牵顶伞对主伞充气过程的影响

为研究牵顶伞对主伞充气过程的影响,建立了有无牵顶伞的主伞充气阶段的流固耦合数学模型,对有无牵顶伞时,主伞的整个充气过程进行了数值模拟,并将计算所得的开伞动载与空投试验结果进行对比,以验证数值仿真的可靠性。研究结果表明:(1)有牵顶伞时开伞过程中的平均速度比无牵顶伞时大;(2)有牵顶伞时,收口阻力特征比无牵顶伞时要小约30%。(3)有牵顶伞时,第一峰值的过载呈减少趋势,第二峰值约大了36%;(4)对具有不同阻力特征的牵顶伞的计算结果表明:牵顶伞阻力特征增大,初始充气时间和初始充气距离均减小,但初始充气结束时的速度基本不变,而开伞峰值、收口阻力特征、充满时间和充满距离均变化不大。(5)有牵顶伞时,在初始充气阶段,伞衣不易张开,因而伞衣外形显得更为细长。而在主充气阶段,在解除收口绳之前,由于顶部有牵顶伞的阻力,伞衣张开相对较慢,因而伞衣细长些。当解除收口后,牵顶伞的阻力已经很小,此时,有无牵顶伞的主伞伞衣外形变化几乎相同。     

GEO卫星相机外遮光罩的设计方法

针对太阳规避模式下相机最小太阳规避角及相机视场大导致遮光罩尺寸超出火箭整流罩可用包络的问题,研究了基于非成像时长和偏航姿态调整方案的相机遮光罩最小太阳规避角算法,提出了三块挡光板构型和圆形外遮光罩构型的方程建模及上沿优化方法,并针对典型工况仿真设计出了具有同等太阳规避效果的多种斜切外遮光罩构型。经Pro/E软件建模及阴影分析表明,在各工况下,外遮光罩与内遮光罩对内遮光罩底部的遮挡比例达到100%,也即太阳无法直射内遮光罩底部,验证了外遮光罩方程建模及上沿优化方法的正确性,并实现了以传统圆筒外遮光罩1/3的面积规避太阳直射相机内部的效果。     

降落伞初始充气阶段数值模拟

根据降落伞的结构和其在充气过程中的受力特性,以某平面圆形伞为原型,建立了伞衣初始充气过程中的计算流体力学与结构动力学的耦合模型.首次考虑了充气过程中折叠伞表的张开问题,建立了更接近降落伞物理模型的初始充气阶段伞表质点结构和受力方程.对流场的变化采用了准定常假设,利用simple算法数值模拟求解RNG κ-ε湍流模型下的雷诺平均N-S方程以获得每一状态伞表张开部分与折叠部分交界处质点的压差系数.把数值计算结果和试验结果及经验值比较,得到如下结论:(1)初始充气阶段伞衣外形变化为:整个阶段,伞衣展开部分外形基本保持较光滑的直筒形状,而非喇叭形.与试验结果相比,计算结果较真实地反映了初始充气阶段伞衣外形的变化情况.(2)当无因次充气时间为0.27左右时.初始充气阶段结束,伞衣投影面积随充气时间呈线性变化,计算值与实验值接近.     

无人机伞回收动力学分析

在建立无人机六自由度飞行力学模型和降落伞回收动力学模型的基础上,对无人机的整个回收过程进行仿真分析,并与飞行试验进行了比较。结果表明:本文所采用的方法较为准确地预测了整个减速伞工作阶段中的相关动力学特性。计算结果还包括了无人机与回收系统的相对运动过程,有效地预测了回收过程的危险情况,为无人机控制律和回收系统设计提供了重要参考。     

高超声速进气道流场的数值模拟

运用自主开发的数值模拟软件对高超声速进气道复杂内流场计算进行了数值模拟,以验证其对高超声速进气道流动模拟的适用程度。通过某二元高超进气道模型内流场,德国RWTH Aachen所公布的高超进气道模型内流场计算,对该软件描述高超声速进气道内波系反射相交、激波/边界层干扰、高反压下隔离段内激波串等复杂流动现象的能力进行了考核与分析。计算结果表明该软件能够描述高超声速进气道内复杂的流动现象,即使在进气道承受高的燃烧室反压时,仍具有较高精度。但该软件中的紊流模型不能较好地预报边界层分离,特别是对分离区的大小及其诱导激波的强度等的预测存在一定的误差,因此需要进一步的改进和完善。     

机械式可展开气动减速技术跨亚声速段二次展开

文章提出了采用沿辐条方向增加伸缩杆、柔性承力罩及弹性单元的方式实现机械式可展开气动减速技术二次展开的结构方案,并针对二次展开气动外形分别从弹道轨道、升阻比及俯仰力矩系数等方面开展了跨亚声速段减速效果、升阻特性及静稳定性研究。研究显示:二次展开状态的减速效果明显优于一次展开状态;二次展开状态的升阻比随攻角及马赫数变化规律与一次展开状态一致;小攻角范围内两状态的升阻比变化不大,大攻角范围内两状态的升阻比差异明显;二次展开状态在跨亚声速段存在唯一的静稳定点,且该点的静稳定性强于一次展开状态。研究表明:机械式可展开气动减速技术采用二次展开方案能够实现在跨亚声速段继续减速和姿态稳定的目的,二次展开方案在机械式可展开气动减速技术上的应用具备工程可行性。文章为机械式可展开气动减速技术二次展开方案工程化实施奠定了基础。     

基于LS桘DYNA的某型直升机水上砰击分析

针对某型直升机适航取证的任务需求，在相应简化和配重基础上，对直升机进行全机柔性体建模。参照WG30整机水上砰击试验的研究方法，通过LS-DYNA中的光滑质点流体动力学（ SPH）方法研究直升机在9 m／s垂直速度下水上砰击情况，选取驾驶舱底部、客舱中部、客舱后部三个位置为测量点，得到直升机触水后的整体运动趋势以及直升机底部压强、加速度与底部材料之间的关系；通过不同模型的对比，研究了短翼和气囊对直升机水上砰击的影响。仿真结果与试验结论相符，验证了计算的可靠性，为直升机水上砰击提供了一定的技术支持。     

降落伞充气理论的发展

综述了降落伞充气理论的研究成果与发展状况，内容涉及以质量守恒方程为基础的降落伞充气理论；以伞衣径向运动方程为基础的伞衣充气理论；流固耦合的伞衣充气理论。在介绍各种研究方法的同时，阐述了降落伞充气过程包含的复杂物理现象、研究难点及解决方法，最后指出了当前充气过程研究的热点及发展趋势。     

带应急气囊直升机水上漂浮稳性研究

为了研究带应急气囊直升机完整和破损情况下水上漂浮的横向稳定性,首先通过等排水量理论计算方法分析带应急气囊完整直升机的横向静稳定性和动稳定性,并研究了直升机重心不同位置对稳定性的影响,得出了重心处于后限、重心离水面越近时,直升机具有更好稳定性的结论;其次,在直升机破损情况下,建立直升机与破损舱室的模型,得出了破损直升机的漂浮稳性;最后通过其破损条件,对破损直升机漂浮时间进行了分析。     

结构参数对火星探测用伞开伞性能的影响

文章以"火星探路者"所用伞为基础,对其结构作相应改变后进行充气过程仿真计算,研究结构参数对降落伞充气性能的影响。计算结果表明,盘缝带伞的阻力系数随着带宽和缝宽的增加而减小;但超声速开伞时,降落伞充气过程中伞衣的喘振现象随着带宽的增加而减弱,投影面积的波动随带宽增长变得缓和,这对盘缝带伞的开伞安全性和可靠性有利。