共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
战术导弹前翼气动效用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
文中首先通过比较分析的方式,对两种气动外形差别仅在于有、无前翼的导弹,分析了主要气动特性及基本性能的差别;接着较详细地介绍了前翼在弹身周围及与弹翼的配置形式,并对各种配置形式的前翼气动效用进行了分析研究。对导弹气动外形设计工作具有一定的参考价值。 相似文献
2.
3.
充气式返回舱气动热特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。 相似文献
4.
5.
再入飞行器优化气动布局研究 总被引:6,自引:2,他引:6
本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题,提出了单目标和多目标、优化设计方法。通过研究分析,指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器、弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何参数变化规律。该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。 相似文献
6.
《航天返回与遥感》2015,(5)
多用途飞船返回舱将以自旋方式半弹道再入大气层。返回舱再入飞行过程中,在超声速段存在第二个配平点,有可能出现姿态翻滚的情况。为避免返回舱姿态的不确定引起减速伞的开伞故障,返回舱配备了一个稳定伞,该稳定伞采用半流伞型,开伞高度约为26km,开伞时伞船系统Ma=3.0。因此,该降落伞面临非常严重的气动加热情况。文章基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法,验证了简化模型的可靠性,并对二维模型进行仿真,得到了降落伞及流场的速度分布、压力分布、温度分布。可以看出:相同高度下,随着速度值的增大,流场的动压值也是在增大的;相同马赫数下,随着高度的降低,流场的动压值也在增大;伞衣内表面温度始终是要高于外表面温度,且伞面温度最高的区域都处于伞顶口附近的伞带内表面上。 相似文献
7.
8.
9.
10.
12.
13.
再人飞行器优化气动布局研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题,提出了单目标和多目标优化设计方法,通过研究分析,指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器,弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何数变化规律,该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。 相似文献
14.
本文针对轴对称海防型号飞行器的特点,尝试在弹道坐标系内建立了气动参数估计的数学模型,较之传统的体系内建立的数学模型,其非线性程度小,方程间的耦合程度大大减弱,考虑到轴对称气动特点,使特估参数大大减少,有效地提高了估计效率。文中同时对气动参数可性做了一定的分析。某民导弹的模拟辨识结果表明所建立的数学模型及估计过程正确,有效。最后采用某次飞行打靶的实测数据进行了气动参数的辨识,弹道重构的结果令人满意。 相似文献
15.
俄罗斯联邦空间局提出的Clipper飞船返回舱采用升力再入方式,结合了飞船和航天飞机的特点,升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大,而且可以部分重复使用,是未来低成本天地往返运输系统可能的发展方向。采用基于牛顿理论的气动力工程方法对气动特性进行预测,建立了考虑高超声速升阻比和效用容积时的多目标气动布局优化模型,利用多目标遗传算法进行了优化计算,获得了约束条件下的Pareto最优解集。 相似文献
16.
火箭发动机气动噪声辐射特性实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在小型火箭发动机点火实验的基础上,利用噪声传感器测量了发动机燃气射流气动噪声在各个方向上的声压级.获得了超声速射流气动噪卢的辐射特性.实验结果表明:(1)噪声遮蔽对发动机超声速射流气动噪声有明显的降噪效果;(2)曲面型噪声遮蔽出口的降噪能力要好于平面型出口. 相似文献
17.
18.
19.
超音速二次喉道扩压器气动特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
本文对超音速二次喉道扩压器的气动特性进行了研究,得出了气流的压力、速度与二次喉道结构及喷管的流动参数之间的关系。本文的研究对超音速二次喉道扩压器的设计和试验具有指导意义。 相似文献
20.
减速是航天飞行器必须面对的问题。充气气囊减速方案利用柔性编织材料外加涂层方式构成气囊,利用气体发生器快速产生高压气体,集防热、减速和着陆减振功能于一体,重量轻、成本低、适用范围广、可靠性高。设计了满足减速需求的气囊外形,利用数值求解NS方程和工程计算方法进行了气动力的预测和比较分析,利用六自由度动力学模型与气动力的耦合计算,对减速效果进行了计算与分析,并对热环境、温度场、应力、热应力及变形进行了计算,还对分离不确定性进行了研究。地面引导性风洞试验和理论分析表明,充气气囊减速方案具有十分明确的减速效果和优点,可用于未来航天飞行器实现减速飞行目的的技术方案。 相似文献