乘波飞行器低马赫数飞行状态下的气动性能研究

乘波飞行器在低马赫数飞行状态下的气动性能是近空间飞行器设计和研究人员关心的 问题之一。本文以M=3,设计飞行高度H=15 km为设计点,最大升阻比为优化目标,并通过 满足一定的有效载荷容积,气动热防护和气动操纵的要求进行了工程化设计后得到的锥导乘 波体为研究对象,借助数值模拟和风洞实验技术相结合的研究手段对乘波飞行器在跨声速和 超声速飞行阶段的气动性能进行了探讨。研究结果表明,乘波飞行器在该飞行阶段的气动性 能与前缘所处的气动状态密切相关。
     

宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究

为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。     

飞船返回舱亚跨声速气动特性及对姿态运动影响的仿真分析

首先分析了飞船返回舱亚跨声速气动特性,指出其受飞行状态影响大的特点。然后采用数值仿真的方法,详细研究了亚跨声速气动特性对返回舱运动特别是姿态运动的影响。所作分析与所得结果有利于工程实际。     

临近空间飞行器总体设计对固体发动机特性需求分析

从内弹道性能、气动防热、绝热结构设计和后效推力预示等方面研究了临近空间飞行器总体设计对固体发动机的需求。内弹道性能方面,在总冲一定的情况下,发动机采用“长时间小推力”的工作模式、“前高后低”的推力曲线形式,对提高分离点高度和关机点速度、减小分离点动压有利;气动防热方面,临近空间飞行器发动机外壁热环境远比传统弹道式严酷,需要采取相应的防热措施;绝热结构设计方面,分析了过载条件下燃烧室中粒子的受力情况、粒子沉积分布位置以及对绝热结构的影响,提出了过载条件下发动机绝热裕度设计校核的需求;后效推力预示方面,发动机下降段高空推力的预示精度对分离安全性及分离时序的设计有着非常重要的作用,需要提高后效推力预示的准确性,以满足分离设计的要求。文章研究总结的方法、规律和结论,对临近空间飞行器固体发动机的设计具有重要的参考意义。     

神舟飞船返回舱气动设计综述

介绍了神舟飞船气动设计的使用情况和进行气动设计的前提条件，从系统工程的角度论述了载人飞船气动设计的目标、方法和工作模式、设计阶段划分、主要设计内容和关键技术，最后对神舟飞船返回舱的气动特性和飞行试验结果进行简单介绍。     

局部后掠型栅格舵的气动特性研究

针对栅格舵(翼)技术的主要缺点——跨声速壅塞和阻力高的问题。以简化栅格为研究对象,采用数值分析方法开展了P型和V型局部后掠对气动特性的影响研究,并开展了不同后掠角对气动特性的影响研究。研究发现,局部后掠方式能够弱化或消除亚声速背风区的分离问题,减小跨声速区激波与边界层干扰,解决栅格舵固有的跨声速壅塞和阻力大的问题。局部后掠对栅格减阻有显著效果,尤其是高超声速段,同时能够增加单位浸润面积的法向力,从而提高栅格舵的操纵效率。     

一种新型气动复合阀的设计与分析

针对某气动设备工作需要,设计了一种采用插装式结构的气动复合阀,论述了其工作原理和特点。实际使用表明,该气动复合阀结构紧凑、体积小,能够满足各项设计要求。     

乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究

前缘钝化是解决乘波构型飞行器气动热问题的有效方法之一.按照乘波构型的设计特点,对已有的两种钝化方法分别进行了改进.采用CFD方法分析了前缘钝化及不同钝化半径对乘波构型性能的影响,得出了乘波构型气动力和气动热性能参数随钝化半径的变化规律.计算结果表明:在相同的钝化半径下,按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型与按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型相比:升阻比大、总的表面积小、最大热流密度基本一样,非驻点区乘波构型前缘的热流密度峰值较大.因而按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型气动性能明显好于按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型,而气动热性能则略差于后者.分析表明:钝化后的乘波构型性能不仅与钝化半径有关,而且受钝化方法的影响也很大.在对高超声速乘波飞行器进行布局设计时,应针对乘波构型的设计特点,采用合适的钝化方法,综合考虑钝化方法和钝化半径对气动力和气动热性能的影响效应,寻找最佳的钝化方案.研究结论可为高超声速乘波飞行器的外形设计提供一定的依据.     

典型再入返回器气动特性对比与改进研究

返回器气动特性研究对宇宙飞船的研制起着先导和制约作用。文章对Apollo、CEV和类Soyuz这3种典型的轴对称钝头体再入返回器气动布局进行了气动特性的对比分析,发现与Apollo、CEV相比,类Soyuz外形的升阻比偏小,无法满足以第二宇宙速度载人空间再入返回的要求。在此基础上研究了几何参数（包括倒锥角和球冠半径）变化对类Soyuz外形返回器气动性能的影响规律,从中得到类Soyuz外形的改进方向,提出了一种以类Soyuz外形为基础的改进设计外形,并对该外形的升阻特性、稳定性和配平特性等相关气动特性进行了分析。研究表明通过对几何外形参数的调整优化来提高类Soyuz外形的升阻比,从而达到以第二宇宙速度再入返回的升阻比要求,这样的技术途径是可行的。     

高压气动电磁阀可靠性改进设计

高压气动电磁阀是地面供气系统使用的关键元件,其可靠性直接关系到运载火箭能否正常完成发射流程。本文对高压气动电磁阀的故障模式进行分析,并对其可靠性改进设计、可靠性试验以及可靠性评估等技术进行了介绍,通过一系列可靠性改进设计及验证试验工作,使高压气动电磁阀可靠性有所增长,并在大型飞行试验中得到验证。     

超低轨航天器气动设计与计算方法探讨

对于运行在150~300km高度的超低轨航天器,气动力是轨道与姿态控制须考虑的主要扰动因素。文章首先剖析了超低轨航天器气动构型的关键要素,提出了本体截面与长细比、翼面形状与布局的设计准则;从来流特性、气体-表面作用、航天器物理特性3个方面阐述气动建模的内容与方法;综合运用射线跟踪平板(RTP)与试验粒子蒙特卡洛(TPMC)2种自由分子流模拟方法,提出一种适合工程应用的气动计算与飞行仿真流程。最后,以重力梯度测量卫星为实例,开展了初步的方案设计、模型确认与方法探索,验证了气动建模与计算流程的正确性。文章所提出的气动研究思路,对超低轨航天器的气动设计、计算等工作,均具有一定的参考意义。     

具有小升阻比的载人飞船返回舱的气动外形选择

本文论述了载人飞船返回舱的选形设计问题,对返回舱的类型和基本设计参数作了分析比较。文中还对截锥形返回舱的气动优点和主要气动特性作了详细描述,     

大量程薄膜热流传感器敏感元件设计

设计一种新型瞬态大量程薄膜热流传感器敏感元件,可用于超高速飞行器气动热流的测量,敏感元件的测量量程高达5MW/m2,理论响应时间达到4ms。从测量原理、仿真分析和试验验证三个方面对敏感元件进行研究。综合仿真和试验结果,敏感元件性能良好,能够满足飞行器气动热流测量的需求。     

新型升力再入飞船返回舱气动外形选型研究

未来低成本天地往返运输系统的气动外形设计的总体要求是升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大、可重复使用等。结合国内技术水平和国外经验教训,提出了我国未来新型升力再入飞船返回舱的总体气动需求,采用平面斜切二次曲线构造截面的模线设计方法,设计了四种满足长度、截面尺寸和容积等总体需求的返回舱布局方案。利用基于牛顿理论的气动力工程方法对气动特性进行预测,利用气动力与六自由度弹道的耦合计算研究返回舱无控再入飞行特性。研究表明,所设计的返回舱外形高超声速稳定配平升阻比大于0.9,阻力系数大于0.5,法向过载低于2.5,具有较好的静动稳定性,具备可部分重复使用的潜力。     

具有小升阻比的载人飞船返回舱的气动外形选择

本文论述了载人飞船返回舱的选形设计问题，对返回舱的类型和基本设计参数作了分析比较。文中还对截锥形返回舱的气动优点和主要气动特性作了详描述。     

改善返回舱气动稳定特性数值计算研究

和第一宇宙速度载人再入飞行相比,以第二宇宙速度载人再入飞行对返回器的升阻比要求较高。文章给出了一种升阻比能够满足第二宇宙速度再入需求的返回器基本外形,分析了基本外形的气动性能以及质心位置对气动稳定特性的影响,结果表明基本外形在高超声速和亚声速下均存在第二静稳定配平点的问题。为了改善基本外形的气动稳定特性,文章提出了多种改进外形设计,包括增加稳定耳片、改变尾部外形设计等。通过数值模拟对这些改进外形的气动稳定性进行了分析,结果表明这些改进设计对于改善返回器的单点稳定特性是有效的。通过对流场特性的详细分析,对改进气动设计改善返回器稳定特性的机理进行了揭示和阐释。     

低压铸造机液面加压系统优化设计

本文主要是针对实际生产时,低压铸造机的液面加压气动系统中压力控制不精确的问题,完成了对原有系统的改进,根据低压铸造工艺的特点,以气动系统压力控制要达到的效果为出发点,设计了气动伺服闭环控制系统,为保证系统的安全运行,防止系统压力过高,采用了三种并行卸压方式,增强了工作的可靠性。其次,对气动系统中所需要的最大耗气量进行了计算,并以此为依据选出了合适的电气伺服阀,完成了其它关键元件的计算和设计选型。     

高超声速栅格翼气动特性研究

阐述了用于马赫数大于5.0的高超声速飞行控制的栅格翼气动特性问题。采用工程 计算方法预示了栅格翼气动力、热特性,验证了栅格翼几何参数特性合理选取的初步要求, 这为后续深入研究进行了有益的探索。
     

防热大底外形对火星探测器气动特性的影响分析

采用基于等效比热比的数值模拟方法,研究球锥和球头两种类型的火星进入探测器防热大底形状。对于每种外形分析关键几何参数对探测器基本气动性能的影响,并比较两类防热大底形状气动特性的差异。与球头形状的防热大底布局相比,球锥形状的防热大底布局一般阻力更大,对流加热量也更大,气动稳定性裕度更小。研究结果表明,从气动性能的角度来讲,70°半锥角的球锥防热大底布局对于火星进入探测器的设计而言并非最优的选择,适当设计的球头防热大底布局能够具有更好的性能。     

箭体上的凸起物对火箭气动特性的影响

综合大量实验研究结果,本文给出了火箭箭体上的环形凸起物和纵向凸起物对火箭气动特性的影响。其中最主要的是改变滚转力矩的大小和方向。而这正是姿态控制系统设计的重要依据之一。因此,给出凸起物的设计原则,对火箭气动设计有实际意义。