伞衣优化设计对群伞系统气动特性的影响分析

随着载人航天、深空探测等航天任务的蓬勃发展,航天器回收载荷质量大幅提高,以单具降落伞为功能核心的传统减速系统已不能满足大质量回收载荷日益提高的迫切要求,发展群伞减速着陆系统是实现大载重航天器高效减速和无损着陆要求的发展方向。本文采用数值模拟手段对群伞系统的气动特性开展仿真研究,结合环帆伞构型优化设计,分析了多种构型下群伞系统的气动特性。通过对仿真结果进行流场分析和数据对比发现,开窗/开缝设计既能够确保群伞系统具有良好的阻力特性,又能够维持群伞系统的工作稳定性,避免单伞之间由于受力而发生碰撞现象。采用数值仿真手段不仅可以提高降落伞研制效率,降低研发成本,也为设计人员掌握群伞系统的工作原理、促进降落伞设计理论发展提供了有力保证。     

直接力/气动力复合控制系统鲁棒稳定性分析

脉冲发动机作为直接力与空气舵复合控制能有效提高导弹的快速性和末端大过载机动能力。由于脉冲发动机的喷流干扰会对复合控制系统的稳定性产生影响,本文在考虑脉冲发动机自身喷流因子效应以及对导弹气动干扰的情况下,把直接力喷流作用等效为弹体的气动力进行建模,并结合复合控制系统的性能指标以及稳定判据,对一类复合控制自动驾驶仪的鲁棒稳定性进行了分析,给出了直接力喷流作用下复合控制系统的满足性能要求的稳定边界。     

基于CFD方法的典型防空导弹气动反设计研究

建立了基于计算流体动力学(CFD)的防空导弹气动反设计方法,对世界几种典型防空导弹气动外形进行了反设计研究,计算了气动特性参数,进一步通过综合对比,剖析了气动布局以及气动外形的主要特点,最后给出了总结和启示,可作为工程设计的有益参考。     

基于ISIGHT的微型飞行器布局优化设计研究

微型飞行器具有飞行雷诺数低、易受外界环境干扰等特点,并存在多目标优化问题,因此其气动布局优化设计难度较大。针对微型飞行器的特点及优化设计要求,采用N-S方程与遗传算法相结合的方法对微型飞行器的多目标优化设计,基于ISIGHT软件来实现该方法的具体流程,克服了计算量大、无法实现自主迭代的缺点。并对微型飞行器的展弦比、尾翼安装角、尾翼的高度和根弦长进行优化,优化目标为飞行器的静稳定性和升阻特性,优化后的构型具有良好的气动性能,结果表明该方法明显提高了计算的精度和优化设计的水平,在工程上有一定的应用价值。     

不同磁浮列车外形的气动性能比较

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。     

涵道风扇外形参数对气动特性的影响

以某涵道风扇为原型,从理论上分析涵道扩张角对涵道风扇气动特性的影响。运用滑移网格模型,采用三维不可压黏性Navier-Stokes控制方程,利用SST k-ω湍流模型,计算两叶桨气动特性,并与试验结果对比,验证该方法的可行性。分别计算涵道风扇在悬停状态下,3000~8500 r/min转速范围内,涵道唇口外形、扩张角和涵道高度对气动特性的影响,并对流场进行分析。椭圆形唇口的涵道风扇总拉力系数小,气动效率低;当涵道扩张角在8.2°附近时,功率系数相对最小,随着扩张角增大,在桨盘下方靠近涵道壁面附近出现气流分离;涵道拉力系数对涵道风扇高度的变化敏感度低,随着高度增加功率系数略有下降。     

高空长航时太阳能飞机研究进展与技术挑战

高空长航时太阳能飞机是当前的前沿热点方向,可实现月量级的长期驻空,并形成“时间持久+区域保持”的新型应用能力。系统总结了高空长航时太阳能飞机三阶段发展历程,包括初期探索阶段、快速发展阶段、实用能力验证与应用示范阶段,重点阐述国外典型发展计划,深入分析气动布局设计、储能电池、高空推进、大尺度结构、飞行控制等面临的主要技术挑战,并提出重点攻关方向建议,为高空长航时太阳能飞机创新发展提供参考。     

扭曲尾翼飞行器气动特性数值研究*

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。     

基于遗传算法的大型降落伞气动力参数辨识

建立了降落伞回收系统的六自由度动力学及运动模型,针对大型降落伞可观测数据少的特点,设计遗传算法辨识其气动力参数,利用仿真验证了辨识方法的可行性和辨识模型的正确性。结合空投试验录像分析数据,辨识了某型号飞船所采用大型环帆伞的气动力参数,并利用辨识结果对其稳定性进行分析,其结论可作为回收系统设计的理论参考依据。     

基于氮气驱动的悬挂发射装置数理建模分析

建立采用氮气驱动的弹射型悬挂发射装置的数学物理模型,用气体动力学理论分析了高压氮气从储气罐通过导气管道到弹射活塞腔室,驱动活塞推动悬挂物直至其完全脱离载机的整个运动过程。给出了对某型号悬挂发射装置的实例计算,讨论了不同结构参数对弹射性能的影响,为该系统的实际设计开发提供了理论依据。