微电脑补偿的数字式气动测量仪的研究

气动测量仪以其精度较高、工作可靠和操作维护方便等特点被广泛应用于精密测量中.但由于其测量范围小,制约了它的进一步发展.为此,观研制了一种具有微电脑补偿的数字式气动测量仪.本文介绍了其工作原理及软硬件设计,并且对补偿值修正模型和扩大测量范围进行了理论分析,给出了测量仪与其它仪器的对比试验数据.研究结果表明,具有微电脑补偿的数字式气动测量仪与其它类型的气动测量仪相比,在保证同等精度的情况下,其测量范围成倍增加.     

涵道螺旋桨气动特性数值模拟

以某涵道螺旋桨为研究对象,利用动量理论分析了孤立螺旋桨和涵道螺旋桨产生不同拉力的原因;同时利用SST k-ω湍流模型,采用三维Navier-Stokes方程,利用滑移网格模型,通过数值模拟分别计算了孤立螺旋桨与涵道螺旋桨的复杂流动,分析它们在不同转速下,拉力系数、功率系数和效率的差异。分析表明,加上涵道以后,有效抑制了螺旋桨桨尖涡,减少了能量损失。在相同转速下,总拉力系数增加23%,涵道螺旋桨的拉力系数与功率系数的比值比孤立螺旋桨的高出40%,效率显著提高,同时需用功率系数也略有增加,约0.05,结果与理论分析相吻合。     

Bang-Bang控制方式旋转导弹气动特性数值分析

为研究Bang-Bang控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转,对Bang-Bang控制式旋转导弹在不同攻角、马赫数和转速下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律。研究表明,因鸭舵洗流方向的改变,耦合导弹自旋会导致弹体和尾翼的侧向力发生突变。通过与不控鸭舵的旋转导弹进行对比,采用Bang-Bang控制式鸭舵的旋转导弹的周期平均侧向力系数变小,周期平均法向力系数变大。由于侧向力的存在,导弹在一个周期内的合力会偏离竖直方向,合力偏离竖直方向的角度随着马赫数、自旋速率和攻角的增大而减小。     

无人飞行器出笼始末

近年来,根据未来超视距作战的需要,美国海军希望有一种既能够在军舰的直升机平台上起降,又具有喷气式飞机航程和速度的飞行器,以适用于快速部署和作战使用。为满足这一需求,波音公司与美国国防预研计划管理局签订了价值2400万美元的研制合同,开始一项称为“先进旋翼系统”的计划,旨在作为未来攻     

基于CFD仿真的扑动模式对扑翼气动性能影响研究

为了研究扑翼运动模式对气动性能的影响,基于CFD软件建立了一种多自由度扑翼气动性能计算模型。首先,结合翅翼的仿生外形建立了三维仿生扑翼模型,通过编写用户自定义函数(UDF)定义了翅翼的多自由度扑翼气动函数,在此基础上,运用CFD软件对不同自由度运动模式下翅翼的升力和推力系数进行计算;最后,结合翅翼表面的压力云图和涡结构变化揭示了运动模式对三维扑翼的气动力影响特征。结果表明：在扑翼迎风水平前飞时,扭转运动加快了翅翼尾缘涡的脱落进程,增强了尾缘涡的的强度,使扑翼的升力在数值上提升了0.25倍,推力系数则提升了4.69倍;水平挥摆运动会进一步增大尾缘涡的强度和形状,显著提高了扑翼的推力性能,并且当水平运动频率调控参数k=2时,扑翼的升力和推力性能会得到进一步提高。     

不同推力与射流类型的火箭发动机排气噪声仿真研究

火箭发动机排气的气动噪声分析是降噪的基础。采用k-ε湍流模型和大涡模拟对发动机排气场进行仿真,再采用FW-H法对噪声场进行计算。对4种不同推力发动机的欠膨胀和过膨胀排气流场的仿真分析表明：排气场声功率级的分布与湍流强度的分布具有相似性,且有明显边界;声功率级在射流影响区域呈现锥形分布的特征,半锥角随推力增大但变化不大,在13°～16°;正激波后的声功率最大,此外噪声强度最大的位置介于马赫数为1的界面到燃气/空气界面之间;射流欠膨胀时,最大声功率在喷管出口下游,射流过膨胀时,最大声功率在喷口附近或内部;对于推力接近的发动机排气场,其噪声声压级基本相同,与射流状态无关;随着发动机推力的增大,声功率级最大值增大不多,而高声功率级的范围扩大是噪声增大的主因;发动机排气噪声的频率范围较宽,主频随着推力增大而降低的原因不是高频噪声降低,而是下游大尺度涡脉动引起的低频噪声增强。     

炮弹尾翼弦长对气动特性的影响

为研究炮弹新型尾翼结构,其弦长对气动特性的影响。基于尾翼稳定的要求,利用计算流体力学(CFD)进行数值模拟,在验证数值方法的基础上,对不同尾翼弦长的炮弹流场进行了数值模拟,并对计算结果进行对比分析。结果表明：基于计算模型的可靠性,将尾翼弦长分为前、后弦长,在固定总弦长、增加后弦长时,阻力系数与升力系数均随之减小;在固定前弦长、增加后弦长时,具有减阻增升增稳作用。研究结果为不同结构限制下的弹体设计提供参考依据。     

基于MPSP算法的炮弹分段气动参数辨识

针对炮弹的气动参数辨识问题,提出了一种创新的辨识方法。受到常用于带有终端约束制导律设计的MPSP(模型预测静态规划)算法启发,将其运用在炮弹的气动辨识领域。以弹体纵向平面的质心动力学模型作为辨识模型,以炮弹速度、位置等飞行外弹道数据作为模型状态量,创新地将升力系数与阻力系数视作制导律中的“控制量”,基于MPSP算法在辨识步长内进行“制导”,使得预测的终端状态量满足实际外弹道状态量“终端约束”,从而得到“控制指令”(即待辨识参数)。以某型155 mm制导炮弹为背景,使用Matlab编制辨识算法程序对给定弹道数据的升阻力系数进行了辨识。辨识结果显示：当初始气动参数存在30%误差时,辨识算法平均可在170 ms内收敛至真值附近,辨识误差在2%以内。     

高焓CO2气流壁面两步催化机制对非平衡气动加热影响的数值模拟

针对高超声速火星进入飞行遇到的壁面CO_2催化机制特殊且对气动加热影响复杂的问题,基于化学反应系统的三维可压缩流动求解器,建立壁面吸附、Eley-Rideal结合速率受控的壁面CO_2两步催化模型。基于70°球锥布局的高焓风洞实验,进行考虑壁面催化效应的高超声速非平衡气动加热数值模拟,开展考虑CO+O_((s))和O+CO_((s))两类CO_2两步催化路径对非平衡气动加热的影响研究。研究表明,壁面O_2和CO_2结合并存且存在相互竞争关系,催化加热量随催化效率增大而单调增加。数值计算建立了催化路径与非平衡加热水平的定量关联,研究发现CO_2两类催化路径权重与加热量存在非单调关联,特定权重下两种路径联合作用的热流高于单个催化结果。相关研究对碳氧气体主导的壁面催化机理和火星进入气动加热的精细化预测有重要的理论指导意义。