院,南京,210094;南京理工大学动力工程学院,南京,210094;南京理工大学动力工程学院,南京,210094;南京理工大学动力工程学院,南京,210094
【正文语种】中文
【中图分类】V211.74;V211.1
【相关文献】
1.FL-23风洞级间分离与网格测力试验系统 [J], 何彬华;凌忠伟;胡向鹏;高鹏
2.XX型火箭助飞鱼雷雷箭分离高速风洞试验测力天平研制 [J], 彭超;史玉杰
3.高超声速风洞子母弹分离干扰测力试验技术 [J], 赵忠良;龙尧松;余立;王玉花;白本奇
4.弹托分离干扰风洞试验装置 [J], 武频;王福华;赵润祥;郭锡福
5.高速风洞品字形低阻弹外挂测力试验研究 [J], 陈德华;陆文祥
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钢结构的抗风能力与风洞试验研究进展

钢结构的抗风能力与风洞试验研究进展钢结构在建筑领域中越来越常见，其独特的优势使其成为抗风性能出众的一种结构形式。

为了进一步提高钢结构的抗风能力，研究者们进行了大量的风洞试验研究，以更好地理解和改善钢结构在风荷载下的行为。

本文将对钢结构的抗风能力及风洞试验研究进行综述。

一、抗风能力的重要性钢结构作为一种重要的建筑结构形式，其抗风能力的优劣关系到建筑物的稳定性和安全性。

在风力的作用下，钢结构要能承受风压和风荷载，并保持结构的稳定性，以确保建筑物不受风灾侵袭。

因此，研究钢结构的抗风能力是非常重要的，有助于提高钢结构的设计准确性和可靠性。

二、风洞试验的基本原理风洞试验是研究钢结构抗风能力的重要手段之一。

通过在实验室中模拟真实的大气环境，将风洞试验与数值模拟相结合，可以对钢结构在风荷载下的力学行为进行全面准确的研究。

风洞试验可通过观察结构的变形、应力和振动等参数，得出结构在风荷载下的工作状态和破坏机理，为设计和改进钢结构提供依据。

三、风洞试验研究进展1. 单一构件的风洞试验在钢结构风洞试验研究中，研究者们通常从单一构件开始，如梁、柱、桁架等。

通过对单一构件在风洞中的试验，可以研究其受风荷载时的变形、应力分布和破坏机理，进一步了解结构的抗风性能。

这些试验结果为后续的整体结构风洞试验提供了基础数据。

2. 整体结构的风洞试验在对单一构件进行风洞试验之后，研究者们会进行整体结构的风洞试验。

将多个构件组合成一个完整的钢结构体系，模拟真实的建筑物，并在风洞中施加风荷载，研究结构的工作状态。

这些试验旨在分析钢结构的整体响应和协同性能，为实际工程提供可行的设计参数。

3. 数值模拟与风洞试验相结合随着计算机技术的发展，数值模拟成为了风洞试验的重要补充手段。

通过建立数值模型，可以对钢结构的抗风能力进行模拟和分析，预测结构的变形、应力和破坏机理。

同时，数值模拟还可以辅助优化设计，提高结构的抗风能力。

四、钢结构抗风能力的提升与应用展望随着钢结构在建筑领域中的广泛应用，对其抗风能力的研究与应用也在不断增加。

大型亚声速风洞试验段设计的新概念

大型亚声速风洞试验段设计的新概念
战培国
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2012(000)004
【摘要】用一个亚声速引导性风洞的研究数据揭示了常规开口试验段设计中存在
的问题及一些解决方法；介绍了国外亚声速风洞开口试验段设计的新概念，使风洞试验段允许的模型堵塞度从10%提高到20%，大幅度降低风洞的建造和运营成本，为国内未来大型亚声速风洞建设的创新设计提供参考。

【总页数】4页(P69-72)
【作者】战培国
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心
【正文语种】中文
【相关文献】
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一种新的风洞试验支撑机构横向弹性角校准方法

第38卷第8期兵器装备工程学报2017年8月【装备理论与装备技术】doi: 10.11809/scbgxb2017.08.008一种新的风洞试验支撑机构横向弹性角校准方法田正波U，杨家军\史玉杰2(1.华中科技大学机械科学与工程学院，武汉430074; 2.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000)摘要:为了获得风洞测力试验模型受载后的实际侧滑角，提出了一种新的风洞测力试验模型支撑系统横向弹性角现场校准方法，其特点是校准过程中以风洞测力天平作为力值传感器,替代作为标准载荷的砝码;并依托在中国空气动力研究与发展中心2.4 m X2.4 m跨声速风洞进行的宽体客机标模测力试验，对研究方法的具体方案、技术难点、解决途径和误差评定进行了论证说明;结果表明:该校准方法和误差评定方式具有一定的工程意义。

关键词:风洞试验;模型支撑机构;弹性角修正系数;误差评定本文引用格式：田正波,杨家军，史玉杰.一种新的风洞试验支撑机构横向弹性角校准方法[J].兵器装备工程学报，2017(8) ：32 -35.Citation format：TIAN Zhengbo, YANG Jiajun,SHI Yujie. Study on a New Method of Side Elastic Angle Calibration for Wind Tunnel Model Support[J]. Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(8) ：32 -35.中图分类号:V211.7 文献标识码:A 文章编号:2096 -2304(2017)08 -0032 -04Study on a New Method of Side Elastic AngleCalibration for Wind Tunnel Model SupportTIAN Zhengbo1YANG Jiajun1, SHI Yujie2(1. School of Mechanical Science and Engineering,Huazhong University of Science and Engineering, Wuhan 430074, China；2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)Abstract ：To meet the need of side elastic angle calibration for wind tunnel model support, a research on new method for calibration is carried out by CARDC, which using force test balance as sensor rather than use standard weights. The efficiency of side elastic angle calibration was improved. The new calibration device was used in the wide-bodied airplane standard model wind tunnel force test in 2. 4 m x 2. 4 m transonic wind tunnel of CARDC, the method, difficulty, purpose and the error analysis are also brought forward in this paper according to the wind tunnel test results. The new calibration method can be used for other projects.Key words ：wind tunnel test; model support; side elastic angle; error evaluation影响风洞试验模型在风洞中所处的空间位置的因素很多，试验模型支撑系统弹性变形是重要参数之一[1],而采用传感器测量试验模型侧滑角的精度无法满足试验要求。

内埋武器分离特性及其改进方法研究

内埋武器分离特性及其改进方法研究
吴继飞;罗新福;徐来武;范召林
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2014(000)006
【摘要】在高速风洞中对外挂／内埋武器分离过程中的气动力特性进行了试验研究，试验同时研究了改善内埋武器分离特性的被／主动流动控制方法———前缘立齿和前缘射流，试验马赫数为0．6、0．9和1．5。

采用内式天平获取了不同试验状态下武器模型的气动力数据。

试验表明：与外挂武器相比，内埋武器分离过程中的气动力特性较复杂，存在机／弹分离安全隐患；弹舱长深比 L／D 对内埋武器分离特性影响明显，随 L／D 增大，武器最大俯仰力矩系数明显增加；被／主动流动控制方法均能有效改善内埋武器分离特性。

【总页数】6页(P814-819)
【作者】吴继飞;罗新福;徐来武;范召林
【作者单位】空气动力学国家重点实验室，四川绵阳 621000; 中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000
【正文语种】中文
【中图分类】V211.7
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