● 摘要
随着军用飞行器的不断发展，飞行器分离问题逐渐成为研究热点，是非常具有挑战性的任务之一。飞行器分离分析的主要任务通常包括分离安全区域的确认，气动干扰力的评估等，用于保证分离后的飞行精度以及避免事故发生。长久以来，用真实飞行器进行飞行试验或者采用风洞试验是进行分离研究的不二手段，这两种方法不仅成本很高而且风险巨大，对于高超声速条件下的分离研究要求条件非常苛刻，目前几乎全部采用CFD（计算流体力学）手段进行求解，而且这种手段更为安全高效。本文研究的飞行器头体分离是飞行器分离问题的一个方向。飞行器头体分离是一个复杂的非定常过程，在进行头体分离模拟研究之前，需要掌握非定常计算的方法和过程。本文内容主要分为两大部分：第一部分，非定常计算的方法的分析研究。这部分首先详细介绍了非定常计算采用的网格技术，然后从非定常计算的控制方程出发，介绍了控制方程的空间离散格式、时间离散格式的推导，湍流模型的应用，边界条件的确定以及几何守恒率问题，最后以一个具体的非定常算例对之前的研究做了一个系统的串联，计算结果与风洞试验结果可以较好地吻合。第二部分，在掌握了非定常计算的方法的基础上，采用软件仿真的手段对飞行器的头体分离过程进行仿真，仿真研究的主要任务是对分离过程中动网格的划分和计算。本文的动网格计算在惯性系中进行，即设定来流速度为零，赋予飞行器头体实验速度，完全模拟真实飞行状态，以期获得更为精确的计算结果。针对这种仿真方法，文中相应地提出了一种改进的刚性运动网格技术，这种网格技术不仅可以保证动态网格的更新质量，还可以大为减少计算时间。根据不同来流条件下的仿真结果，分析计算获得的分离流场特性以及有关的气动力参数分布。研究结果表明，这种仿真方法可以用于飞行器头体分离流场的模拟，具有实践意义。