一、外挂物投放/发射过程数值仿真中的非均匀流场计算（论文文献综述）
闫盼盼[1]（2018）在《内埋武器舱气动特性及武器分离安全性研究》文中认为内埋武器舱系统可以大幅降低战斗机雷达反射面积和飞行阻力,有利于实现隐身及超声速巡航。因此,新一代战斗机均将武器装载方式由传统外挂式转为内埋式。然而内埋武器舱流动的复杂性也引起一系列新的气动问题:如剪切层不稳定、涡生成与脱落、激波/激波、激波/剪切层相互干扰等,造成舱内大幅度压力脉动,产生剧烈振荡和刺耳的噪声,对舱内设备造成疲劳破坏。武器发射时,需要穿越剪切层出舱,受强非定常流场的影响,下落轨迹及姿态发生改变,命中率降低,甚至会与载机相互碰撞,威胁载机安全。因此开展内埋武器舱系统气动特性及武器分离安全性研究具有重要意义。本文应用高保真度数值模拟方法,以战斗机内埋武器舱系统为研究对象,对弹舱气动特性、流动控制措施、弹舱与挂载间的强耦合流动特性及武器分离安全性等问题进行了研究。文中较重要的研究进展包括:1、对比分析了两种主流近场噪声模拟方法的优缺点,结果表明分离涡模拟方法更适用于进行弹舱流动机理研究,随后采用该方法得到了边界层厚度变化对开式弹舱及过渡式弹舱流动特性及气动声学特性的影响规律。通过改进Rossiter半经验公式推导方法,得到公式中经验常数物理意义。明确了经验常数取值与边界层厚度的关系,由此揭示了边界层厚度改变引起弹舱气动噪声频率偏移的机理。2、提出了后壁多孔板加耗能腔的新型流动控制措施,分析了耗能腔内“活塞型”和“回流型”流态对弹舱气动声学特性的影响机理,得到了有效的耗能腔尺寸。该措施能够缓冲脱落涡撞击强度、打破自持振荡循环,大幅降低弹舱内噪声水平。内埋武器舱前缘修型可以改变脱落涡撞击弹舱尾缘的频率和强度,从而改变弹舱内气动声学特性。3、建立了内埋武器舱及其挂载之间强耦合流动特性问题的研究与分析方法,实现武器分离问题与气动噪声问题同时求解。采用时频联合分析技术对舱内非平稳信号进行分析,找出了弹体动态下落穿越剪切层全过程中弹舱内非平稳气动声学特性变化规律。通过与外挂武器分离特性对比,得到了弹舱强非定常流场及剪切层对内埋武器受力及下落姿态的影响规律。4、模拟了战斗机超声速飞行发射武器时,弹体动态激波与舱门激波相交、激波/剪切层反射等复杂流动过程,揭示了弹体在该复杂流场下气动特性和运动特性的变化规律,阐明了舱门及其开启姿态对武器下落轨迹特性的影响机理。找出了来流马赫数、初始发射速度、初始角速度等参数对武器分离安全性的影响规律。本文研究丰富了内埋武器舱气动噪声机理的基础理论,为内埋武器舱降噪措施提供了新的思路。能够为新一代战斗机内埋武器系统舱门和挂载的优化设计提供可靠的参考依据,对武器安全分离控制策略的制定提供技术支撑。
魏昕林[2]（2018）在《机载导弹水平向后发射动力学研究》文中进行了进一步梳理武库机与战斗机并肩作战,将大大弥补后者载弹量不足的问题,倍升式地提升空中打击能力,成为未来空战的重要组成部分。为了解决武库机导弹水平向后发射的相关动力学问题,需要建立起一套有效可靠的武器发射仿真系统对其发射过程进行研究分析。本文研究了一种适用于大跨距、长导轨的水平向后发射方式,对发射平台波动、导弹离轨初始扰动以及离轨后弹机分离安全问题进行了系统性研究,对机载导弹水平向后发射装置优化和分离安全性设计具有重要的参考价值和工程意义。主要内容如下:（1）对研究内容相关的发射动力学概念进行了阐述。分析了导弹离轨多体系统,推导了弹机分离六自由度刚体运动方程。采用基于连续介质假设的N-S方程组和基于Boussinesq涡粘性假设的单方程湍流模型（SA模型）构建了流体控制方程组,通过有限体积法离散求解该方程组得到流场的数值解。为本文建立机载发射平台纵向波动模型、导弹离轨动力学模型和弹机分离流场模型提供重要理论支撑。（2）采用Von Karman模型作为大气扰动响应计算中的连续突风模型,通过功率谱密度函数,建立了高空非定常风场模型。推导了含扰动风参数的飞机运动方程,建立了突风扰动下机载发射平台纵向波动的理论模型。通过对运动方程进行求解,得到了机载发射平台纵向波动的理论计算结果。建立了飞机在非定常风场下的流场计算模型,得到了在连续突风扰动下机载发射平台纵向波动的仿真计算结果。通过对比分析,验证了理论模型的正确性,并分析了机载发射平台在突风载荷下的纵向波动规律,为导弹离轨初始扰动的研究提供重要输入。（3）描述了水平向后发射的概念、发射系统的组成以及导弹离轨过程的运动特点。针对机载导弹水平向后发射装置的特点,以有限元接触分析理论为基础,推导了接触力计算方程,建立了导弹离轨过程接触摩擦模型。通过分析导弹离轨过程的边界条件和激励载荷,建立了大跨距、长导轨下导弹离轨有限元分析模型,得到了导弹离轨初始扰动,并与地面弹射试验结果进行对比,验证了模型的正确性。通过对发射平台纵向波动下的离轨过程分析,得到了弹射速度和发射倾斜角对导弹离轨初始扰动的影响规律,为导弹离轨后分离安全性研究提供重要输入。（4）根据机载导弹水平向后发射外弹道初始段的特点,综合分析了弹机分离安全性影响因素。建立了载机周围流场模型,分析了载机尾部纵截面和横截面的流场特性。以导弹离轨初始扰动为输入,建立了弹机分离仿真模型,计算得到了外弹道初始段导弹的运动姿态变化规律,研究获得了导弹弹射速度和发射倾斜角对弹机分离安全性的影响规律。
邹东阳[3]（2018）在《基于非结构动网格的激波装配/捕捉统一求解方法》文中研究说明激波是可压缩流动中的一种重要间断现象,越过激波流动参数发生突跃,而且随之还有机械能的损失,是个不可逆的过程。在含有激波的流动模拟中,对于激波的处理是极为重要的。激波装配方法是一种古老的激波求解方法,其理论基础较为清晰合理。在计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）发展的初期就已经被用于来处理含有激波的可压缩流动。在处理含有简单激波的流动时,激波装配有着较为突出的优点。但是,采用装配方法处理复杂激波流动时,其应用过程比较复杂,计算中人工干预较多,难以建立统一的求解程序,后来逐渐被自动化程度较高的激波捕捉方法所取代。作为目前最为流行的一种计算手段——激波捕捉方法从诞生之日起,相关科研工作者就一直在通过各种各样的努力来提高其计算激波的质量。从1983年总差变减小格式（Total Variation Diminishing,TVD）的提出,激波捕捉方法在过去的三十多年里取得了许多突破性进展,各种基于TVD思想的高精度捕捉算法被巧妙地构造处出来,在科学工程上得到了广泛应用。但是,在巨大成功的背后还是存在大量“不确定因素”,许多问题仍然悬而未决。这些在光滑区域性能表现优良的高精度捕捉算法在激波区域被证明只有一阶精度。计算精度与计算稳定性之间的矛盾依然存在,高阶格式受计算效率和稳定性的影响还是十分严重,难以在工程上广泛应用。计算方法距离高精度、高效率、高鲁棒性的要求仍然有一定距离。从某种程度上来说,这些问题都限制了捕捉方法的进一步发展。综合分析激波装配方法面临的困难和激波捕捉方法的方法痼疾之后,本文将激波装配精确求解激波的思想应用到一个基于捕捉算法的非结构动网格求解器中,发展出一种“简易型”的激波装配/捕捉统一求解方法——非结构边界激波装配方法。非结构边界激波装配方法包含三个主要部分:（1）通过求解兰金-许贡纽（Rankine-Hugoniot,R-H）关系式确定激波边界条件和激波运动速度;（2）利用非结构动网格技术追踪激波运动;（3）内部区域通过采用激波捕捉算法求解任意拉格朗日欧拉（Arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE）描述的Euler/N-S方程确定。虽然仍属于边界激波装配的范畴,但是由于使用了非结构网格,非结构边界激波装配方法去除了结构网格的拓扑限制,大大地提高了激波装配方法对复杂流动的处理能力。对于内部流动,由于不再需要处理激波能够有效地保证计算格式的设计精度,从根本上解决了捕捉格式求解激波时产生的诸多问题。这种结合方式原理和操作方式都非常简单,对原有计算代码改动非常小。非结构边界激波装配方法虽然较为灵活,对于各种形状的区域都能够很好地进行描述,也能适用于含有复杂激波结构的流动。但是在使用过程中,我们发现这种装配方法还是受限于边界激波装配方法的分区思想,不易描述带有激波生成/湮灭等拓扑变化的非定常流动以及流动无法使用激波进行区域划分的情况。为了解决这个问题,本文通过引入网格节点属性的定义,发展出一种嵌入式激波装配方法。使用嵌入式激波装配方法对激波进行装配计算时,计算网格是一套完整的网格,不需要按照边界激波装配方法那样将计算区域划分为若干子区域。通过网格节点的标记来判断激波,从而实现对激波装配算法和激波捕捉算法的灵活调用。嵌入式激波装配方法集合了常规激波装配方法（浮动激波装配方法和边界激波装配方法）的优点,使得激波装配方法更加模块化,对于原有流动求解器改动也较少,更加符合建立“通用型”激波装配求解器的条件。通过使用非结构边界激波装配方法和嵌入式激波装配方法在简单三维问题中的应用,确定了将两种方法相结合,对复杂三维问题进行处理的方案。在模拟过程中,使用边界激波装配的处理方式处理弓形激波,减少了计算网格量,使用嵌入式激波装配方法对内嵌激波进行处理,有效地利用了该方法的灵活性,能够较好地处理如三维激波相交/反射等复杂的内嵌激波。
杨磊[4]（2018）在《空中发射分离过程的动力学问题研究》文中提出快速、机动、廉价、可靠的航天器发射技术是未来航天发射活动的发展趋势,空中发射技术正是满足这些特点的发射方式之一,它具有三方面的优势:（1）无需依赖大型的发射基地设施,载机利用普通机场实现起降,在战争条件下具有更强的生存能力;（2）载机相当于一级运载器,可重复利用,而且相比于一级火箭,飞机在20公里高度以下具有很高的气动效率,因此,大幅度降低了发射成本;（3）载机携带航天器可自由地“追逐”发射窗口,提高了发射的灵活性和机动性。然而,在空中发射过程中,飞机和外挂物的分离过程是最重要并且危险的环节,外挂物的轨迹和飞行姿态需要良好的控制,以确保空中发射的成功进行。在传统的空中分离过程模拟中,都不考虑载机在分离期间的机翼弹性运动,由于未来发射的重量越来越大,载机的机翼展弦比越来越大,在分离瞬间的载荷冲击下,载机的机翼弹性运动是一个不容忽视的因素,本文就是围绕这个过程中的动力学问题开展研究,其主要工作如下:1、发展了适用于考虑载机弹性变形运动的外挂物分离过程模拟的CFD/CSD/RBD（CFD:Computational Fluid Dynamics,CSD:Computational Structure Dynamics,RBD:Rigid Body Dynamics）多学科耦合计算方法。该方法基于课题组原有的流固耦合模拟平台,通过添加CFD/CSD/RBD耦合求解模块,实现了弹性体飞行器分离过程中飞行动力学的时域仿真功能,为后续研究提供了技术支持。2、使用CFD/CSD/RBD耦合计算方法,对考虑载机弹性变形的外挂物分离问题进行数值求解,研究载机弹性变形对外挂物动力学响应的影响。研究发现,在机翼动气动弹性变形的影响下,外挂物的刚体运动频率和气动力幅值均有显着的变化。在此基础上,本文研究了外挂物挂载点位置、载机机翼刚度、投放时刻的动压、外挂物翼载荷等参数的影响,并对外挂物动力学响应进行了定性分析。3、运用干扰气动力分解方法,揭示了外挂物干扰气动力各种影响的机理。依据干扰气动力形成因素的不同,将外挂物干扰气动力分解为不同组分,分别运用使用CFD方法、CFD/RBD耦合求解方法、CFD/CSD耦合求解方法及CFD/CSD/RBD耦合计算方法,分离出各组分的干扰气动力,并对各组分气动力相对大小、变化趋势、作用范围及作用机制进行分析,为建立外挂物干扰气动力模型提供理论支持。研究发现:（1）在相对距离较小时,载机弹性动态变形引起的外挂物干扰气动力峰值能占到其总气动力的一半左右,因此,载机机翼的弹性变形在外挂物投放的工程应用中是不可忽视的影响因素;（2）随着相对距离的增加,干扰气动力降低,因载机引起的外挂物干扰气动力的作用范围约为2倍载机平均气动弦长。4、将模糊逻辑方法应用于刚体飞行器非线性气动力建模中,将非定常气动力模型（Unsteady Aerodynamic Model,UAM）同飞行器刚体动力学方程（RBD）耦合,在时域内对UAM/RBD进行耦合求解。研究发现:模糊逻辑模型建模过程的人为干预较小,能够对非线性方程进行较好地建模,且相比于刚体飞行器气动力的线性叠加模型,模糊逻辑模型具有明显的优势,尤其是在处理偏航、滚转等横航向自由度动力学问题时更具兼容性。5、通过使用不同方法,对各组分的气动力分别建模,进而整合得到考虑弹性载机干扰的外挂物气动力模型。将该模型同载机结构动力学方程和外挂物刚体动力学方程耦合,针对弹性载机影响下的外挂物动力学问题,在时域内建立基于气动力模型的飞行器动力学仿真平台。经过验证,本文所发展的纵向UAM/CSD/RBD耦合方法及单一滚转自由度UAM/CSD/RBD耦合方法具有较高的计算精度,在工程研究方面具有一定的应用潜力。6、本文发展了多时间尺度的CFD/CSD/RBD耦合求解方法。该方法将基于CFD的弹性体飞行器非定常气动力降阶模型引入CFD/CSD/RBD耦合求解系统,采用多时间尺度的方法设置物理时间步长。使用CFD/RBD耦合求解的方法计算流场及刚体动力学响应,其时间步长根据刚体模态频率选取;使用UAM/CSD的方法计算弹性变形,冻结流场信息及刚体飞行器的位移和姿态角,时间步长依据弹性体最高阶模态频率选取。经过验证,该方法具有较高的计算精度,同时,相比于直接CFD/CSD/RBD耦合求解方法,计算周期可以降低一个量级。
程博超[5]（2017）在《小型无人机深失速着陆过程数值模拟研究与设计》文中研究指明无人机的回收是一个容易出现故障的阶段,能否安全着陆已经成为考察无人机性能的一项重要指标,各国对无人机的回收方式进行了大量研究和尝试。由雀降仿生概念引申而来的小型无人机深失速回收方式,可以完成快速、精准、无损回收,在无人机投送快递、灾区救援物资运输、战场密集火力下无人机回收等背景下有很好的应用前景,已经成为国内外研究的前沿应用问题之一。本文首先结合对深失速着陆回收原理的理解及其运动过程的分析,指出了深失速着陆过程的三大关键气动问题,明确了整体研究思路与方向。采用松耦合算法实现了六自由度运动方程与流动控制方程的数据交互,最终得到了可研究飞行器动态气动特性问题的气动/运动耦合计算方法。在建立动态气动特性数值模拟方法之后,首先对二维翼型大迎角算例进行了计算,与实验结果对比表明:基于雷诺平均方程的湍流模型能较好地模拟0-180°范围内翼型升阻力系数随迎角变化的趋势,其中SST k-?模型的预测结果精度相对较高;采用了均匀试验设计方法,对大迎角状态下湍流模型参数的影响进行了分析并进行了标定;采用了翼型俯仰振荡算例,验证了本文中基于非结构动网格的非定常流动数值模拟方法的有效性与准确性;最后对经典的二维存储分离算例进行了复现,网格在运动过程中质量较高,质心位置、姿态、气动力等与文献数据拟合较好,说明本文计算方法可较好地对气动/运动耦合问题进行数值模拟仿真。参考同类型无人机的设计经验,对适用于深失速回收的无人机进行了气动布局设计。利用基于涡格法的AVL软件,对初步设计的无人机进行配平计算及静稳定性分析,将配平后的几何模型应用于CFD的计算,对比结果表明:利用涡格法进行飞行器初步设计分析的方法是可行有效的。最后,针对前文建立的深失速着陆无人机概念模型,探索采用了气动/运动耦合一体化计算的“虚拟飞行”技术,对大迎角状态下的深失速着陆过程进行了较为准确、完整的模拟仿真。从流体力学以及刚体动力学的角度,对深失速回收的方法原理进行了阐述说明,由此推测了深失速着陆过程的影响因素。根据任务目标,提出了深失速着陆过程的设计要求,对无人机的结构、控制、飞行状态参数等进行了敏感性分析,最终得到深失速着陆过程的工程设计建议,为该项技术的工程实际应用及下一步研究奠定了基础。
李菁[6]（2017）在《三维内埋式航弹与载机分离非定常流场数值模拟》文中指出在机弹分离的过程中,载机和航弹间会产生复杂的非定常气动干扰,特别是在分离初期,气动干扰会使航弹的气动力特性和飞行特性产生很大的变化,影响到安全分离,甚至可能会造成弹体与载机相撞的飞行事故。因此研究载机与航弹分离的非定常流场,分析航弹发射过程中机弹气动干扰力、分离过程中弹的气动特性及气动干扰机理是十分必要的。本文采用动网格技术和三维非定常数值模拟方法,对内埋式航弹与载机分离的非定常过程进行了数值模拟,研究了不同初始下抛速度对机弹分离的影响,分析了载机内埋弹舱和航弹之间的气动干扰及分离过程中航弹的空气动力特性。
李仁凤[7]（2017）在《燃气—蒸汽弹射流场与弹道特性研究》文中研究表明燃气-蒸汽弹射是水下发射常用的一种发射技术,具有结构简单、内弹道性能稳定、推力大、热环境良好和安全可靠等优点,是水下发射的一个重要研究方向。导弹水下发射过程中,燃气-蒸汽弹射内弹道参数是否满足性能设计要求和出筒过程的复杂力学环境是否会带来发射装置结构的破坏,均是影响导弹安全发射的重要因素,鉴于此,开展水下燃气-蒸汽弹射流场与弹道特性研究对于导弹安全发射意义重大。本文以水下燃气-蒸汽弹射系统为研究对象,针对燃气-水汽化机理、弹射内弹道特性、内弹道理论计算、内弹道优化设计、出筒流场和载荷特性等问题进行了一系列研究和探索,并取得了一定的成果。本文主要完成了以下几方面的研究工作:（1）建立了考虑高速燃气射流、气液两相流、湍流、组分输运和动网格影响的燃气-蒸汽筒内弹射流场数值模型。开展了高压室燃烧试验,获得了高压室压强参数。针对网格无关性、数值算法可靠性进行了综合评价,采用火箭发动机尾焰注水实验验证了数值算法的有效性。分析了筒内弹射过程气液相变多相流场结构、发射筒压强和温度分布规律及导弹内弹道特性。在此基础上,研究了冷却装置对弹射内弹道和载荷的影响,表明冷却装置注水可提高导弹发射稳定性,改善发射装置热环境。（2）系统研究了燃气-蒸汽弹射装置结构参数和环境参数对弹射内弹道、多相流场和载荷的影响。定量分析了不同二级喷管喉径、喷水孔直径、喷水孔数量、喷水孔入射角、弯管进气角和发射深度对应的筒内流场结构、发射载荷规律和导弹内弹道特性,获得了结构参数对喷水压差系数的影响规律,研究了变深度发射对导弹出筒速度的影响,综合评估了不同影响因素下导弹的内弹道性能。（3）针对燃气-蒸汽弹射装置高、低压室热力系统,结合气体热力学理论和导弹运动方程建立了燃气-蒸汽弹射内弹道理论计算模型,形成一种高效预测弹射内弹道特征的理论计算方法。结合CFD数值计算结果修正得到流量系数、压力系数和能量系数,将理论计算解与测试值、CFD数值解进行对比,吻合度较高,验证了燃气-蒸汽弹射内弹道理论计算方法的有效性。（4）以弹射内弹道理论计算模型为基础,搭建了以发射装置结构参数为设计变量,内弹道参数为优化目标的多目标优化模型,结合最优拉丁超立方试验设计方法和NSGA-Ⅱ多目标优化算法对弹射内弹道参数进行优化。分析了喷水孔直径和发射筒初始高度影响因子对于内弹道目标的影响效应,获得了满足内弹道性能设计要求的结构参数最优解,优化后的燃气能源利用率和发射稳定性能得到了很大提高。（5）建立了水下弹射出筒过程三维多相流场数值模型,考虑了边界压力载荷变化、气泡动力学、空化效应和动网格技术对流场结构的影响。采用导弹水下运动实验验证了数值算法的有效性,研究了导弹水下弹射出筒过程流场结构特征、筒口气泡演变历程、导弹肩部空化现象、筒盖和舰面载荷变化以及弹体出筒弹道规律。在此基础上,深入研究了弹体头型、开盖角度、艇速和发射深度四个因素对水下弹射出筒过程流场、载荷和弹道的影响。
王慧哲[8]（2016）在《机载导弹安全分离研究》文中研究说明对机载导弹安全分离特性进行研究,确保安全分离,是机载导弹完成作战任务的基本要求。现有的研究手段主要有基于嵌套CFD数值计算的分离轨迹仿真、风洞CTS（Capture Trajectory System）试验以及飞行试验,这些方法成本高,且耗时长。工程上需要一种简洁实用的判据,用以判断导弹分离过程是否安全。此外,现有的安全性分析方法都是在标称条件下进行的,即分析时用到的参数如:弹射力大小、作用点等都是标称参数,而实际使用中,这些参数都有误差,因此,在安全分离的研究中,还需要解决如下问题:“哪些参数对分离安全性有影响”、“参数的容许变化区间是多少”、“分离判定的结果对哪些参数的变化更敏感”等。基于上述问题和假设,本文的主要研究内容如下:1.利用Schoch假设,即分离后的导弹必须在限定的时间内下降一定的距离,建立了用于铅垂平面内安全分离判定的Schoch判定准则,构建了安全分离区域。该判定准则是由两个判定系数构成,分别为铅垂平面内导弹相对载机下落的相对速度和相对加速度。Schoch判定准则是判断导弹是否安全分离的充分条件。2.Schoch判定准则中系数的计算需要对分离轨迹求解,涉及气动建模。基于扰动叠加的建模思想,将分离过程中导弹的气动模型视为“均匀流模型+扰动模型”,采用多元正交函数最小二乘法对采样数据进行回归建模,给出了均匀流模型与扰动模型的具体表达形式。将模型结果与CFD数据和CTS数据对比,验证了气动建模方法的正确性。3.采用上述方法,对某导弹的分离过程进行安全性判定,验证了判定准则的正确性。采用蒙特卡洛打靶方法,分析弹射力和弹射力矩以及质量对分离安全的影响,并给出各自的容许变化区间和敏感度分析。利用机器学习中的逻辑回归算法对分离的结果进行分类预测,结果表明具有较高的准确度。
王巍[9]（2008）在《有相对运动的多体分离过程非定常数值算法研究及实验验证》文中研究表明有相对运动的多体分离问题作为一类特殊的力学问题广泛地存在于航空、航天以及武器系统中。由于其本身的复杂性,不论是采用实验方法还是数值模拟方法都存在或多或少的困难,建立有效、准确解决有相对运动的多体分离问题的数值方法在理论及应用上都很有价值。本文根据这一需求,建立了基于非结构动网格的数值模拟技术,形成了能够应用于求解复杂外形多体分离问题的高效、准确的软件系统。软件系统的可信度得到了数值验证及激波管实验的考核确认,在解决复杂分离问题中取得了良好的效果。首先,基于多体分离问题求解时对计算效率及精度的要求,选择ALE描述的Euler方程为流动控制方程,采用VanLeer格式计算通量,采用分段线性重构或MUSCL重构方法得到空间二阶精度,采用限制器抑制激波处的非物理振荡。时间方向的积分采用二阶精度的显式多步Runge-Kutta方法,计算格式满足几何守恒律。此外,本文着重研究了刚体动力学方程与流体方程的松耦合求解方法,实现了气动力与运动轨迹在同一物理时间内的关联求解。其次,基于多体分离问题物形复杂、运动位移大的特点,采用非结构动网格技术实现对多体相对运动的描述。动网格方法由网格变形与局部网格重构组成。采用网格变形方法实现动边界周围网格的跟随运动,网格变形采用改进后的弹簧近似模型;当计算区域网格质量变差后采用局部重构的方法,重新生成重构区域的网格。本文计算软件实现了从网格质量判定、重构区域窗口划分、重构区域网格重新生成,到新旧网格关系的建立、新旧网格上物理量的信息传递、分离继续计算的网格自主重构技术,计算过程无需人为干预。针对重构后的插值将引入误差这一问题,本文提出了“移动网格传值方法”,采用动网格方法实现了新旧网格的高精度信息传递,方法应用于一维、二维及三维传值问题取得很好的效果。另外,本文引入“八叉树”数据结构,使得三维新旧网格间的查询效率大大提高。再次,基于多体分离问题求解的可信度需求,本文采用民机标模外形及类航天飞机外形进行了数值比对,结果与文献中计算、实验结果吻合较好。同时,本文专门设计了用于验证多体分离问题数值方法的激波管实验。采用数值方法模拟得到的实验模型运动轨迹与激波管实验拍摄得到的运动轨迹吻合很好。简单有效的激波管实验不仅是本文数值方法的验证确认,而且能够为精细验证实验及其他动边界实验提供参考。最后,采用非结构动网格方法对多个有相对运动的复杂分离问题进行了研究。①针对动网格技术中的难题——“接触/分离”问题,本文提出“虚拟网格通气技术”,成功地解决了整流罩启动解锁、隐身飞机弹舱舱门开启这些物体由完全接触到开缝而后逐渐远离过程的模拟。计算真实再现了整流罩启动解锁初期气体冲击狭缝带来的气动力波动现象及舱门开启后弹舱空腔流动的压力振荡情况。②整流罩分离设计问题。整流罩分离设计虽然存在一些经验可循,但缺乏通用的“安全分离准则”,本文采用非结构动网格方法对某型整流罩分离过程进行了细致分析,从整流罩外形、质心位置及启动干扰影响等多方面分析分离过程的影响因素,提出“质心后移方法”能够确保整流罩的安全分离,该方法在子母弹抛壳中得到了验证。③子母弹抛撒问题。本文对子母弹飞行过程中旋转、切壳及前后舱数十枚子弹抛撒过程的计算,体现了本文计算软件对复杂多体分离问题的处理能力,也为子母弹的设计检验提供了一条有效的研究途径。
宋贵宝,刘济民,高世清[10]（2006）在《导弹与载机分离数值模拟研究现状》文中研究表明导弹与载机分离数值模拟是计算流体力学中的一道难题。由于它的重要性和复杂性,不少国家都在对它进行广泛的研究。综述了导弹与载机分离数值模拟技术的发展情况,并论述了对导弹与载机分离过程进行数值模拟的主要内容及其关键技术。
二、外挂物投放/发射过程数值仿真中的非均匀流场计算（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、外挂物投放/发射过程数值仿真中的非均匀流场计算（论文提纲范文）
（1）内埋武器舱气动特性及武器分离安全性研究（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 中文摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国外研究概述 |
| 1.2.1 内埋武器舱流动特性及噪声生成机理研究 |
| 1.2.2 内埋武器舱气动声学特性的影响因素 |
| 1.2.3 内埋武器舱流动控制方法研究 |
| 1.2.4 内埋武器分离特性研究 |
| 1.3 国内研究概述 |
| 1.3.1 内埋武器舱气动声学特性的影响因素 |
| 1.3.2 内埋武器舱流动控制方法研究 |
| 1.3.3 内埋武器分离特性研究 |
| 1.4 现有研究工作存在的不足 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 2 数值模拟方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 离散方法 |
| 2.2.1 空间离散 |
| 2.2.2 时间离散 |
| 2.3 内埋武器舱近场噪声模拟方法 |
| 2.3.1 分离涡模拟方法 |
| 2.3.2 非线性声学方法 |
| 2.4 内埋武器分离过程模拟方法 |
| 2.4.1 重叠网格技术 |
| 2.4.2 六自由度刚体动力学方程 |
| 2.5 内埋武器舱非定常结果后处理技术 |
| 2.5.1 平稳压力数据处理 |
| 2.5.2 非平稳信号时频联合分析技术 |
| 2.5.3 本征正交分解方法 |
| 2.5.4 涡识别方法 |
| 2.6 数值方法验证 |
| 2.6.1 气动噪声问题验证 |
| 2.6.2 弹体分离验证 |
| 2.7 本章小结 |
| 3 来流边界层对气动声学特性影响机理研究 |
| 3.1 IDDES与NLAS方法对比 |
| 3.1.1 计算资源对比 |
| 3.1.2 声压级频谱曲线对比 |
| 3.1.3 弹舱湍动能分布 |
| 3.1.4 弹舱内涡量及Lamb矢量模分布 |
| 3.2 边界层厚度对内埋武器舱气动声学特性影响 |
| 3.2.1 对开式弹舱影响 |
| 3.2.1.1 声压级频谱特性 |
| 3.2.1.2 声压级降低机理分析 |
| 3.2.1.3 改进Rossiter公式推导 |
| 3.2.2 对过渡式弹舱影响 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 内埋武器舱噪声控制措施及降噪机理研究 |
| 4.1 尾缘控制措施对噪声抑制效果及降噪机理研究 |
| 4.1.1 声压级频谱分析 |
| 4.1.2 亚声速流场结果分析 |
| 4.1.3 超声速流场结果分析 |
| 4.1.4 耗能腔长度影响 |
| 4.2 前缘修型降噪效果及机理研究 |
| 4.2.1 亚声速来流前缘形状对气动声学特性影响 |
| 4.2.2 超声速来流前缘形状对气动声学特性影响 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 内埋武器舱与弹体强耦合流动特性研究 |
| 5.1 计算模型及工况 |
| 5.2 亚声速条件下弹舱与弹体间相互作用 |
| 5.2.1 弹体投放对弹舱声学特性影响分析 |
| 5.2.2 弹舱流场对武器分离特性的影响 |
| 5.3 超声速条件下弹舱与弹体间相互作用 |
| 5.3.1 弹体投放对弹舱声学特性影响分析 |
| 5.3.2 弹舱流场对武器分离特性的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 多因素影响下内埋武器分离安全性研究 |
| 6.1 舱门对武器分离安全性影响 |
| 6.1.1 舱门有无对弹体分离特性的影响 |
| 6.1.2 舱门不同开启姿态对弹体分离特性影响 |
| 6.2 不同投放参数对弹体分离特性影响 |
| 6.2.1 来流马赫数对弹体下落轨迹影响 |
| 6.2.2 发射速度对弹体下落轨迹影响 |
| 6.2.3 发射角速度对弹体下落轨迹影响 |
| 6.3 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简历 |
| 学位论文数据集 |
（2）机载导弹水平向后发射动力学研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 选题背景和意义 |
| 1.2 相关领域国内外研究进展 |
| 1.2.1 机载导弹研究进展 |
| 1.2.2 发射动力学研究进展 |
| 1.2.3 计算流体力学研究进展 |
| 1.2.4 机载发射平台波动研究进展 |
| 1.2.5 机载导弹分离安全性研究进展 |
| 1.3 本文研究的主要内容 |
| 第2章 发射动力学建模理论及数值计算方法 |
| 引言 |
| 2.1 发射动力学相关概念 |
| 2.1.1 导弹发射可靠性 |
| 2.1.2 导弹发射精度 |
| 2.1.3 导弹发射初始扰动 |
| 2.1.4 导弹的滑离方式 |
| 2.2 导弹离轨多体系统分析 |
| 2.2.1 二维多体系统分析 |
| 2.2.2 三维多体系统分析 |
| 2.3 弹机分离六自由度刚体运动方程及求解 |
| 2.3.1 坐标系定义与转换 |
| 2.3.2 气动载荷计算 |
| 2.3.3 运动方程求解 |
| 2.4 流体控制方程及离散求解 |
| 2.4.1 流体控制方程 |
| 2.4.2 湍流模型 |
| 2.4.3 有限体积法 |
| 2.5 嵌套网格技术 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 机载发射平台突风载荷建模及纵向波动研究 |
| 引言 |
| 3.1 机载发射平台突风载荷建模 |
| 3.1.1 大气扰动的描述 |
| 3.1.2 离散突风模型 |
| 3.1.3 连续突风模型 |
| 3.2 机载发射平台纵向波动建模 |
| 3.2.1 无风扰动下的飞机运动方程 |
| 3.2.2 含扰动风参数的飞机运动方程及气动模型修正 |
| 3.2.3 运动方程简化 |
| 3.3 机载发射平台纵向波动模型理论计算 |
| 3.4 机载发射平台纵向波动模型仿真计算 |
| 3.4.1 基本假设与计算方法 |
| 3.4.2 网格划分与计算条件 |
| 3.4.3 计算结果 |
| 3.5 计算结果对比与平台纵向波动分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 长导轨下导弹水平向后发射离轨初始扰动研究 |
| 引言 |
| 4.1 水平向后发射系统及离轨过程 |
| 4.1.1 机载导弹水平向后发射系统的组成 |
| 4.1.2 导弹水平向后发射的特点及离轨过程 |
| 4.2 有限元接触摩擦模型 |
| 4.2.1 有限元接触分析方法 |
| 4.2.2 ABAQUS接触算法 |
| 4.2.3 ABAQUS摩擦计算模型 |
| 4.3 有限元建模与验证 |
| 4.3.1 几何模型与装配关系 |
| 4.3.2 激励载荷与边界条件 |
| 4.3.3 坐标系与基本假设 |
| 4.3.4 网格单元与求解器 |
| 4.3.5 数值计算与试验验证 |
| 4.4 长导轨下水平向后发射离轨初始扰动分析 |
| 4.4.1 平台波动下离轨初始扰动分析 |
| 4.4.2 平台固定与平台波动计算结果对比分析 |
| 4.4.3 初始发射参数对离轨初始扰动的影响分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 导弹离轨后外弹道初始段分离安全性研究 |
| 引言 |
| 5.1 导弹离轨后外弹道初始段简述 |
| 5.2 外弹道初始段流场建模 |
| 5.2.1 几何边界 |
| 5.2.2 计算域 |
| 5.2.3 计算网格 |
| 5.3 外弹道初始段流场分析 |
| 5.3.1 载机尾部纵截面流场分析 |
| 5.3.2 载机尾部横截面流场分析 |
| 5.4 离轨后弹机分离安全性分析 |
| 5.4.1 外弹道初始段弹机分离仿真分析 |
| 5.4.2 初始发射参数对弹机分离安全性的影响分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 主要工作总结 |
| 6.2 主要创新点 |
| 6.3 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（3）基于非结构动网格的激波装配/捕捉统一求解方法（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 主要符号表 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 激波的认识历程 |
| 1.3 激波捕捉方法 |
| 1.4 激波装配方法 |
| 1.5 本文研究思路及工作 |
| 1.5.1 研究思路 |
| 1.5.2 研究工作 |
| 2 激波捕捉求解器 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 计算方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 空间离散格式 |
| 2.2.3 时间离散格式 |
| 2.2.4 边界条件 |
| 2.2.5 刚体动力学耦合计算 |
| 2.2.6 网格变形算法和离散几何守恒律 |
| 2.3 UDMs求解过程简介 |
| 2.4 算法验证 |
| 2.4.1 民机外形三维绕流 |
| 2.4.2 外挂物投放 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 非结构边界激波装配方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 非结构边界激波装配方法 |
| 3.2.1 装配流场初始化 |
| 3.2.2 间断边界条件确定 |
| 3.2.3 激波节点运动 |
| 3.3 算例验证 |
| 3.3.1 激波管问题 |
| 3.3.2 钝头体问题 |
| 3.3.3 正规反射 |
| 3.3.4 马赫反射 |
| 3.3.5 激波/涡相互作用 |
| 3.3.6 整流罩分离 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 嵌入式激波装配方法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 嵌入式激波装配方法 |
| 4.3 嵌入式激波装配方法在格心型有限体积法中的应用 |
| 4.3.1 嵌入式激波装配方法和非结构边界激波装配方法的比较 |
| 4.3.2 激波节点参数及运动法向确定 |
| 4.3.3 间断面元通量计算 |
| 4.4 基于特征线理论的辨识方法 |
| 4.4.1 特征线理论 |
| 4.4.2 基于特征线理论的辨识法在嵌入式激波装配方法中的使用 |
| 4.5 算例验证 |
| 4.5.1 等截面通道内激波运动 |
| 4.5.2 NACA 0012翼型绕流 |
| 4.5.3 激波相交和反射 |
| 4.5.4 激波/涡相互作用 |
| 4.5.5 斜激波动态生长 |
| 4.5.6 高超声速圆柱绕流 |
| 4.5.7 空气中球形炸药的爆炸 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 非结构激波装配方法的三维应用 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 激波初始位置确定 |
| 5.3 含有一个激波的三维问题 |
| 5.3.1 UBFs模拟高超声速球柱绕流 |
| 5.3.2 MCFs确定返回舱配平特性 |
| 5.4 含有多个激波的三维问题 |
| 5.4.1 管内激波反射 |
| 5.4.2 球柱锥组合体超声速绕流 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 一般状态方程下Riemann问题的近似解 |
| 攻读博士学位期间科研项目及科研成果 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（4）空中发射分离过程的动力学问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究现状 |
| 1.2.1 空中发射的相关基础问题 |
| 1.2.2 空中发射的工程应用 |
| 1.3 空中发射动力学研究存在的不足 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 基于CFD的弹性体飞行器动力学数值计算方法 |
| 2.1 坐标系及坐标变换 |
| 2.1.1 拉格朗日方法与欧拉方法 |
| 2.1.2 RBD常用坐标系 |
| 2.1.3 CFD常用坐标系 |
| 2.2 基于CFD的数值计算方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 时间推进方法 |
| 2.2.3 边界条件 |
| 2.2.4 S-A湍流模型 |
| 2.2.5 ONREA M6 机翼定常流场计算 |
| 2.2.6 DLR F6 翼身组合体定常流场计算 |
| 2.2.7 侧向喷流干扰流场的数值模拟 |
| 2.3 动态网格方法 |
| 2.3.1 位移插值方法 |
| 2.3.2 嵌套网格方法 |
| 2.3.3 几何守恒律 |
| 2.4 基于CFD的飞行器六自由度仿真 |
| 2.4.1 控制方程 |
| 2.4.2 时间推进方法 |
| 2.4.3 求解流程 |
| 2.4.4 验证算例 |
| 2.5 基于CFD的结构动力学计算方法 |
| 2.5.1 控制方程 |
| 2.5.2 时间推进方法 |
| 2.5.3 求解流程 |
| 2.5.4 验证算例 |
| 2.6 CFD/CSD/RBD耦合计算方法 |
| 2.6.1 耦合求解策略 |
| 2.6.2 算例 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 广义气动力建模方法 |
| 3.1 广义气动力建模方法 |
| 3.1.1 代数模型 |
| 3.1.2 积分模型 |
| 3.1.3 状态空间模型 |
| 3.1.4 黑箱模型 |
| 3.2 基于ARX模型的弹性体飞行器气动力建模 |
| 3.2.1 建模方法 |
| 3.2.2 算例验证 |
| 3.3 刚体飞行器线性气动力建模方法 |
| 3.3.1 建模方法 |
| 3.3.2 算例验证 |
| 3.4 基于模糊逻辑原理的非线性气动力建模方法 |
| 3.4.1 输出函数 |
| 3.4.2 内部函数 |
| 3.4.3 隶属函数 |
| 3.4.4 模型辨识 |
| 3.4.5 算例验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 外挂物干扰气动力的影响因素分析 |
| 4.1 考虑载机弹性变形的外挂物动力学响应问题 |
| 4.1.1 计算模型及计算状态 |
| 4.1.2 网格收敛性验证 |
| 4.1.3 干扰气动力分析 |
| 4.2 挂载位置对干扰气动力的影响 |
| 4.3 载机机翼刚度对干扰气动力的影响 |
| 4.4 外挂物翼载荷对干扰气动力的影响 |
| 4.5 动压对干扰气动力的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 外挂物干扰气动力的分解及作用机制 |
| 5.1 研究思路及方法 |
| 5.2 因刚体载机引起的干扰气动力 |
| 5.2.1 计算状态 |
| 5.2.2 计算网格 |
| 5.2.3 气动力分析 |
| 5.3 因弹性体载机静气动弹性变形引起的干扰气动力 |
| 5.3.1 计算状态 |
| 5.3.2 模态振型 |
| 5.3.3 气动力分析 |
| 5.4 因弹性体载机动气动弹性响应引起的干扰气动力 |
| 5.4.1 计算状态 |
| 5.4.2 气动力分析 |
| 5.5 气动力组分的定量分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 考虑弹性载机的外挂物纵向动力学建模与仿真 |
| 6.1 考虑弹性载机干扰的外挂物俯仰单自由度动力学建模与仿真 |
| 6.1.1 动力学模型的建立 |
| 6.1.2 基于线化气动力模型的动力学方程 |
| 6.1.3 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 6.1.4 算例模型及状态 |
| 6.1.5 气动力模型的辨识与验证 |
| 6.1.6 时域动力学仿真 |
| 6.1.7 建模过程中的时间效率 |
| 6.2 耦合弹性载机影响的外挂物俯仰单自由度动力学建模与仿真 |
| 6.2.1 动力学模型的建立 |
| 6.2.2 基于线化气动力模型的动力学方程 |
| 6.2.3 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 6.2.4 气动力模型的辨识与验证 |
| 6.2.5 时域动力学仿真 |
| 6.2.6 建模过程中的时间效率 |
| 6.3 考虑弹性载机干扰的外挂物沉浮/俯仰动力学建模与仿真 |
| 6.3.1 动力学模型的建立 |
| 6.3.2 耦合气动力模型的动力学方程组 |
| 6.3.3 气动力模型的辨识与验证 |
| 6.3.4 时域动力学仿真 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 考虑弹性载机的外挂物横航向动力学建模与仿真 |
| 7.1 考虑弹性载机干扰的外挂物滚转单自由度动力学建模与仿真 |
| 7.1.1 动力学模型的建立 |
| 7.1.2 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 7.1.3 气动力模型的辨识与验证 |
| 7.1.4 时域动力学仿真 |
| 7.2 考虑弹性载机干扰的外挂物滚转/侧滑动力学建模与仿真 |
| 7.2.1 动力学模型的建立 |
| 7.2.2 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 7.2.3 气动力模型的辨识与验证 |
| 7.2.4 时域动力学仿真 |
| 7.2.5 时域动力学仿真的误差分析 |
| 7.3 本章小结 |
| 第八章 多时间尺度的CFD/CSD/RBD耦合求解策略 |
| 8.1 多时间尺度的CFD/CSD/RBD耦合计算方法 |
| 8.1.1 耦合计算方法 |
| 8.1.2 算例 |
| 8.2 空中发射的动力学仿真 |
| 8.2.1 计算模型及状态 |
| 8.2.2 弹性体载机的广义气动力模型 |
| 8.2.3 太空船刚体动力学仿真的时间收敛性验证 |
| 8.2.4 太空船空中发射分离过程的动力学仿真 |
| 8.3 本章小结 |
| 第九章 总结与展望 |
| 9.1 全文总结 |
| 9.1.1 本文所完成的主要工作 |
| 9.1.2 本文主要创新点 |
| 9.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
（5）小型无人机深失速着陆过程数值模拟研究与设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 小型无人机发展概述 |
| 1.1.2 无人机回收方式概述 |
| 1.2 深失速着陆方法描述 |
| 1.3 研究发展现状 |
| 1.3.1 小型无人机深失速着陆 |
| 1.3.2 大迎角数值模拟技术 |
| 1.3.3 基于非结构动网格技术的全机非定常气动特性研究 |
| 1.3.4 “虚拟飞行”技术 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 非定常动态气动特性数值模拟方法 |
| 2.1 深失速着陆关键气动问题及研究思路 |
| 2.2 流体力学控制方程组 |
| 2.3 控制方程离散与求解 |
| 2.3.1 空间离散 |
| 2.3.2 时间离散 |
| 2.3.3 离散方程组求解 |
| 2.4 湍流模型 |
| 2.5 网格技术 |
| 2.5.1 动网格更新算法 |
| 2.5.2 多区域网格界面Interface |
| 2.5.3 近壁区网格处理原则 |
| 2.6 刚体运动控制方程 |
| 2.6.1 动力学方程 |
| 2.6.2 运动学方程 |
| 2.7 气动/运动耦合计算方法 |
| 2.8 本章小结 |
| 第三章 算例验证 |
| 3.1 二维翼型大迎角算例 |
| 3.1.1 算例说明 |
| 3.1.2 网格划分 |
| 3.1.3 网格收敛性分析 |
| 3.1.4 数值仿真结果分析 |
| 3.2 大迎角湍流模型参数优化 |
| 3.2.1 均匀试验设计方法 |
| 3.2.2 湍流模型参数影响分析 |
| 3.2.3 模型参数优化与检验 |
| 3.3 翼型俯仰振荡算例 |
| 3.3.1 算例说明 |
| 3.3.2 数值仿真结果分析 |
| 3.4 气动/运动耦合一体化计算算例 |
| 3.4.1 算例说明 |
| 3.4.2 数值仿真结果分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 深失速回收无人机气动布局设计 |
| 4.1 无人机气动设计思路与基本概念 |
| 4.1.1 纵向气动特性参数 |
| 4.1.2 机翼焦点 |
| 4.1.3 机翼压力中心 |
| 4.1.4 机翼其他参数 |
| 4.1.5 全机焦点 |
| 4.2 无人机部件参数设计 |
| 4.2.1 飞行器几何尺寸 |
| 4.2.2 飞行器几何示意图 |
| 4.3 配平计算与气动特性分析 |
| 4.3.1 配平计算 |
| 4.3.2 静稳定性分析 |
| 4.3.3 气动特性分析与验证 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 深失速着陆过程特性分析与设计 |
| 5.1 无人机几何模型 |
| 5.2 计算说明 |
| 5.2.1 大气参数 |
| 5.2.2 计算网格说明 |
| 5.2.3 求解设置 |
| 5.3 深失速着陆过程数值模拟分析 |
| 5.3.1 定常状态数值分析 |
| 5.3.2 深失速着陆刚体运动轨迹与姿态分析 |
| 5.3.3 深失速着陆不同时刻压力云图分布 |
| 5.3.4 深失速着陆过程气动系数变化 |
| 5.3.5 深失速着陆过程分析小结 |
| 5.4 深失速着陆过程影响因素分析 |
| 5.4.1 深失速着陆过程设计要求 |
| 5.4.2 平尾初始输入对深失速着陆过程的影响 |
| 5.4.3 全机重心位置对深失速着陆过程的影响 |
| 5.4.4 初始速度对深失速着陆过程的影响 |
| 5.4.5 初始高度对深失速着陆过程的影响 |
| 5.5 小型无人机深失速回收过程设计 |
| 5.5.1 设计可行域 |
| 5.5.2 深失速回收过程设计 |
| 5.6 本章小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 均匀试验设计方法 |
| 附录B AVL程序配平脚本语言 |
（6）三维内埋式航弹与载机分离非定常流场数值模拟（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 1.1 研究目的和意义 |
| 1.2 国内外研究概况 |
| 1.2.1 国外研究进展 |
| 1.2.2 国内研究进展 |
| 2 计算模型及计算条件 |
| 3 非定常数值模拟结果 |
| 3.1 非定常流场数值模拟结果 |
| 3.2 非定常分离过程中航弹气动特性变化规律 |
| 3.3 航弹初始下抛速度对非定常分离的影响 |
| 3.4 非定常分离轨迹图 |
| 4 结语 |
（7）燃气—蒸汽弹射流场与弹道特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 水下发射导弹发展概况 |
| 1.2.2 燃气-蒸汽弹射技术研究现状 |
| 1.2.3 水下发射出筒及水中运动过程研究现状 |
| 1.2.4 动网格技术研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 1.4 论文结构和章节安排 |
| 1.5 本章小结 |
| 2 燃气-蒸汽弹射多相流场理论研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 物理模型 |
| 2.2.1 基本假设 |
| 2.2.2 控制方程 |
| 2.2.3 多组分气体热力学方程 |
| 2.2.4 湍流模型 |
| 2.2.5 液态水汽化理论 |
| 2.2.6 空化理论 |
| 2.2.7 壁面传热模型 |
| 2.3 计算方法 |
| 2.3.1 动网格方法 |
| 2.3.2 流场计算方法 |
| 2.3.3 初始条件和边界条件 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 燃气-蒸汽弹射流场与内弹道数值研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 燃气-蒸汽弹射内弹道多相流动模型建立 |
| 3.2.1 气-液两相流控制方程 |
| 3.2.2 筒内弹射几何模型与网格划分 |
| 3.2.3 初始条件和边界条件 |
| 3.2.4 导弹运动方程 |
| 3.3 数值算法可靠性评价 |
| 3.3.1 网格无关性检验 |
| 3.3.2 湍流模型有效性评价 |
| 3.3.3 多相流模型有效性评价 |
| 3.4 高温燃气-水汽化数值方法验证 |
| 3.4.1 计算模型与边界条件 |
| 3.4.2 汽化机理实验验证 |
| 3.5 筒内弹射过程流场、载荷与内弹道研究 |
| 3.5.1 流场分布规律 |
| 3.5.2 载荷特性分析 |
| 3.5.3 内弹道特性分析 |
| 3.6 冷却装置对弹射内弹道的影响 |
| 3.7 本章小结 |
| 4 燃气-蒸汽弹射内弹道影响因素研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 二级喷管喉径对弹射流场、载荷和内弹道影响规律 |
| 4.2.1 流场和载荷变化 |
| 4.2.2 内弹道特性 |
| 4.3 喷水孔结构对弹射流场和内弹道影响规律 |
| 4.3.1 喷水孔直径影响 |
| 4.3.2 喷水孔数量影响 |
| 4.3.3 喷水孔入射角影响 |
| 4.4 弯管进气角对弹射流场、载荷和内弹道影响规律 |
| 4.4.1 流场状态变化 |
| 4.4.2 载荷变化规律 |
| 4.4.3 内弹道特性 |
| 4.5 发射深度对弹射载荷和内弹道影响规律 |
| 4.5.1 载荷变化规律 |
| 4.5.2 内弹道特性 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 弹射内弹道理论计算与优化设计研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 燃气-蒸汽弹射系统内弹道理论计算 |
| 5.2.1 筒内弹射过程热力系统建立 |
| 5.2.2 理论建模基本假设 |
| 5.2.3 弹射内弹道理论计算 |
| 5.3 弹射内弹道理论计算求解流程和结果分析 |
| 5.3.1 弹射内弹道理论计算求解流程 |
| 5.3.2 理论计算修正系数的确定方法 |
| 5.3.3 理论计算解与CFD数值解对比研究 |
| 5.4 弹射内弹道优化设计研究 |
| 5.4.1 优化设计模型建立 |
| 5.4.2 弹射内弹道试验设计 |
| 5.4.3 弹射内弹道多目标优化 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 水下弹射出筒过程流场、载荷与弹道特性研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 弹射出筒过程多相流场模型建立 |
| 6.2.1 计算模型与网格划分 |
| 6.2.2 边界条件及求解方法 |
| 6.3 半球头弹体水下高速运动空化机理验证 |
| 6.4 水下弹射出筒过程流场、载荷和弹道研究 |
| 6.4.1 流场环境变化 |
| 6.4.2 载荷变化规律 |
| 6.4.3 弹道特性变化 |
| 6.5 导弹出筒过程载荷与弹道影响因素研究 |
| 6.5.1 弹体头型对水下弹射出筒载荷和弹道影响 |
| 6.5.2 开盖角度对水下弹射出筒载荷影响 |
| 6.5.3 艇速对水下弹射出筒载荷和弹道影响 |
| 6.5.4 发射深度对水下弹射出筒弹道和载荷影响 |
| 6.6 本章小结 |
| 7 结束语 |
| 7.1 全文总结 |
| 7.2 主要贡献及创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（8）机载导弹安全分离研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状及分析 |
| 1.3 本文主要内容和安排 |
| 第2章 铅垂平面安全分离判定准则 |
| 2.1 安全分离准则概述 |
| 2.2 安全分离判定准则 |
| 2.2.1 坐标系的建立 |
| 2.2.2 分离过程的两个阶段 |
| 2.2.3 安全分离判定准则的建立 |
| 2.3 导弹-载机的相对运动计算 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 对某导弹分离安全性评估 |
| 3.1 气动系数参数化建模 |
| 3.1.1 自由流下的气动系数参数化建模 |
| 3.1.2 扰动流下的气动系数参数化建模 |
| 3.1.3 多元正交函数最小二乘法(MOF)及统计学检验 |
| 3.1.4 算例验证 |
| 3.2 导弹运动方程组 |
| 3.2.1 动力学方程 |
| 3.2.2 运动学方程 |
| 3.3 对某导弹分离过程进行安全性评估 |
| 3.3.1 物理背景 |
| 3.3.2 分离轨迹计算 |
| 3.3.3 安全性验证 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 不确定性对分离安全的影响 |
| 4.1 单个不确定因素变化对安全分离的影响 |
| 4.1.1 质量不确定性对分离安全性的影响 |
| 4.1.2 前点弹射力偏差对分离安全性的影响 |
| 4.1.3 后点弹射力的偏差对分离安全性的影响 |
| 4.1.4 前点弹射力作用距离的偏差对分离安全性的影响 |
| 4.1.5 后点弹射力作用距离的偏差对分离安全性的影响 |
| 4.1.6 局部灵敏度分析 |
| 4.2 多个参数偏差对分离安全性的影响 |
| 4.2.1 F_1、F_2、L_1和L_2共同变化对分离安全性的影响 |
| 4.2.2 F_1、F_2、L_1、L_2和m共同变化对分离安全性的影响 |
| 4.3 分类在安全分离中的应用 |
| 4.3.1 逻辑回归 |
| 4.3.2 数据预处理 |
| 4.3.3 对打靶数据进行分类 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（9）有相对运动的多体分离过程非定常数值算法研究及实验验证（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究工作的背景 |
| 1.1.1 航天领域的多体分离问题 |
| 1.1.2 航空领域的多体分离问题 |
| 1.1.3 武器系统的多体分离问题 |
| 1.2 多体分离问题的研究现状 |
| 1.2.1 多体分离问题的实验研究 |
| 1.2.2 国外多体分离问题的数值方法研究 |
| 1.2.3 国内多体分离问题的数值方法研究 |
| 1.3 非结构动网格方法解决多体分离问题的优势 |
| 1.4 本文的研究内容 |
| 1.4.1 本文主要工作 |
| 1.4.2 论文结构 |
| 第二章 非定常流动数值算法及关键问题处理 |
| 2.1 流动控制方程 |
| 2.2 空间离散 |
| 2.2.1 基本方法 |
| 2.2.2 高阶格式构造 |
| 2.2.3 限制函数 |
| 2.3 时间离散 |
| 2.4 几何守恒律 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.6 刚体动力学耦合计算 |
| 2.7 小结 |
| 第三章 非结构动网格技术 |
| 3.1 网格变形策略 |
| 3.2 网格局部重构 |
| 3.2.1 空间区域布点方法 |
| 3.2.2 Delaunay三角化算法 |
| 3.2.3 网格质量判据 |
| 3.2.4 网格优化 |
| 3.3 变形与重构相结合的动网格方法 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 高精度信息传递方法 |
| 4.1 移动网格信息传递方法 |
| 4.1.1 一维问题 |
| 4.1.2 二维问题 |
| 4.1.3 三维问题 |
| 4.1.4 二维、三维问题移动步数的确定 |
| 4.2 移动网格传值方法验证 |
| 4.2.1 一维 Lax问题 |
| 4.2.2 二维激波反射问题 |
| 4.2.3 三维激波反射问题 |
| 4.2.4 运动圆柱网格重构传值问题 |
| 4.3 加速寻点方法 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 计算方法的数值验证 |
| 5.1 民机外形三维定常绕流 |
| 5.2 类航天飞机三维定常绕流 |
| 5.3 冲压发动机进气道压力振荡过程研究 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 验证算法的实验研究 |
| 6.1 实验设计 |
| 6.1.1 实验设备 |
| 6.1.2 实验设计 |
| 6.1.3 边界提取方法 |
| 6.1.4 实验结果 |
| 6.2 数值模拟 |
| 6.3 小结 |
| 第七章 虚拟网格通气技术及应用 |
| 7.1 虚拟网格通气技术数值方法 |
| 7.2 虚拟网格通气技术的应用 |
| 7.2.1 整流罩启动解锁过程模拟 |
| 7.2.2 隐身飞机弹舱开启过程模拟 |
| 7.3 小结 |
| 第八章 非结构动网格技术的三维应用 |
| 8.1 整流罩抛罩过程数值模拟 |
| 8.1.1 两瓣分离计算 |
| 8.1.2 四瓣分离计算 |
| 8.2 子母弹抛撒过程数值模拟 |
| 8.2.1 切壳过程 |
| 8.2.2 子弹抛撒过程 |
| 8.3 小结 |
| 第九章 结束语 |
| 9.1 本文的创新点 |
| 9.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文 |
| 攻读博士学位期间参与的科研工作 |
| 附录二维、三维移动网格传值方法网格库朗数的确定 |
（10）导弹与载机分离数值模拟研究现状（论文提纲范文）
| 引 言 |
| 1 导弹与载机分离数值模拟的主要内容 |
| 2 导弹与载机分离数值模拟技术的发展 |
| 3 导弹与载机分离数值模拟中的关键技术 |
| 3.1 网格生成技术 |
| 3.2 分区与并行计算技术 |
| 4 结束语 |
四、外挂物投放/发射过程数值仿真中的非均匀流场计算（论文参考文献）
- [1]内埋武器舱气动特性及武器分离安全性研究[D]. 闫盼盼. 北京交通大学, 2018(01)
- [2]机载导弹水平向后发射动力学研究[D]. 魏昕林. 北京理工大学, 2018(06)
- [3]基于非结构动网格的激波装配/捕捉统一求解方法[D]. 邹东阳. 大连理工大学, 2018(02)
- [4]空中发射分离过程的动力学问题研究[D]. 杨磊. 西北工业大学, 2018(02)
- [5]小型无人机深失速着陆过程数值模拟研究与设计[D]. 程博超. 国防科技大学, 2017(02)
- [6]三维内埋式航弹与载机分离非定常流场数值模拟[J]. 李菁. 智能制造, 2017(07)
- [7]燃气—蒸汽弹射流场与弹道特性研究[D]. 李仁凤. 南京理工大学, 2017(07)
- [8]机载导弹安全分离研究[D]. 王慧哲. 北京理工大学, 2016(03)
- [9]有相对运动的多体分离过程非定常数值算法研究及实验验证[D]. 王巍. 国防科学技术大学, 2008(07)
- [10]导弹与载机分离数值模拟研究现状[J]. 宋贵宝,刘济民,高世清. 飞航导弹, 2006(10)