布雷与扫雷直升机

在陆战中,装有地雷布撒器的直升机,可在空中布撒地雷。在海战中,直升机可布撒或扫除水雷。从而能直接毁伤敌方地面部队、海上舰艇,或为己方排除前进中的障碍。直升机利用其战术飞行特点,使其布雷的范围大,不受地形、海情限制,布撒速度快、准确性较高,比其他手段布雷安全,特别是可实施纵深布雷。此特点是用地面人员、车辆、火炮、火箭等布雷手段不能相比的。在两伊、阿富汗及海湾战争中,都使用了直升机布雷作战。如,米-8直升机可安装布放200枚反坦克地雷的布雷器,在阿富汗战场上,前苏军直升机布雷飞行约占任务总飞行小时或架次的2%。直升机扫…     

喷嘴供油特性对双涡流器头部气动雾化效果的影响研究

本文针对双级轴向涡流器和双油路离心喷嘴组合的气动雾化头部装置，通过试验研究了喷嘴主、副油路分别在不同供油压力下供油．形成的不同喷嘴一次雾化质量对头部气动雾化效果的影响，研究结果表明：喷嘴一次雾化质量对双涡流器头部的气动雾化效果影响较大。在一定的头部气动参数条件下，较高的供油压力形成较好的一次雾化质量．气动雾化的作用不明显；较低的供油压力形成较差的一次雾化质量，在气动力作用下能够得到较好的气动雾化效果．燃油雾化良好。这也表明在双涡流器气动雾化火焰筒头部装置中，喷嘴供油特性和头部气动参数之间进行合理匹配对保证和提高燃烧室各状态的综合燃烧性能是很重要的。本研究还验证了双涡流器气动雾化头部采用双路离心喷嘴供油的设计特点。     

月地高速再入返回器气动辨识数据偏差分析

飞行试验是获取返回器在真实飞行条件下气动力参数的重要途径,气动辨识结果对于评估理论计算和风洞实验气动数据,改进气动设计具有重要意义。月地高速再入气动环境复杂,气动力预测困难,结果具有很大不确定性,因此给出气动辨识结果的偏差是十分必要的。本文针对月地高速再入飞行试验,发展了返回器气动力参数辨识方法,并利用返回器飞行试验数据提取到了关键气动力参数。研究了返回器气动辨识数据偏差分析技术,剖析了各误差因素产生的气动偏差,并分析了产生气动参数辨识偏差的主要因素。在此基础上利用蒙特卡洛分析方法,计算得到了所有误差综合影响条件下返回器气动辨识结果的偏差区间。结果表明,大气密度、加速度、姿态角、高度、速度等参数的测量误差是产生辨识偏差的主要因素,全程配平迎角的估计结果精度很高,高空稀薄大气段气动力系数和升阻比等参数偏差较大,利用修正克拉马-罗界作为准则计算俯仰力矩导数和喷流推力辨识偏差是可行的。本文获取的月地高速再入返回器气动辨识偏差结果,可以为返回器设计分析提供依据。     

航空武器的名词概念

布撒器与子母炸弹 防区外武器(SOW)是国外20世纪80年代初开始发展的一类新型战术空地武器,防区外导弹(SOM)是其重要组成部分,此外还有防区外制导炸弹.     

超声速PIV示踪粒子布撒技术研究

介绍了上海交通大学高超声速创新技术研究实验室为发展超声速PIV流场测试系统而开发的示踪粒子布撒技术。研究中设计了一套超声速风洞PIV示踪粒子布撒装置,提出了利用发生器罐体内的真空度吸入示踪粒子的加注方式,选定了测试流程时序并得到了较好的粒子布撒效果。通过比较不同的发生器罐注入压力对粒子布撒浓度的影响,得到了效果良好的测试方案。     

考虑工程约束的高可信度气动外形优化设计

实际气动设计中遇到的工程问题较为复杂,然而能够用于实际工程设计的高可信度气动外形优化设计工具较少.基于飞行器设计工程实际中的各种复杂气动约束和几何约束要求,集成高可信度非结构网格RANS方程求解器、弹簧比拟网格变形技术、FFD外形参数化、RBF代理模型、粒子群优化器,构建多设计点气动外形优化设计工具,并应用于先进低速层流翼型和高亚声速超临界机翼的气动外形优化设计中(包括单设计点和多设计点),进行考虑/不考虑气动约束和几何约束的气动外形优化设计分析.结果表明:多设计点气动外形优化设计工具有效,约束条件和智能优化器自动有效地引导了层流翼型和亚声速机翼外形的有利改变.     

典型弹道升力式火星进入器性能比较分析

进入器的减速效率和着陆精度是火星进入、下降、着陆过程的关键问题,利用数值方法分析了火星科学实验室、"龙飞船"和"猎户座"飞船三种典型弹道升力式火星进入器的气动特性和进入轨迹,研究气动参数、进入姿态和进入器质量等参数偏差对开伞状态的影响,比较典型弹道升力式火星进入器气动特性和着陆性能,讨论几何构型对弹道升力式火星进入器性能的影响。研究结果表明:钝锥前体外形可以产生更高的阻力系数,但与球冠大底相比气动热环境也更严酷;同样的进入条件的前提下,三种进入器进入过程的最大过载和开伞高度相差不大,"龙飞船"的开伞动压相对较低,有利于降低减速伞系的开伞载荷。相关研究结论可为我国后续火星探测任务进入器气动外形设计提供有益参考。     

PIV技术中的示踪粒子发生和布撤

示踪粒子发生和布撒，是粒子图像测速（PIV）技术的重要组成部分，是影响速度测量质量的关键环节。介绍PIV技术对其示踪粒子的基本要求和示踪粒子发生、布撒装置.介绍在风洞PIV测量中，示踪粒子发生、布撒的方式、方法及作者得到的实际经验和切身体会以及对避一步提高风洞PIV测量中示踪粒子发生、布撒质量的见解。     

布撒器雷达截面计算与测量

用物理光学法计算了布撒器的雷达截面，并与外场测量结果进行了比较。计算的RCS-θ曲线与测量的RCS-θ曲线变化趋势相同，在典型方向上的计算结果与测量结果比较吻合。表明镜面回波在强度上占绝对优势的目标RCS计算中，物理光学法可以给出工程上可用的结果。     

类X-33运载器气动特性分析

开展升力体运载器的气动布局概念设计研究及气动操稳特性分析.利用二次曲线横截面、指数函数纵向控制线及模线设计方法,提出一种类X-33升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性、纵横向稳定性问题和操纵效率问题.研究表明,方案具备较高的高超声速配平升阻比,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案.     

乘波器的参数化设计研究

开展变楔角参数化乘波器的研究.研究中考虑了粘性效应,分析了不同设计参数对乘波器气动性能的影响.对比MAXWARP乘波器设计结果和数值求解NS方程的结果,验证了变楔角参数化乘波器设计方法的正确性.分析了不同的设计参数对乘波器气动性能的影响,为研究复杂的乘波器设计和优化规律提供了一个途径.参数化乘波器设计可方便的控制乘波器的外形尺寸,使乘波器的应用性大大提高.     

基于代理模型的大型民机机翼气动优化设计

先进的气动优化设计思想与方法，对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点，并结合代理优化算法，提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先，通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次，将所提出的方法与人工修型相结合，开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计，使其气动性能得到显著改善。最后，采用不同的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明，所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力；将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合，能够获得满足设计要求的气动外形，验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。     

吸气式重复使用运载器设计初步研究

分析了国内外吸气式可重复使用天地往返运载器的研究现状,在此基础上提出了一个水平起飞和着陆的单级吸气式运载器方案.采用Euler方程数值解法Dahlem-Buck公式和切楔法对该方案气动布局的亚、跨、超、高超音速气动特性进行了计算分析,由结果可见建立的气动布局可以满足总体方案设想中飞行任务的要求.对该方案拟采用的火箭基组合循环发动机(RBCC)进行了详细分析和性能计算,并在此基础上对该方案的飞行弹道进行了计算分析,通过与采用纯火箭发动机动力的天地往返运载器的飞行弹道对比表明,该方案能明显减小运载器的燃料消耗.     

单级入轨运载器气动布局研究

对单级入轨运载器气动布局进行了研究,设计了一种翼身融合体气动布局,并进行了布局优化。计算结果表明该布局在Ma=6的时候,最大升阻比Kmax可以达到3.755,从高速到低速都能维持在4左右。通过与已有乘波体方案的对比,表明新设计的翼身融合体是一种很有潜力的单级入轨运载器气动布局可选方案。     

弹箭气动力计算软件管理系统(英文)

针对反坦克导弹、低阻远程榴弹、杆式头部破甲弹、大长细比尾翼火箭弹、地空导弹、普通榴弹、脱壳穿甲弹、航空炸弹、空地导弹、超远程滑翔炮弹、航空布撒器等11个弹种研制和开发了一套工程实用、操作简便、界面友好的弹箭空气动力计算软件管理系统.本文介绍了该系统的控制系统、前置处理系统、后置处理系统和数据库系统所采用的主要技术和所实现的重要功能.     

类X-38升力体运载器气动布局概念设计

开展升力体运载器的气动布局概念设计研究,利用二次曲线横截面及模线设计方法,提出一种类X-38升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案。     

共轴对转螺旋桨气动与噪声特性研究进展

共轴对转螺旋桨由于拉力大、气动效率高而备受人们的关注。本文从共轴对转螺旋桨的试验研究、气动性能评估、气动模拟、气动噪声预测、气动噪声优化设计等方面进行了综述。首先，总结了目前国内外在共轴对转螺旋桨气动及噪声方面的试验成果；随后，介绍了共轴对转螺旋桨气动力计算的工程方法，并详细阐述了北京航空航天大学陆士嘉实验室提出的共轴对转螺旋桨气动力评估的片条理论发展与参数选择；然后，介绍了共轴对转螺旋桨数值模拟方法，并针对共轴对转螺旋桨气动噪声预测的频域方法和时域方法进行了论述；最后，介绍了目前共轴对转螺旋桨气动噪声优化设计的研究成果。     

窗口气动加热效应对机载红外系统标定的影响

在设计和研制机载导弹寻的器系统时，玻璃窗口的气动加热效应是一个重要的考虑因素。本文介绍了在寻的器自动寻的阶段何等急剧程度的玻璃窗口温升会对探测器性能产生不利的影响，在开始的设计阶段，对于给定的有关目标特征、飞行气动特性以及寻的器光学系统等的参数列出了计算目标和窗口材料辐射到探测器元件上的辐射亮度的计算公式，利用这些推导出来的公式，以寻的器飞行时间函数的形式绘出了一系列上述参数典型值时的辐射亮度曲线     

压电致动器扑翼结构动力学仿真

采用传统扑动机构的微型扑翼,气动效率低、扑动能耗大。采用压电致动器的微型扑翼通过压电材料进行致动使机翼产生上下扑动,有效地将扑动机构和机翼两个主要系统进行集成,不仅节省重量,同时它具有任务变形自适应能力强、气动效率高和扑动能耗小的特点。通过PCL语言建立采用压电致动器的扑翼有限元模型,结合同尺寸扑翼气动力试验数据,进行采用压电致动器扑翼结构仿真。利用仿真结果研制采用压电致动器扑翼原理样机,研究表明,采用压电致动器后扑翼扑动频率得到明显提高,压电片可有效控制机翼的弯扭变形,有助于提高扑翼的气动效率。     

基于非结构网格求解器的CHN-T1 标模气动特性计算研究

高可信度计算流体力学(CFD)技术在大型运输机精细化气动设计中发挥着越来越重要的作用。虽然目前基于RANS方程的数值模拟技术已经应用于大型运输机复杂外形的气动性能计算与分析中,但其可信度仍需进一步确认。针对AeCW-1组委会发布的CHN-T1运输机标模,采用基于RANS方程的非结构网格求解器TNS进行了气动性能计算,并与组委会提供的风洞试验结果进行了对比。此外,还研究了网格量和湍流模型等因素对巡航气动特性计算结果的影响,以及支撑干扰和静气弹变形对跨声速抖振特性的影响。结果表明,TNS预测的巡航升阻比及跨声速抖振特性等气动性能与试验值吻合良好,计算结果完全位于试验值误差带内,验证了所采用的非结构网格求解器在大型运输机复杂外形气动力预测中的可靠性。