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。     

基于ALE方法的群伞稳降阶段的数值模拟

随着计算机技术和数值模拟的兴起,精确描绘降落伞力学特性成为可能。文章采用任意拉格朗日-欧拉法对美国“阿波罗”飞船降落伞回收系统的稳降阶段进行了数值模拟。通过建立结构动力学与计算流体力学的耦合模型,研究了3具环帆伞的流固耦合过程,并模拟了降落伞的外形变化和伞衣内外流场的变化。流固耦合计算结果表明,各伞最终稳定在20＆#176;左右,环帆伞的群伞效率因数约为0.93,比C-9伞大。文章的分析结果对中国探月工程回收系统的主伞设计具有参考意义。     

高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究

对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究, 分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响, 因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响, 但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响, 但研究范围内, 阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大, 研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重, 设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明, 所采用的数值模拟方法具有较高的精度.      

基于视觉的空投系统姿态获取及解算技术研究

空降空投技术是空军装备发展的基础,为使远距离投放的空降装备平稳着陆,需获取货台模块的姿态数据,以实时调整降落姿态避免着陆侧翻事故。本文设计开发了一种基于视觉的方法来解算空投货台姿态,以准确地估计空投货台在空投降落过程中的姿态。空投系统的降落距离分为远地160m和近地20m两个阶段。设计了不同尺度的标志作为不同降落阶段的视觉参考,有效地提高了空投货台的自主降落高度。当空投货台初始降落高度为160m时,利用合作目标的固有几何性质识别环境中的整体合作目标;当到达近地面20m时,利用Hu不变矩作为地面辅助特征筛选出中心合作目标,最后利用单应性对空投货台的运动进行估计。该算法有效地提高了空投货台姿态解算技术的准确性、实时性和鲁棒性,也满足了空投货台实时姿态精确计算的要求。试验结果表明了基于视觉的空投货台姿态解算技术的意义和可行性,具有较好的应用前景。     

机械展开式再入飞行器柔性面材料力学性能仿真

针对中国未来地球再入及深空探测的任务需求,开展了机械展开式再入飞行器的研究。文章基于机械展开式再入飞行器的结构特点,采用时空守恒元解元方法,建立三维非定常环境下机械展开式再入飞行器气动面的流固耦合数值模型。主要针对柔性面材料的弹性模量进行对比仿真计算,分析柔性面的变形及应力情况。通过对比分析得到:飞行器背部产生较明显的涡,起到抑制柔性面变形的作用;柔性面变材料的弹性模量的适用范围,当弹性模量为50GPa左右时满足使用要求;柔性面变形和应力的分布及大小,最大变形位置位于柔性面边缘,柔性面中部形成向内的凹陷,且其最大变量形略小于边缘变形量;文章讨论了柔性面厚度对变形量变的影响。文章结果为柔性面的气动特性及气动加热分析提供基础,也为柔性面的工程研制提供参考。     

运载器-分离体分离过程耦合动力学仿真

考虑了运载器、分离体及牵引稳定伞的相互耦合作用,针对运载器-分离体的高空、超声速、内置式分离,建立了合理的多体系统动力学模型及系统的动力学方程组和约束方程组,模拟了分离体与运载器分离的整个过程。仿真结果表明,牵引稳定伞阻力特征的大小对系统的分离有较大的影响,且牵引稳定伞能够有效地制约分离体出舱过程中的运动,使其能够获得姿态相对稳定的点火状态及时刻;同时验证了利用牵引稳定伞安全分离的方案是可行的。     

翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真

针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求.     

大型翼伞的三维气动性能分析

随着回收物质量的增加和回收物可控定点回收要求的提出,大型翼伞的设计研究迫在眉睫。文章采用有限体积法求解K-epsilon二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)方程,对某大型翼伞进行三维定常数值模拟,研究考虑伞衣鼓包下翼伞的气动性能,同时对翼伞单侧后缘下拉情况下(翼伞转弯过程)的气动性能进行初步分析。结果表明,翼伞的升力系数随迎角的增大而增加,达到失速迎角后缓慢降低。翼伞阻力系数在负迎角时随迎角增大而缓慢降低,而在正迎角时随迎角增大而增加。翼伞升阻比开始时随迎角增大而增加,在迎角等于8°时达到最大值后随迎角增大而逐渐降低。同时,单侧后缘下拉翼伞相比普通翼伞升力与阻力系数均有所增加,但其最大升阻比却有所减小。     

不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显.      

基于CAD三维模型几何特征简化的卫星桁架结构快速建模仿真与试验验证

为提高卫星桁架结构设计过程的仿真建模质量,优化仿真过程对三维模型信息的利用方式和效率,文章提出一种基于CAD三维模型几何特征简化的卫星桁架结构快速建模仿真方法,并给出分别采用梁单元和壳单元建模的路径及软件界面。将该方法应用于某卫星结构的仿真建模,得到了三维有限元模型模态分析数据,其与力学试验数据的对比结果表明:横向模态分析与试验误差最大,为6.07%;各方向误差均满足指标要求。基于CAD三维模型几何特征简化处理的卫星桁架结构快速建模仿真方法合理可行,建模过程便捷、高效,数据可信。