王学占
- 作品数：10 被引量：26H指数：3
- 供职机构：中国航空工业集团公司中国空空导弹研究院更多>>
- 发文基金：中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：兵器科学与技术航空宇航科学技术更多>>
- 战术导弹非对称涡控制技术研究被引量：2
- 2012年
- 为开展非对称涡主动流动控制技术在战术导弹气动设计领域应用研究,采用有限体积法求解N-S方程,数值模拟了导弹和微型扰流块的超音速耦合流场。结果表明:体积微小的扰流块能使导弹产生非常可观的侧向力,同时,对导弹其它气动特性影响很小。这为利用"开-关控制"的微型扰流装置对导弹进行飞行姿态控制,提高侧向机动能力提供了理论依据。
- 董国国王学占王立强
- 关键词：战术导弹数值模拟侧向力
- 固冲导弹零攻角负法向力特性研究
- 2011年
- 文中对双下侧进气道布局的导弹进行了数值建模,并利用专业流体计算软件对导弹的超音速特性进行了数值模拟,发现在零攻角时全弹法向力为负值,这对长时间巡航的导弹是不利的因素。针对这种现象,文中对各个气动组件进行详细分析,研究其流场特性和负法向力产生的机理,找出全弹法向力为负的原因来源于各气动组件的相互影响,并在结尾给出了适当的优化建议。
- 王庆轩王学占李斌
- 关键词：进气道
- 战术导弹全动舵舵面缝隙效应研究被引量：4
- 2010年
- 通过数值求解三维NS(Navier-Stokes)方程组,对正常式布局战术导弹超声速绕流进行了数值模拟.来流马赫数等于2.0,来流高度20 km.计算中采用三种不同大小的舵面与弹体缝隙,分别为0.005,0.015和0.025倍弹径.得到了不同攻角、不同舵偏状态的舵面气动载荷,主要研究了舵面与弹体间缝隙大小对迎风面与背风面舵面法向力系数及舵面压心位置的影响.数值计算表明,舵面缝隙变化对舵面气动特性影响很小.
- 李斌刘仙名王学占
- 关键词：战术导弹计算流体力学
- 载机武器舱盖表面压力计算研究
- 2012年
- 对带有内埋武器舱盖的载机,采用结构重叠网格方法保证各舱盖与载机网格质量,通过求解三维定常、非定常Navier-Stokes方程,得到内埋武器舱盖开启过程的静态、动态复杂流场,分析了内埋舱盖开启过程中其内外壁的气动特性,通过分析发现内外壁分布压力变化各有特点,动态压力分布居于静态压力分布包络中,舱盖结构强度设计宜采取"动-静结合"方式。
- 王立强张泽远王学占
- 关键词：复杂流场气动特性
- 细长体非对称涡控制影响因素分析
- 2013年
- 为开展非对称涡主动流动控制技术在战术导弹气动设计领域应用研究,采用有限体积法求解N-S方程,数值模拟了细长体和微扰流块的超声速耦合流场。结果表明:微扰流块对细长体前体分离涡系起到增强和放大作用,使整个流场涡系严重不对称,并产生可控制的侧向力,侧向力的大小取决于背风区非对称涡系的位置和强度,受细长体自身气动外形及扰流块的大小、位置、形状和数量影响。
- 董国国王立强王学占丁煜
- 关键词：细长体数值模拟侧向力
- 基于结构重叠网格的栅格翼导弹流场数值仿真被引量：4
- 2012年
- 采用结构重叠网格方法对栅格翼导弹的粘性流场进行了数值仿真计算,相对于单一结构网格而言,该方法不但降低了网格生成难度,提高了网格质量,而且大幅度降低了网格数量,计算结果表明该方法是可靠有效的。
- 王学占王立强
- 关键词：栅格翼数值模拟
- 大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟被引量：11
- 2015年
- 采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。
- 李斌王学占刘仙名
- 关键词：导弹大攻角侧向喷流气动特性计算流体力学
- 高温燃气进入舵机舱过程仿真与流动机理分析被引量：1
- 2015年
- 采用计算流体力学(CFD)方法研究了火箭发动机工作拖尾段高温发动机燃气进入舵机舱的物理现象。结合导弹实际飞行弹道参数变化特点和超声速流场扰动不向前传递的空气动力学理论,提出了简化而不失真的非定常流场仿真方案,显著缩短了仿真周期;复现了某型导弹实际飞行时舵机舱先被"抽气"再进高温燃气的动态过程,并分析了高温发动机燃气进入舵机舱的流动机理,即在发动机工作段,导弹底端面压强低于舵机舱内压强,舵机舱被"抽气",在拖尾段随着燃烧室总压降低,喷口附近的马赫盘向导弹底端面移动,使导弹底端面压强增大且高于舵机舱内压强,高温燃气进入舵机舱烧毁电路致使导弹折断;明确了某型导弹折断故障产生的诱因,提出了改进措施和检测方法,并得到了大量飞行靶试的验证,解决了舵机舱热防护结构可靠性问题。
- 李斌王学占刘仙名
- 关键词：火箭发动机导弹超声速非定常流动计算流体力学
- 极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究被引量：3
- 2010年
- 极小展弦比翼身组合体在大攻角飞行时会形成非对称涡,产生很大的侧向力。为减小侧向力,研究了前体小翼对极小展弦比翼身组合体气动特性的影响。采用有限体积法对极小展弦比翼身组合体流场进行了数值模拟。对比了有无前体小翼翼身组合体气动参数随攻角变化趋势以及空间流场结果,重点分析了前体小翼对侧向力的影响。结果表明,前体小翼的存在可以显著降低全弹的侧向力,并且对全弹的零阻和法向力影响很小。
- 丁煜李斌刘仙名王学占
- 关键词：大攻角非对称涡
- 侧向喷流对导弹大攻角气动特性影响数值研究被引量：2
- 2013年
- 为研究侧向喷流对导弹大攻角气动特性的影响,采用CFD计算方法对在侧向喷流干扰下的导弹流场进行了模拟。通过研究喷口附近流场结构与物面极限流线分布,分析力和力矩放大因子随攻角变化曲线,并采用"单位长度法向力系数增量"和"单位长度俯仰力矩系数增量"对放大因子曲线变化特点进行了研究,结果表明喷流位于迎风侧时干扰流场结构复杂,喷流干扰对导弹压力分布形成四个主要影响区。
- 李剑李斌刘仙名王学占
- 关键词：导弹侧向喷流大攻角计算流体力学
