重型货物空投系统过程仿真及特性分析

建立了货物空投系统仿真计算模型,包括货台在舱内和舱外全过程的运动特性、降落伞拉直和充气过程的轨迹特性计算等,提出了伞群模拟和多吊带系统分析的新方法。结合目前已有的降落伞性能计算模型和物伞系统运动模型,对重型货物空投全过程进行了完整计算,开发了空投过程三维动画仿真软件,通过与试验数据的对比,表明本模型能很好地满足应用的需要。分析了空投速度、伞包安装位置和牵引比等因素对空投过程的影响,指出了实际系统的改进方向。     

凹腔火焰稳定器阻力特性的实验研究

在超燃冲压发动机直连式实验中,模拟马赫数1.92、静温509K、静压86.6kPa来流,采用等截面燃烧室构型,利用推力测量系统对不同结构尺寸的开式凹腔火焰稳定器的冷流阻力和热试阻力进行了研究。通过对深度分别为10,15,20mm,长深比4~10,后壁倾斜角18°~60°的凹腔火焰稳定器的冷流阻力比较,实验表明凹腔火焰稳定器的冷流阻力与凹腔深度成正比;也与凹腔长深比成正比;并随后壁倾斜角的增大先减小后增大,在30°~60°范围内应存在一个角度使得冷流阻力最小。实验还以氢气为燃料,利用火花塞点火器进行点火,在燃烧模态下对不同喷注位置、不同当量比时的凹腔火焰稳定器阻力特性进行了对比,结果表明凹腔火焰稳定器的热试阻力比冷流阻力小,且受燃料喷注方式的影响较大;在实际超燃冲压发动机工况下,凹腔火焰稳定器的阻力随着当量比的增加而减小,并最终会表现为正推力。     

基于N-S方程的尾迹面法翼型气动阻力计算

研究了计算翼型阻力改进的方法——尾迹面法及尾迹面积分的位置和相应的积分技术.在亚跨声速时分别采用了表面积分和尾迹积分求得给定翼型RAE2822的阻力.结果显示,2种方法具有相同的结果,表明尾迹面积分方法是有效的,与实验值吻合较好.尾迹面法中,尾迹面位置应处于离后缘相对弦长距离0.6~1.0之间.尾迹面积分方法中积分结果不依赖于物体的详细几何外形,可以预计对曲率变化大的三维复杂外形,该方法有更大的优势.      

低轨卫星编队飞行的地面覆盖及轨道调整

通过施加冲量的方法消除J2项摄动和大气阻力摄动对编队飞行的影响,在编队的相对构型和整体绝对位置得到控制后,研究了低轨卫星编队飞行的地面覆盖问题,最后通过算例给出了卫星编队在南北纬86°之间全球覆盖所需的时间、周期、圈数和覆盖角。计算结果表明,对于偏心率较小的低轨编队飞行,根据本文所推导公式计算出的结果是比较可靠的。     

附属小圆柱对主圆柱绕流影响的数值模拟

从小马赫数下的可压缩Navier-Stokes方程出发,采用覆盖网格分区算法,对在主圆柱尾流场的适当位置放置附属小圆柱时的流动特性及其对主圆柱绕流问题的影响进行了详细的数值模拟研究.根据模拟结果,主要探讨在小雷诺数范围内,附属小圆柱位置、个数、大小以及雷诺数变化等因素对主圆柱绕流的流场结构及其非定常演化过程的影响.计算结果表明,在小雷诺数范围内,无论附属小圆柱的个数如何,都存在最佳抑制区域.当附属小圆柱放在这个区域时,涡街被完全抑制,整个流场达到准定常状态;同时,阻力系数也显著下降.在一定程度上,随着小圆柱直径的增加,主圆柱涡脱落更易被抑制.另外,相对于单个附加小圆柱而言,使用两个附加小圆柱能使主圆柱涡脱落的抑制提高到更高的雷诺数.      

涵道风扇空气动力学特性分析

涵道风扇较同样直径的孤立风扇能产生更大的升力,且风扇环括在涵道内,既可阻挡风扇气动声向外传播,又结构紧凑、安全性高。以此为升力面和飞行操纵面可构造出多种小型垂直起降无人飞行器。该类无人飞行器在前飞时,涵道处于前方来流和风扇吸流的复杂气流中,其升力、阻力和俯仰力矩对整机的配平乃至稳定控制具有决定性影响。本文对涵道风扇风洞吹风测力试验结果进行了分析研究,并进而提出:前飞时涵道阻力较大,涵道风扇若作为升力装置仅适用于强调悬停和低速飞行性能的飞行器;此外,涵道风扇式飞行器在大速度前飞时,为了实现纵向配平,整机重心垂向位置需要高于涵道阻力作用中心。     

壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究

通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制,展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究,探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟,重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288 K 增大到432 K 时,边界层转捩雷诺数增大约36%,表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明：加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强,雷诺切应力和湍动能减小,流动更加稳定;而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小,导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩,减小湍流区摩阻系数,并减小平板摩擦阻力。     

Advanced ensemble modeling method for space object state prediction accounting for uncertainty in atmospheric density

For objects in the low Earth orbit region, uncertainty in atmospheric density estimation is an important source of orbit prediction error, which is critical for space traffic management activities such as the satellite conjunction analysis. This paper investigates the evolution of orbit error distribution in the presence of atmospheric density uncertainties, which are modeled using probabilistic machine learning techniques. The recently proposed “HASDM-ML,” “CHAMP-ML,” and “MSIS-UQ” machine learning models for density estimation (Licata and Mehta, 2022b; Licata et al., 2022b) are used in this work. The investigation is convoluted because of the spatial and temporal correlation of the atmospheric density values. We develop several Monte Carlo methods, each capturing a different spatiotemporal density correlation, to study the effects of density uncertainty on orbit uncertainty propagation. However, Monte Carlo analysis is computationally expensive, so a faster method based on the Kalman filtering technique for orbit uncertainty propagation is also explored. It is difficult to translate the uncertainty in atmospheric density to the uncertainty in orbital states under a standard extended Kalman filter or unscented Kalman filter framework. This work uses the so-called “consider covariance sigma point (CCSP)” filter that can account for the density uncertainties during orbit propagation. As a test-bed for validation purposes, a comparison between CCSP and Monte Carlo methods of orbit uncertainty propagation is carried out. Finally, using the HASDM-ML, CHAMP-ML, and MSIS-UQ density models, we propose an ensemble approach for orbit uncertainty quantification for four different space weather conditions.     

双层集装箱列车过隧道空气压差阻力实验研究

双层集装箱列车通过隧道时,列车受到的空气阻力会显著增大。为了给列车牵引计算提供依据,在遂渝线上对双层集装箱列车过隧道时空气压差阻力进行了实车测量。测试结果表明:双层集装箱车辆进入隧道口时,空气压差阻力急剧上升,之后又迅速回落;测试车处于列车前部、机后第三节车时,平均空气压差阻力比明线空气阻力大80%~95%。     

水雷伞的飞行轨迹研究

据水雷伞实测的弹道参数扣除气象条件的影响，求得无风弹道，作为实战投弹的依据。根据无风弹道修正的结果，求出弹伞系统的阻力特征ＣＡ值，作为研究降落伞开伞段理论的基础数据。然后将求出的ＣＡ值代入运动方程算出理论弹道，再把理论弹道与无风弹道相比较，当误差不大时说明理论弹道的计算方法是正确的，可用于一般水雷伞计算理论弹道用。