导弹与载机分离时,它们之间会产生复杂的非定常气动现象,且具有高瞬态特性。特别对于现代超声速战机,随着速度的提高、载机外形的变化,使导弹与载机的分离更加危险。一般地,现代战机基本采用内埋式弹舱,舱门打开后,产生激波与剪切层的相互作用等不利于机弹分离的复杂流体现象。因此,研究机载导弹的分离,并对导弹分离运动进行控制,对导弹的安全分离和发射具有十分重要的指导意义。论文耦合计算流体力学/六自由度外弹道方程(CFD/6DOF,Computational Fluid Dynamics/6 Degree of Freedom),基于 DES(Detached Eddy Simulation)方法,结合动网格技术,采用二阶AUSM+格式,对三维超声速机载导弹的分离过程进行了数值模拟。另外,还基于计算流体力学/计算结构动力学双向流固耦合方法(CFD/CSD,Computational Structure Dynamics),对经典机载导弹的六自由度分离问题进行了数值模拟,验证了该数值方法对导弹与载机分离问题模拟的可行性。主要研究内容与成果如下:(1)对比研究了 CFD/6DOF数值计算方法和CFD/CSD双向流固耦合计算方法的数值模拟结果。发现两种数值计算方法得到的流场波系结构相同,且导弹的质心位移和线速度差别很小,导弹弹性变形对流场波系结构和导弹的平移运动影响不大,但导弹的弹性变形对其角运动有较大影响。相对于CFD/6DOF计算方法,CFD/CSD双向流固耦合计算方法可对导弹分离过程的结构响应进行分析,更具有研究应用价值,但由于此方法计算量巨大,目前仍没有广泛应用,因此,本文主要采用CFD/6DOF计算方法开展机弹分离与流动控制方面的模拟研究。(2)基于CFD/6DOF数值计算方法,研究了不同攻角条件下,空空导弹与载机的分离过程。当攻角较小时,攻角对流场的波系结构影响不大,导弹能够快速远离载机。但随着攻角的增加,机翼的下侧压力升高,对导弹的分离过程影响加大。大攻角条件下的机弹分离对导弹和载机安全造成严重威胁。(3)数值研究了被动控制装置作用下,导弹与内埋式弹舱的分离过程。分别对无控制装置和3种(矩形、三棱柱和楔形)被动控制装置作用下,导弹的运动轨迹与流场参数进行了对比分析。内埋式弹舱前缘的被动控制装置使弹舱边界层变厚,速度降低,有利于导弹穿越剪切层与弹舱分离。其内在机理为在被动控制装置前缘会产生弓形激波,控制装置下方形成高压区域,当导弹离开内埋式弹舱后,高压气体先作用于导弹头部上侧,使导弹先进行低头下俯运动,加速导弹与弹舱的安全分离。本文所提的3种被动控制装置均可加速导弹的分离,其中楔形控制装置下导弹角运动比较平缓,分离效果最好,其它两种控制装置下的导弹俯仰运动相对较大。对于楔形控制,导弹分离位移随楔形长度增加而减小,随其高度增加而增大。导弹俯仰变化随楔形长度增加而减小,随高度增加而增大。楔形高度对导弹平移运动和角运动的影响比长度更明显。(4)数值研究了射流主动控制作用下,导弹与内埋式弹舱的分离过程。通过弹舱前缘安装射流孔进行主动控制,数值模拟与分析了射流对机弹分离的影响。高压射流可加速导弹分离,并能改变其角运动。射流压力越小,导弹分离效果越差;射流角度越大,射孔下方压力越强,导弹与弹舱间的分离距离越大。射流角度较小(60°)时,导弹离开弹舱后会先上仰,存在安全隐患。射流角度为90°时的导弹分离最平稳,而射流角度在120°～130°时得到的导弹位移较大。