共查询到17条相似文献,搜索用时 157 毫秒
1.
2.
深入研究翼伞后缘偏转过程的气动与结构耦合动力学问题是解决大型翼伞精确空投系统机动转弯和雀降等操纵动作设计分析的重点内容。首先基于ALE算法和罚函数耦合方法对翼伞后缘偏转过程进行流固耦合动力学建模,之后基于结构化的ALE求解方法和瞬态非线性求解器对翼伞三维模型的单个气室后缘偏转进行仿真验证,预测了后缘偏转运动引起的周围流场流动分离现象。分别针对翼伞后缘单侧下偏和双侧下偏过程的流固耦合行为进行仿真分析,获得全时域内翼伞结构场和周围流场特性动态演化结果,以及翼伞气动性能参数时间历程曲线,发现了后缘下偏过程的操纵延迟现象。最后通过风洞试验对仿真结果进行验证,证明了方法的有效性,为大型冲压翼伞的设计和应用提供理论和技术支撑。 相似文献
3.
冲压翼伞流场与气动操纵特性的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用有限体积法求解shear stress transport(SST) k-ω二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)控制方程,对冲压翼伞的气动特性进行数值模拟,分析翼伞的流场机理和气动操纵特性.模拟得到的升阻特性与试验数据较吻合,在此基础上分析前缘切口、弧形下反以及稳定幅对升阻特性的影响.通过软件Fluent实现了非定常流动模拟,研究了翼伞的非定常升力特性,其升力系数的脉动受脱体涡的非定常过程影响,当迎角为16°时,翼伞升力变化周期为0.36s.最后分析了翼伞稳定滑翔阶段的纵向静稳定性,相比于单边后缘下拉方式,通过闭合翼伞一侧进气口实现航向操纵更稳定有效. 相似文献
4.
5.
翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求. 相似文献
6.
翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表明:翼伞弧面下反角越大,升力及诱导阻力越小,升阻比变化不大;前缘半径、厚度小的翼伞翼型,阻力更小,升阻比大;前缘切口对翼伞影响区域限于前缘附近,压力分布同干净翼类似,降低了其失速迎角,对升力影响不大,但明显增大阻力。该数值方法可为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供参考。 相似文献
7.
翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。 相似文献
8.
9.
采用非定常数值模拟方法对包含前缘下垂、后缘铰链襟翼和上偏扰流板的两段翼型在着陆滑跑时的气动性能进行了研究。计算结果表明:①扰流板大角度上偏产生了明显的增阻效果,两段翼型的阻力系数在0.33以上,远大于一般的多段翼型(30P30N三段翼型不超过0.05);②两段翼型的总升力系数始终为负值,其中前缘下垂、主翼和扰流板均提供负升力,而铰链襟翼提供正升力;③在两段翼型的铰链襟翼上翼面有一对脱体涡,会随着升力/阻力系数的周期性变化而扩张、收缩、消亡和再生,并随着来流向下游移动。 相似文献
10.
传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。 相似文献
11.
针对舰载飞翼布局无人机与常规布局飞行器不同的气动外形,建立无人机飞行状态下附近流场的网格模型,并计算了该型无人机的气动参数。基于插值函数计算得出该型无人机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数对于迎角变化的曲线。建立纵向小扰动方程进行仿真计算,求解出该型无人机在进舰下滑状态时的固有模态特性。计算结果表明,该模型在配平条件下可用于舰载飞翼布局无人机的着舰气动适配性研究。 相似文献
12.
13.
采用计算流体力学方法,针对基于典型二维多段翼型NACA0410设计的带前缘下垂构型的多段翼型进行数值模拟,研究了前缘下垂四种参数对多段翼升力特性的影响。在所研究的范围内,结果表明:1)在线性段,弦长增加与偏度增大对线性升力均有负面影响,但转轴高度与尾缘夹角对线性升力几乎没有影响;2)在近失速及失速段,弦长增加与尾缘夹角的提升,可明显提升升力;下垂偏度增加,以26°为界,小于该角度可提升升力,但大于该角度后,影响不再明显;随转轴高度下降,升力出现一定提升,但到2 mm后反而有所下降;前缘下垂尾缘夹角增大,可提升近失速段升力;3)四参数对升力影响主要体现在头部两段吸力峰的消长,设计中需综合考虑吸力峰特征,并加以应用。 相似文献
14.
提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。 相似文献
15.
基于滑移网格技术和SST(shear stress transport) k -ω湍流模型,建立了模拟共轴双桨涵道无人飞行器(UAV)流场的CFD(计算流体动力学)数值方法,并通过计算风洞实验算例验证其有效性。数值模拟了共轴双桨涵道UAV在飞行过程中的动态流场,分析了涵道、飞行速度、螺旋桨转速、攻角等因素对其非定常气动特性的影响规律。计算结果表明:所建立的CFD数值计算方法适于模拟共轴双桨涵道UAV动态流场;涵道的存在显著削弱涵道螺旋桨的桨尖涡、后缘脱体涡和尾流收缩,具有较弱的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,明显减小共轴双桨涵道UAV的需用功率;随前飞速度增大,共轴双桨涵道UAV的升力和阻力同时增大;随螺旋桨转速增大,共轴双桨涵道UAV升力增大,而阻力减小;随攻角增大,共轴双桨涵道UAV的阻力增大,而升力先增大后减小。 相似文献
16.
为了满足工程实际约束,针对宽体客机内外襟翼位置与偏角卡位进行了机翼后缘变弯度减阻收益研究。使用雷诺-平均Navier-Stokes(RANS)方程对襟翼不同后缘偏角采用遍历的方式进行了气动力评估,得到后缘襟翼最佳偏角;探究了变弯度技术在非设计点的减阻收益,以及变弯度技术对宽体客机阻力发散和抖振边界设计要求的拓展能力,进一步采用远场阻力分解方法探究了设计结果的减阻机理。结果表明,在变马赫数的非设计点,考虑俯仰力矩系数配平之前,阻力能获得一些收益,但考虑俯仰力矩系数配平后,变弯度后的阻力系数不减反增;当升力系数发生变化时,变弯度在考虑俯仰力矩配平的情况下,均能取得一定的收益;变弯度技术也减缓了抖振点激波诱导分离的趋势,对抖振特性有较好的改善作用。基于后缘襟翼偏转的变弯度减阻收益评估和机理分析,能为宽体客机机翼变弯度设计提供参考。 相似文献
17.
基于等离子体热效应机理,在来流速度为34m/s和攻角0~12°内,对NACA0012翼型在等离子体激励下的流场特性进行数值模拟。通过研究等离子体激励的位置和数量对翼型的升阻力特性的影响,得出翼型增升减阻的最佳位置和数量。为保证计算模型的准确性,将未激励的翼型流场参数与NASA实验数据进行对比验证。结果表明:未激励翼型的流场计算参数与实验结果吻合度较高;在等离子体单激励下,最佳减阻位置位于翼型下表面的前缘,最佳增升位置位于翼型下表面的后缘,且二者受攻角的影响较大;在翼型下表面的前缘和后缘同时施加激励时,翼型的减阻比约为20%,最大增升比为52%。 相似文献