平流层飞艇尾部形状对气动阻力的影响

为了研究平流层飞艇尾部动量边界层厚度与尾涡结构,应用LES(大涡模拟)方法计算了零攻角工况下飞艇绕流场,并对LOTTE和M-LOTTE两种飞艇进行了对比分析.采用Q分布和涡量描述回转体尾涡结构,根据Q分布可以确定M-LOTTE飞艇较LOTTE飞艇尾部分离区显著减小;并分析了回转体的轴对称曲面动量边界层厚度对飞艇气动阻力的影响,随着飞艇尾部厚度逐渐减小,动量边界层厚度逐渐增大,M-LOTTE飞艇尾部动量边界层厚度明显小于LOTTE飞艇.飞艇尾部动量边界层厚度分布说明了M-LOTTE飞艇的总阻力系数较LOTTE飞艇降低17.2%的原因,同时也表明飞艇尾部形状对飞艇气动阻力影响较大.      

基于响应面法的某双体飞艇囊体气动外形优化

为了进一步减小阻力,提高整个飞艇的气动性能,针对某双体飞艇囊体的长宽比、宽厚比和最大截面位置三个主要外形参数,采用试验设计和响应面法相结合的方法进行了囊体气动外形优化设计,以CFD数值计算技术的结果为基础,共进行了15次试验。优化前,囊体零升阻力系数为0.029 8;优化后,其零升阻力系数为0.027 4,减小了8.76%,巡航状态升阻比增加了5.25%,整个飞艇的气动性能得以较大改善,也证实了优化模型的有效性。研究表明:基于Box-Behnken设计和响应面法的双体飞艇囊体气动外形优化设计方法,不但考虑了外形参数之间的交互作用,而且计算量相对较小,计算结果的精度和可靠度较高,可以快速准确地优选出囊体外形参数的最优组合,具备一定的工程实用价值。     

弹性变形对柔性飞艇气动特性的影响

设计加工具有相同几何外形的刚性飞艇模型和可变内压的柔性飞艇模型,并进行了低速风洞实验。研究了内压变化对柔性模型阻力和俯仰力矩特性的影响,比较了柔性模型和刚性模型气动特性的差异。实验结果表明,随着内压的增加柔性模型的阻力呈下降趋势;对于具有相同几何外形的柔性和刚性模型,柔性模型的阻力明显大于刚性模型;刚性模型的尾翼对俯仰力矩的影响较大。     

基于阻力气动特性计算的飞艇艇身外形研究

采用SIMPLE算法、S-A湍流模型求解了三维不可压雷诺平均N-S方程,数值模拟了绕飞艇的低速不可压粘性流动,计算了不同艇身外形的阻力特性.本文方法计算结果与实验结果或其他文献的计算结果符合良好,可以用于飞艇的气动特性计算.通过对6个不同外形的相同体积飞艇阻力特性计算,得到了最佳艇身外形,表明本文方法可以用于艇身外形的选型设计.     

基于NURBS和梯度法的飞艇形状优化

采用非一致有理样条曲线(NURBS)作为飞艇外形参数化方法、基于梯度的优化方法、飞艇体积作为约束条件、飞艇的阻力系数作为目标函数的优化流程对平流层流动条件下的飞艇外形进行了优化.阻力系数通过求解二维黏性不可压缩流场获得,阻力不但包含了形状阻力也包括了黏性阻力.优化过程以LOTTE飞艇的形状为初始形状,优化的结果表明优化后飞艇的气动性能明显改善,阻力系数有了比较明显的降低.优化的结果也同时证明了该方法适用于飞艇的优化命题.      

转捩对平流层飞艇外形优化的影响

采用梯度算法优化了平流层飞艇外形以减少气动阻力,目标函数飞艇总阻力系数通过求解Navier-Stokes方程获得.优化过程中采用了SSTκ-ω转捩湍流模型和Realizable κ-ε全湍流模型求解绕流流场,采用大涡模拟方法详细分析了获得的两种飞艇外形的气动性能和特点,并且比较了两种湍流模拟方法的流场求解对梯度法优化的目标函数以及飞艇形状特点的影响.结果表明:是否考虑转捩对优化的结果有明显的影响,考虑转捩优化方案的气动性能明显优于全湍流流动求解优化方案.采用转捩模型的优化由于层流区域的存在改变了飞艇尾部的形状,从而获得了尾部分离区较小的飞艇外形轮廓.      

临近空间飞艇排翼式艇翼气动干扰实验研究

临近空间排翼式升浮一体飞艇是运行在临近空间环境,由水平、垂直方向具有一定几何间隔的两个艇翼连接两个囊体构成的新型低速飞行器。本文通过研制附加支架,使用一种低雷诺数风洞测量了两个对称翼型在水平、垂直方向相对位置、雷诺数、迎角等参数变化的情况下,前翼型模型对后翼型模型的升力和阻力系数于扰值的定量结果;对其变化规律进行了总结,并通过自由飞模型对由实验数据推导出的前、后机翼间的气动干扰进行验证,得出一些对排翼式布局飞行器总体设计有指导意义的经验数据与结论。     

飞艇续航时间论证方法研究

由于飞艇续航时间受飞行速度、重力浮力配平方式、载油量变化、风场条件等多种因素的影响,飞机续航时间计算方法并不适用于飞艇,因此提出了一种新的基于试验设计和统计分析方法的飞艇续航时间论证方法。分析了工作高度的风场速度分布规律,分别给出完全靠发动机推力矢量平衡和完全靠动升力平衡两种不同情况下飞艇续航时间计算方法,以某大型对流层飞艇为研究对象,计算了初始方案在不同平均巡航速度、配平重量和配平方式下的平均燃油消耗率和最大续航时间,对经过减阻、减重、减少耗油率等技术改进后优化方案能达到的续航时间和概率进行了分析和论证。研究表明,某飞艇初始方案在使用区域风场条件下基本能满足留空时间72h的指标要求,经技术改进后,指标仍有较大的提升的空间。方法考虑了飞艇续航时间的多种影响因素、取值变化和交互影响,比较适宜在飞艇这类涉及重浮力配平和任务耗油率变化的浮空器上使用。     

飞艇动导数与附加质量相互融合的方法

飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩。为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题，分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法。通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论，得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果。通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性，建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法。为了使两种流场中的气动系数分类方法相同，对飞艇的当前运动参数进行重构，使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算。根据研究结果，建立了一种动导数与附加质量的新融合方法，并讨论了它与现有文献方法的差异。通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响，说明采用新融合方法的必要性。     

平流层飞艇大迎角气动特性分析

为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性,基于N-S方程及k-ωSST湍流模型,对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行数值模拟分析.结果表明：平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机具有较大的区别,飞艇的失速迎角较大（45°左右）;俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势,小迎角范围内其静不稳定,迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速.研究结果对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义.     

某常规飞艇与混合式飞艇总体设计和性能分析

为了对常规单囊体飞艇和混合式飞艇各自的性能特点有更清晰的认识,分别设计了某常规飞艇和混合式飞艇的总体方案,建立了两类飞艇的分析模型,并从气动特性、浮升特性、重量特性、续航特性方面对二者的综合性能进行了比较和分析。研究表明：在体积相同的情况下,虽然混合式飞艇在阻力特性方面不如单囊体飞艇,但由于混合式飞艇动升力较大,并可以借助动升力来平衡燃油的消耗,且有效载荷大、载油量大、可操纵性好,更有利于长航时飞行。研究结果可为我国开展长航时和大载重飞艇研制提供一定的设计参考。     

Drag Reduction for an Airship with Proper Arrangement of Propellers

In this article, the flow field around an airship with propellers blowing is calculated on the basis of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with SST turbulent models. Modeled each as an actuator disk, the propellers are arranged at different positions around the body of airship in the flow direction. The numerical results show that the blowing propellers produce open outer flows. They drive the separated vortexes off the body thus reducing the drag coefficients. The results also show that the position after leading sucking peak is the best place for a propeller to blow. When the propellers are positioned after sucking peak, the longer the area which the propellers work on, the more the profile drag coefficients can be reduced. If the working position of propeller moves from the sucking peak forward to the leading edge, the friction drag coefficient will increase. The bigger the diameter of the propellers and the stronger the pressure jump, the more the drag coefficient will be reduced. The results also reveal that for the design of circularly-positioned propellers with space intervals, the more drag coefficient reduction results, the smaller the space interval is specified.     

基于CFD动网格技术的飞艇动导数计算方法

由于飞艇和飞机这两种飞行器在飞行原理、气动外形等方面都存在较大的差别,因此现有的飞机动导数工程估算公式和经验数据并不适用于飞艇动导数求解。为了解决上述问题,提出了一种新的基于CFD动网格技术的飞艇动导数计算方法。通过非结构化动网格技术,建立飞艇在流场中的强迫振动模型,采用有限体积法对N—S方程求解,研究飞艇在强迫振动中的气动特性变化规律,并基于数值计算结果求解飞艇的动导数。研究发现,得到的计算结果与风洞试验结果基本一致,表明基于CFD动网格技术进行飞艇的动导数求解是有效可行的。     

实现结构轻量化的新型平流层飞艇研究进展

平流层飞艇具有极高的实用价值,是国内外临近空间开发的研究热点。和中低空常规飞艇相比,由于单位体积所提供的浮力大大降低,使得平流层飞艇设计时存在艇体体积、阻力和重量之间的循环关系,飞艇结构轻量化成为平流层飞艇研发的首要课题,受到了各国研究机构的高度重视。本文对目前实现平流层飞艇结构轻量化的主要方法和技术进行了整理,给出了利用这些方法实现结构轻量化的平流层飞艇研究进展,比较了这些方法的优势和不足,并对新型的平流层展开飞艇技术进行了分析。分析结果认为改进蒙皮材料性能、改变飞艇的结构形式和利用新型的空中展开飞艇将是平流层飞艇实现结构轻量化的主要手段,新型空中展开飞艇能够有效地实现结构轻量化,具备较好的发展潜力。     

平流层飞艇的控制模式对其定点特性的影响

通过对平流层飞艇定点过程的飞行状态、控制模式和工作环境的分析,建立了飞艇在定点阶段的热力学和动力学模型,并用C++可视化语言对控制方程编程求解。对无黑皮不充放空气和有黑皮充放空气两种不同状况、不同控制模式下的飞艇进行了飞行特性的数值模拟和对比,获得了两种不同状况下飞艇膜、黑皮、内部空气和氦气的温度以及飞艇的高度随时间的变化关系。结果表明:太阳辐射、飞艇的控制模式和太阳能电池阵列对其定点性能有较大影响。     

平流层通信平台动力学模型的建立

分析了平流层飞艇通信平台的特点,根据飞艇的基本操作原理,建立了一个小刚度柔性飞艇的动力学模型.作为研究飞艇通信平台飞行控制的基础,这个模型包括惯性学、动力学、空间动力学等方面的物理量,为进一步设计计算机仿真飞行控制系统提供基础.     

自适应翼型的气动外形优化设计

 二维翼型自适应的研究是设计自适应机翼的基础。提出了在不同 Ma数、迎角下,用 Powell法优化二维翼型前、后缘襟翼的偏转角,以获得比常规翼型在亚声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应翼型的研究方案。并与原始翼型以及气动双目标 (亚声速时,大升阻比;超声速时,小阻力系数 )的优化翼型进行了比较,证明了自适应翼型比气动双目标的优化翼型气动效率更高。初步探讨了二维翼型前、后缘襟翼的偏转位置对气动效率的影响。     

冲压增程弹丸冷态气动阻力特性分析

以一冲压增程弹丸为例,在马赫数2.0到2.5的冷态飞行条件下,采用飞行试验结合流动仿真的手段,分析了作用在弹丸内、外表面的气动阻力分布.数值仿真所得阻力数据与飞行试验所得结果误差在6％以内.仿真分析结果表明:外部阻力在弹丸所受总的气动阻力中占有支配地位,约为总的气动阻力的95％;作用在弹丸上的气动阻力中,压力阻力远远大于摩擦阻力,约占总阻力中的85％;弹丸所受外部气动阻力中,压力阻力约占90％.冷态飞行试验所得气动阻力数据可以直接作为冲压发动机推力设计的依据;冲压增程弹丸减阻设计的重点在于减小进气道外罩和前弹体在来流方向上的投影面积.     

超高空动升力翼飞艇的气动研究

对在超高空环境下的动升力翼 "X"形尾翼布局飞艇和常规飞艇进行了数值模拟,比较了两种外形在相同任务载荷下体积、质量以及气动力的大小,并分析了动升力翼绕流对尾翼的影响.研究发现,动升力翼 "X"形尾翼布局可以显著地减小飞艇的体积和质量,增加抗风能力并避免了动升力翼绕流对尾翼的直接干扰以及大的干扰阻力的形成.     

用于喷气客机概念设计的气动特性分析程序

针对喷气客机概念设计需求,在确定了升阻特性的估算方法后,应用MATLAB开发气动特性分析程序。以典型喷气客机为例,验证了气动分析模型和计算程序的精度。所开发气动特性估算程序能快速对喷气客机初步方案气动特性进行评估。设计人员只需通过用户界面给出飞机外形参数和飞行条件,就可快速获得巡航构型曲线、升阻比曲线、巡航效率曲线、抖振边界曲线,以及起降构型升力线和升阻比曲线。