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1.
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无限质量降落伞充气动力学数值模拟
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高兴龙 张青斌 高庆玉 唐乾刚《国防科技大学学报》,2017年第39卷第3期
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为分析降落伞火星再入环境下的超声速开伞性能，基于任意欧拉-拉格朗日罚函数法和多介质ALE（Multi-Material Arbitrary Lagrange Euler）算法，求解可压缩流场与降落伞结构的耦合动力学模型。数值模拟盘缝带伞超声速开伞过程外形变化，预测气动力作用下的伞衣织物三维结构动力学行为。结合风洞试验数据，对比分析降落伞开伞性能和前置体对伞衣充气外形的影响。最终给出超声速伞周围非稳态流场的尾流和激波分布。仿真结果表明：盘缝带伞超声速开伞过程完全充满且充气效果良好，未出现塌陷情况。随着来流马赫数的增加，降落伞阻力系数逐渐减小，充气时间增加，与试验结果保持一致，验证了本文方法的有效性。
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2.
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扭曲尾翼飞行器气动特性数值研究*
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赵博博 刘荣忠 郭锐 袁军 张俊《国防科技大学学报》,2014年第36卷第3期
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为研究扭曲尾翼对飞行器气动特性的影响,引入扭曲率与平均攻角来表示尾翼的几何特征,通过求解旋转坐标系下的定常状态N-S方程,对十字型布局扭曲尾翼飞行器气动特性进行了数值仿真。结果表明：扭曲尾翼可以增加飞行器的滚转力矩和平衡转速,其平衡转速与扭曲率呈正比关系；随着扭曲率的增大,扭曲尾翼飞行器未转动时的阻力系数增大、平衡转速时阻力系数减小；在临界扭曲率以内,随着扭曲率的增加,飞行器平衡转速时翼面压力分布得到了有效改善,研究结果对于飞行器的气动构型设计及其飞行稳定性分析具有参考价值。
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3.
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扭曲尾翼飞行器的气动特性 被引次数：1
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赵博博 刘荣忠 郭锐 袁军 张俊《国防科技大学学报》,2014年第36卷第3期
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为研究扭曲尾翼对飞行器气动特性的影响,引入扭曲率与平均攻角来表示尾翼的几何特征,通过求解旋转坐标系下的定常状态N-S方程,对十字型布局扭曲尾翼飞行器气动特性进行了数值仿真。结果表明:扭曲尾翼可以增加飞行器的滚转力矩和平衡转速,其平衡转速与扭曲率呈正比关系;随着扭曲率的增大,扭曲尾翼飞行器未转动时的阻力系数增大、平衡转速时阻力系数减小;在临界扭曲率以内,随着扭曲率的增加,飞行器平衡转速时翼面压力分布得到了有效改善,研究结果对于飞行器的气动构型设计及其飞行稳定性分析具有参考价值。
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4.
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粘性对高超声速飞行器攻角特性影响研究 被引次数：1
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黄伟 柳军 罗世彬 王振国《国防科技大学学报》,2008年第30卷第5期
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采用二维耦合隐式NS方程和标准κ-ε湍流模型对高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流以及发动机点火工作状态下的内外流场进行了数值仿真研究,离散采用二阶迎风格式,分析了在不同攻角(-10°～7°)条件下,粘性对处于三种不同的工作状态下高超声速飞行器升力特性、阻力特性以及俯仰力矩特性的影响.结果表明,粘性对处于发动机通流和发动机点火工作状态下的飞行器气动-推进性能影响显著,尤其是阻力特性,粘性阻力占总阻力的比重超过50%.
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5.
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基于乘波构形的跨大气层飞行器气动布局
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何烈堂 周伯昭 陈磊《国防科技大学学报》,2007年第29卷第4期
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利用乘波构形具有升阻比大的特点,将其作为滑翔跳跃式跨大气层飞行器的基准外形进行研究,提出了乘波构形的设计方法,详细分析了各设计参数对乘波构形的影响,研究了不同马赫数、不同优化目标下得到的乘波体的性能,得到了升阻比大、容积效率高的跨大气层飞行器气动布局,所得结论对跨大气层飞行器气动布局和乘波体外形的研究具有一定的参考价值。
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6.
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复合材料大展弦比亚声速机翼气动弹性研究
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张欣《现代防御技术》,2007年第35卷第6期
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新一代航空结构广泛采用复合材料,对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务.应用气动弹性分析理论和方法,对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件颤振工程分析.使用MSC/NASTRAN软件,在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上,依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型,固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度,采用亚声速偶极子格网法求解非定常气动力,并对单独机翼进行了颤振计算分析,为工程设计提供了可靠的参考数据.
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7.
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不同磁浮列车外形的气动性能比较
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刘堂红 田红旗 王承尧《国防科技大学学报》,2006年第28卷第3期
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上海磁浮列车由于流线型车头较短,气动性能并不理想,根据国内厂家给定的列车横断面尺寸和对气动性能的要求,对国产磁浮列车气动外形进行多方案设计,通过求解三维可压N-S方程和k-ε双方程湍流模型,对提出的磁浮列车各种外形方案的气动性能进行数值模拟计算,并根据计算结果进一步改进气动外形,如此反复,直至得出气动性能和外观最优的磁浮列车外形。在最终选定的三种设计方案中,方案3由于水平投影轮廓线较窄、最大纵剖面轮廓线曲率较小,其整车空气阻力和列车交会压力波都较其它两种方案要小,因此为最佳的气动外形方案。通过比较分析,此次选用的国产磁浮列车外形,列车以430km/h运行时三节车总的空气阻力为33.84kN,而上海磁浮列车为54.07kN;国产磁浮列车最大列车交会压力波幅值为2913Pa,而在同等条件下上海磁浮列车为3827Pa,其气动性能明显优于上海磁浮列车。
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8.
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地效飞行器:未来的两栖攻击平台
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宋超生 徐国英《现代军事》,2000年第9期
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什么是地效飞行器地效飞行器,也称作飞翼船、地效翼艇,它利用地(水)面效应和动力增升原理,在地效区里飞行,使升阻比增加,气动效率大大提高,是介于飞机、舰船和气垫船之间的一种新型高速飞行器。地(水)面效应简称“地效”。当飞行器在接近地(水)面飞行以及在起飞和着陆(水)过程中,由于地(水)面与机翼下方的空气相互作用,在机翼下方产生气垫,环绕在机翼四周的气流发生改变,使飞行器升力增加,阻力减小,导致升阻比(升力与阻力之比)增大。
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9.
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强激光作用充气式轻型仿形诱饵探讨
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赵健康《国防科技大学学报》,1997年第6期
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本文结合充气式轻型仿形诱饵的结构特点，探讨了强激光对轻型仿形诱饵作用的几种效应，以及强激光作用后诱饵运动状态变化的情况，且对由此引起的诱饵轨道偏离进行了数值计算与分析。
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10.
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有限质量降落伞充气动力学数值模拟
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高兴龙 张青斌 高庆玉 唐乾刚 杨涛《国防科技大学学报》,2016年第38卷第4期
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为研究空投任务中降落伞有限质量充气过程的动力学行为,基于罚函数耦合方法和网格自适应技术分析了降落伞柔性结构与周围不可压缩流场的流固耦合特性。数值模拟开伞过程伞衣三维外形变化,获得降落伞系统下落速度、阻力面积等参数;对比分析初始投放速度对降落伞开伞时间、伞衣阻力面积的影响;通过试验数据对比分析开伞力变化。计算结果表明,该方法可以有效模拟降落伞系统有限质量充气过程的动力学特性,仿真结果与试验结果相符。
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11.
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固定舵二维弹道修正组件结构模型
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朱少雄 施冬梅《火力与指挥控制》,2017年第42卷第9期
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为了满足二维弹道修正组件小型化设计要求,设计了3种二维弹道修正组件模型,应用SolidWorks软件和ICEM软件分别建立3种修正组件的实体模型和网格模型,并利用Fluent软件进行气动特性数值计算,将计算结果进行对比分析,得出不同修正组件模型参数对气动特性的影响.研究结果表明,修正组件尺寸的减小会增大阻力系数;舵片形状和尺寸对阻力系数和升力系数影响较小,但是对滚转力矩系数影响较大,矩形结构的舵片对舵片周围气动特性会产生不利影响;在满足修正要求的前提下,可以适当缩小舵片面积来降低舵机控制难度,提升飞行稳定性.
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12.
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高超声速飞行器前体外形设计与气动特性分析
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李晓宇 潘沙 李桦 丁国昊《国防科技大学学报》,2007年第29卷第6期
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利用数值计算开展了高超声速飞行器前体气动特性的考察,重点研究了三维效应对于前体流场及预压缩性能的影响,提出了抑制三维侧缘溢流影响、改善三维前体气动性能的前体侧缘设计思想,考察了侧缘外形的容积效率,提出了有效容积效率的概念和评估方法,对于不同侧缘形式的前体构型进行了气动特性的考察,给出了不同前体构型气动特征的变化规律。
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13.
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双断级滑行艇静水阻力性能影响因素
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霍聪 杨俊 董文才《海军工程大学学报》,2012年第5期
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基于双断级滑行艇小系列阻力模型试验数据,分析了高速时排水量、重心纵向位置、断级角度以及断级总长度对艇阻力性能的影响规律。结果表明:在静水中,当Fn▽>4.0时,各因素对阻力性能影响较为明显,后移重心或增加排水量、断级角度和断级总长,可降低单位排水量阻力Rt/Δ,提高效费比;当Fn▽=3.0～4.0时,断级艇处于阻力谷点附近,此时各因素对阻力性能影响很小。
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14.
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为什么飞机的各种机翼各有优长？
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田武《国防科技》,2005年第6期
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你可曾仔细观察过鸟类的翅膀吗?观察过,你就会感叹天工造物的神奇。你可曾研究过战斗机的机翼吗?研究过,你就会钦佩人类的智慧。机翼之于飞机,正如翅膀之于飞鸟。因此,人们都把机翼称为飞机的“翅膀”。它的形状直接关系到飞机的性能,与飞机的发展紧密相连。在军用飞机中战斗机是装备数量最多、应用最广、发展最快的机种,最先进的航空科学技术一般都首先应用到战斗机上,因而战斗机的“翅膀”总在不断发展、不断“进化”的平直翼:曾经一统天下早期的战斗机机翼都是平直的。最初是矩形机翼,很容易制作。但由于其翼端宽,会给战斗机带来阻力,严…
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15.
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高马赫数临近空间无人机气动布局设计分析
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有连兴 余雄庆 王宇《国防科技大学学报》,2017年第39卷第4期
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以高马赫数临近空间无人机概念方案设计为背景，研究高马赫数无人机气动布局设计问题。为提高气动布局设计的效率，开发了气动外形设计和分析的工具，包括参数化几何建模程序、网格自动生成程序、自动化流场计算程序和结果分析程序。针对高马赫数无人机总体设计要求，提出一种翼身融合的双后掠气动布局方案，翼型为菱形，尾翼构型为V型。为了满足进气道进口流量捕获面积的要求，机体前缘设计成拱形前缘。应用数值分析方法分析展弦比和上反角对升阻比的影响，优选出合适的展弦比和下反角，形成了最终的气动布局方案。流场特性分析结果证实了最终的气动布局方案的合理性。
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16.
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稀薄流高超声速飞行器气动加热耦合计算
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屈程 王江峰《国防科技大学学报》,2016年第38卷第5期
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针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题，开展了耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律，将DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)数值模拟方法与结构传热计算方法相结合，设计了一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法，实现了飞行器防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。在以钝锥外形为例对DSMC数值模拟程序进行验证的基础上，采用本文方法对X37B轨道飞行器外形长时加热与结构传热过程进行了数值模拟，给出了结构温度及热流密度随飞行时间的变化规律。研究结果表明，本文设计的耦合计算方法能够模拟稀薄流域高超声速飞行器的气动加热及结构传热耦合问题，可为该类飞行器的气动热分析及热防护设计提供技术支持。
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17.
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大椭圆轨道航天器四面体编队运动分析与设计
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安雪滢 郗晓宁 张为华 杨乐平《国防科技大学学报》,2007年第29卷第1期
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若干正处于计划或实施中的空间物理测量任务较多采用运行于大椭圆轨道上的四面体航天器编队协同完成任务轨道段内地球磁层结构和动力学现象的分布式测量与分析。采用基于轨道根数的相对运动模型,分析了参考轨道根数对四面体性能指标——质量因子和平均边长的影响;假设某一航天器运行于参考轨道,提出了以其他三个航天器的15个相对轨道根数为设计变量,目标函数兼顾质量因子和平均边长的四面体优化设计方案,并将其应用于第一阶段MMS任务的四面体构形设计中。仿真结果表明,在不考虑摄动和控制的前提下,通过优化可以得到任务轨道段内四面体性能保持较优的轨道设计方案。
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18.
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一维弹道修正弹气动力计算方法和射程修正量分析 被引次数：1
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史金光 王中原 曾小兵 张比升《火力与指挥控制》,2010年第35卷第7期
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为提高弹箭密集度,采用阻力修正原理进行纵向距离修正是一种低成本的一维弹道修正技术.基于牛顿流理论和风洞实验数据提出了一维弹道修正弹阻力环机构的扩增阻力系数计算方法,通过对不同阻力环结构的气动力数值计算分析,得到阻力环外露高度对扩增阻力系数的影响远大于安装位置等结论.建立了一维弹道修正弹的数学模型,对阻力环机构在飞行弹道上不同位置处作用对应的射程修正量进行了数值计算和炮射试验对比,计算弹道结果和实测弹道结果基本一致.表明提出的一维弹道修正弹阻力环机构的扩增阻力系数计算方法和射程修正量计算数学模型有较高的计算精度,可作为该类弹箭的弹道设计工具.
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19.
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翼栅绕流流场数值模拟及动力性能研究
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刘献强 焦光伟 张坤 李学新 张宁《后勤工程学院学报》,2012年第2期
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基于2D不可压缩定常流动的控制方程,对5个NACA4412非对称翼型组成的平面直列翼栅绕流流场进行了数值模拟,对比分析了同一翼型在翼栅中工作和单独绕流时的升、阻力情况,验证了翼栅装置工作的可行性,反映了翼栅绕流的客观规律性。结果表明:翼栅翼型头部流速和压力急剧变化,尾部出现流涡尾迹,前部是负压区,后部是正压区,内部流速大,压力小;在1/3弦长附近翼栅翼型表面压力出现拐点,拐点之前翼型上下表面压力差较大,拐点之后翼型上下表面压力差较小;翼栅内部流场具有相似、相近性,外部流场差异性较大;翼型的压力差是产生升力的主要原因。
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20.
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一种基于MPSoC的网络处理器模型及其应用
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张晓明 孙志刚 张民选《国防科技大学学报》,2005年第27卷第5期
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从MPSoC系统设计角度出发提出了网络处理器的参数化分析模型,称为NePlat。该模型采用数据流进程网络(DPN,Dataflow Process Network)描述网络应用,构造参数化异构硬件资源,并将应用模型映射到体系结构资源上评价网络处理器性能。
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