大型冲压翼伞新技术

文中针对大型冲压翼伞发展的两大难题：开伞动力学和收口技术，介绍了两种分析大型冲压翼伞气动力性能的方法－－飞行性能模拟法和有阴地模拟法，最后介绍了美国先锋公司开发的中幅收口技术。     

翼型实用阻力测量方法的探讨

为确保二元翼型实验的精确度，一般都用测压的方法测量翼型的气动特性，即测量翼型表面的压力分布以确定翼型的升力和力矩特性，测量尾迹区的总压分布确定翼型的阻力特性。本文就如何处理尾迹区的测压数据来确保阻力测量的精确度及如何测出大迎角的阻力特性进行了一些探讨。     

阻力伞附加质量与阻力系数修正方法

在阻力伞试验,特别是高速滑车试验过程中,由于阻力伞系统作非匀加速的非定常运动以及前置体尾流场的影响,现有的阻力伞试验数据计算方法已经难以准确计算其阻力系数。本文针对阻力伞试验过程中的这种非定常运动和尾流干扰特性,对阻力伞系统进行了动力学分析,并对阻力伞非定常运动过程中的附加质量和尾流场特性进行了理论研究,提出了阻力伞双质量模型,并建立了阻力伞阻力系数非定常修正和动压修正方法。在此基础上,针对某型十字形单伞和十字形双伞模型的试验结果进行了分析,确定了相应的非定常修正系数和动压修正系数,分别建立了十字形单伞和十字形双伞的阻力系数修正模型。修正模型验证结果与风洞试验和传统计算方法结果进行了对比,研究发现:对于单伞模型,本文计算方法可以使计算结果误差从原来的27%降低到9%以内;对于双伞模型,可以使计算结果误差从原来的30%降低到7%以内。基于附加质量理论分析,非定常和动压损失的阻力系数修正方法可以更准确地计算阻力伞阻力系数,从而为阻力伞试验数据分析提供了一套更准确的计算方法。     

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。     

翼伞平面形状对翼伞气动性能的影响

对带气室的展弦比为3的不同平面形状翼伞模型的流场进行了三维定常数值模拟,详细考察了平面形状对翼伞气动性能的影响.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二方程湍流模型进行湍流模拟.数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在...     

基于Abaqus的航天服波纹式肘关节有限元仿真平台开发

为提高航天服肘关节结构设计的高效性与便捷性,开发了高度集成化的航天服波纹式肘关节有限元仿真分析平台.首先,考虑材料特性、几何尺寸以及人服接触等因素,建立了参数化的仿真模型;然后,基于改进的Preisach模型,提出了复杂运动历程中关节阻力矩的预测方法;最后,通过Abaqus软件预留接口将参数化仿真模型与阻力矩预测方法进...