低速大雷诺数混合飞艇气动性能分析

针对混合飞艇体积巨大同时气动外形复杂使得现有条件的风洞试验很难精确测量其气动性能的问题,开展了适用于混合飞艇气动性能分析的计算流体力学(CFD)的数值分析方法研究。考虑混合飞艇低速大雷诺数的特点,将变分多尺度方法 (VMS)与动态Smagorinsky大涡模拟(LES)模型相结合,提出了组合的VMSLES湍流模型。将基于RANS方法和LES方法的其他三种湍流模型相对比,利用雷诺数相近、实验数据丰富的6:1长椭球飞艇对不同的湍流模型进行了对比验证。结果显示LES方法预测结果与实验结果吻合较好,优于RANS方法,并能显示更多流动细节,而组合的VMS-LES模型能够更精确地捕获实验研究中观察到的二次涡。利用组合的VMS-LES模型对有翼HAV与多囊瓣HAV进行了气动性能分析,并研究了不同部件对飞艇气动特性的影响。结果表明,由于尾翼表面产生的一次涡与二次涡相互作用,尾翼在增加气动升力的同时也增加了阻力。     

适合概念设计的制导炮弹气动外形优化方法

为了构建能够满足复杂外形制导炮弹气动外形优化设计的方法,给出了基于解析函数和UG NX软件二次开发系统的制导炮弹参数化建模基本原理和具体实施方法,并使用遗传算法为优化算法,结合高精度面元法的气动特性预估程序,完成概念设计阶段的制导炮弹气动外形优化的快速优化设计。以翼-身-尾布局形式的制导炮弹气动外形优化设计为算例,对该优化方法进行了考核验证。算例验证结果表明:气动外形优化方法在使用较少的参数条件下,能够构建具有复杂形状的弹身和翼型的制导炮弹气动布局,并能在构建几何外形的同时快速生成不同拓扑结构外形的面元网格,结合遗传算法能够在制导炮弹概念设计阶段快速得到较优的外形布局,具有很好的工程应用前景。     

高超声速滑翔导弹气动参数自适应跟踪建模

针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题,研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析,指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下,利用线性化的气动系数推导气动参数模型,通过分析不同飞行状态下的模型变式,证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论,实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明：当目标发生机动时,所提模型性能明显优于传统模型。同时,在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。     

不同光窗激光点火器耐压性能模拟及发火试验研究

为探究不同光窗材料激光点火器耐压性能及对激光点火器发火功率的影响,得到适用于激光点火器最佳光窗材料.通过ANSYS仿真软件建立光学窗口式激光点火器模型,研究蓝宝石、石英玻璃和K9玻璃3种光窗材料对不同光窗厚度下光窗应力和应变的影响,并搭建激光点火系统进行点火试验,测试其发火功率.结果表明:光窗越厚,耐压性能越好.蓝宝石...     

对现有跑道失效率模拟模型的改进

通过常规导弹打击跑道毁伤效应分析,重点考虑子弹毁伤半径对跑道能造成毁伤的子弹个数,升降窗口移动时左右边界位置和判断升降窗口区域是否失效的影响,并结合现有跑道失效率模拟模型,提出现有跑道失效率模型存在的缺陷和相应的改进方法,最后通过实例分析模型改进后的合理性和科学性。     

动态通用查询方法的设计与实现

分析了在管理信息系统中研制通用查询技术的必要性和重要性 ,探讨了它的设计方法和实现技术 ,实际工程的应用证明了它的有效性。     

UNIX环境下两种窗口通信程序的比较

本文主要探讨了在UNIX环境下,利用客户消息事件进行窗口通信的过程,简要概述利用socket套接字编制窗口间通信的过程,并解析归纳二者的优缺点和适用性。     

注胶修复工艺的耐高温环氧树脂体系工艺性能

针对注胶修复工艺要求,采用差示扫描量热法热分析和流变仪测试三种中温固化配方的耐高温缩水甘油胺型环氧树脂体系的固化特性和化学流变特性,通过对比分析三种配方树脂体系的固化条件和黏度特性,确定MF-4101/ZH110/DMP-30树脂体系为最适宜注胶修复工艺的配方。建立该树脂体系在等温条件下黏度特性曲线的Daul Arrhenius模型和高阶指数拟合模型。结果表明,高阶指数拟合模型的预测精度和适用范围均优于Daul Arrhenius模型,预测黏度与实验结果具有良好的一致性,根据高阶指数拟合模型建立的黏度随温度、时间变化的唯象关系式,可以准确地预报修复树脂体系的工艺窗口。     

载人火星任务气动捕获段轨道初步设计

以载人火星探测任务为背景,建立了气动捕获段轨道的三自由度动力学模型。给出了满足任务要求的约束条件,求解了进入走廊,并分析了相关参数对轨道的影响。在此基础上采用遗传算法与序列二次规划相结合的串行优化策略,分析了通过侧倾角控制可达的航程范围。研究表明,气动捕获相对于直接减速入轨在能量需求上有显著优势,且具备一定的机动能力,是一种较为可行的载人火星飞船入轨方式。     

高超声速过渡区气动热的DSMC数值模拟研究

气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。