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径向变体飞艇总体参数估算方法 总被引:1,自引:1,他引:0
为突破临近空间可操纵浮空器的关键技术难点,使可操纵浮空器往返地面至临近空间成为可能,提出了一种径向变体飞艇的总体参数估算方法,该方法基于阿基米德浮力定律和李式变体飞艇原理(Li-Style Transformable Airship Theory),通过艇体结构的径向变形来实现艇体截面积的自适与可控变化,控制飞艇容积变化以改变净升力大小,并使飞艇在容积变化中始终保持可操纵的气动外形,从而实现飞艇的升、降与驻空和飞行等控制.通过设计变形方案估算内气囊与外气囊尺寸,分析力学平衡与能源平衡估算飞艇长度.在拟定设计参数的基础上,给出了一种太阳能径向变体飞艇的总体设计方案,并通过设计实例验证了此方法的可行性与实用性. 相似文献
为了降低临近空间飞艇的雷达散射截面(RCS)特性,研究了X型尾翼变形角的不同对临近空间飞艇RCS特性的影响.采用物理光学法仿真出X型尾翼不同变形角对临近空间飞艇头向、侧向和尾向RCS特性的影响,并分别采用物理光学法和多层快速多极子法(MLFMM)计算对比球的RCS.对比说明了物理光学法是准确合适的.仿真结果表明,X型尾翼变形角的不同对飞艇头向RCS影响较小,对侧向的RCS影响较大.变形角从0°增加到20°时,侧向RCS减小到0°时的13.7%.X型尾翼的变形可以显著改善临近空间飞艇侧向隐身性能,同时增大了其他方向的RCS. 相似文献
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平流层飞艇是一种新型的长航时临近空间飞行器,具有驻空高度高、驻空时间长、承载能力大、使用效费比高等特点,在对地观测及通信中继等领域具有广泛应用前景。但是该飞行器系统十分复杂,技术与设计实现难度大,总体设计需要考虑的基础问题及解决方案尚不完全明晰。根据平流层大气风场、温度和压力的基础特征,考虑平流层环境对平流层飞艇总体设计的影响,根据空气动力学与热力学基本理论,分析平流层飞艇的显著特征及与常规低空飞艇的区别,研究这些基础问题对平流层飞艇总体设计的影响,为平流层飞艇技术发展提供建议和参考。 相似文献
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平流层飞艇体积庞大,艇囊表面曲率小,因而蒙皮材料的局部应力集中极易导致飞艇艇囊蒙皮发生过大变形而迅速超压损伤破坏.基于飞艇艇囊内外压力压差梯度载荷条件,建立飞艇艇囊蒙皮受内外压差真实工况下环向与轴向应力的理论计算模型,构建飞艇蒙皮应力分析的Von Mises强度准则.并采用ABAQUS有限元软件非线性仿真艇囊蒙皮分别在超压300,500,800 Pa载荷下的各点环向的Von Mises应力状况.仿真结果与理论模型计算的应力值基本保持一致,飞艇艇囊蒙皮环向Von Mises应力呈现随压差梯度增大而递增的规律,而轴向Von Mises应力大小由环向Von Mises应力、蒙皮局部经纬向曲率共同决定,且两方向的Von Mises应力均与超压载荷大小成正相关关系,为飞艇艇囊蒙皮超压应力评估和强度计算提供基础性研究. 相似文献
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为研究临近空间表面波等离子体减阻效果,基于流体宏观模型的基本特征,分析了表面波等离子体流动控制机理的基础,以飞艇为模型,对其在 0°攻角情况下的流场进行仿真计算,比较了不同激励器控制方案的减阻效果,研究了飞艇尾部区域的等离子体流动控制效果. 结果表明,表面波等离子体具有增加飞艇升力、减小飞艇阻力的效果;单侧控制方案最大减阻效果达7%左右,对称控制方案减阻效果明显优于单侧控制方案,最大减阻效果可达32%左右;表面波等离子体对飞艇尾部的流动分离具有很好的消除抑制作用. 相似文献
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高空大型飞艇副气囊体积占比很大,甚至达90%以上,副气囊动力学对飞艇运动产生较大影响。对巡航高度为6 000 m的某大型飞艇,建立基于圆柱容器的副气囊动力学模型,进一步构建考虑副气囊的飞艇纵向耦合动力学方程,并对飞艇纵向运动进行了数值仿真,将其与不考虑副气囊时的结果进行对比。结果表明:副气囊对大型飞艇俯仰运动有较大影响,容易引起运动发散,且耦合影响随飞艇高度增大而变小,同时副气囊体积不变时,其直径越小,动力学耦合效应影响越小;副气囊效应会降低飞艇的操纵性,在进行飞艇设计时应该予以考虑。 相似文献
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以临近空间飞艇为对象,针对传统外形设计方法中存在的问题,提出了新的优化设计方法,搭建了流程框架,编制了优化程序。首先研究了遗传算法及多学科设计理论,进而在此基础上建立了飞艇阻力、体面比、应力模型,利用多学科设计理念对飞艇气动、结构、强度进行了一体化设计。其次将遗传算法引入到优化设计当中,并利用Matlab和Fluent开展了联合仿真研究。最后结合实际应用需求进行了算例分析,验证了该方法的可行性和效果。 相似文献
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浮升混合飞艇气动性能及总体参数分析 总被引:1,自引:1,他引:0
为了兼顾飞艇的气动性能和浮升特性,充分发挥二者的优势,并增强可控性,提出了一种基于NACA高升力翼型的组合嚢体式混合飞艇气动布局.采用计算流体力学(CFD)方法建立混合飞艇FLUENT计算模型,数值模拟了它在不同速度和迎角下的升阻特性、纵向静稳定性及浮升特性,并进行了总体性能评估,最后将其与常规飞艇进行了对比.结果表明:该组合嚢体飞艇布局具有较好的气动性能和效率,相同条件下提供的动升力为常规飞艇的3倍;当飞行速度大于26 m/s时,混合飞艇总升力效率开始大于常规飞艇,能够提供更好的浮升特性.此外,相同设计载荷下混合飞艇的外形尺寸更小,有利于增加有效载荷,可为低空大型混合飞艇的研发提供参考. 相似文献
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提出一种临近空间艇载原位测量大气风场的新方法,该方法利用声波传播时延差测量临近空间大气风场.介绍了该方法的原理,分析了测风误差来源和测风精度.通过分析声波在临近空间高度的衰减,对信号载波频率和传播距离进行了选择,并对不同信噪比条件下声波时延估计精度进行了仿真分析.结果表明:在临近空间20~50km高度,传播距离为2~5m,距离测量精度为1mm,平台测速精度为0.1m·s-1,信噪比优于-2dB条件下,时延估计精度优于1μs,利用该方法测风精度能达到0.2m·s-1的较高水平. 相似文献
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通过对三维建模软件CATIA中的飞艇副气囊模型进行切片分割,获得了不同副气囊高度下的对应体积值,使用最小二乘法建立了副气囊中心点高度与副气囊体积的三次曲线拟合公式,采用相位式激光测距仪对副气囊中心高度测量,使用该公式可以估算出副气囊的实时体积大小,从而推算飞艇净重大小,掌握飞艇的压力高度和起降能力。使用某次飞行试验对副气囊高度测量的数据计算出的飞艇净重值,与多次地面称重数据一致性较好,验证了使用激光测距仪对大型飞艇净重进行在线评估的可行性,并使用该方法对某飞艇某次飞行试验过程中的净重进行了分析,对飞艇的压力高度进行了核算。 相似文献
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平流层飞艇螺旋桨相似准则分析与验证 总被引:2,自引:0,他引:2
根据螺旋桨相似理论,选择等Re数和等前进比作为一组相似准则.通过数值模拟验证该相似准则组合的正确性和适用性,着重研究密度对螺旋桨相似性参数的影响,并将螺旋桨数值计算结果与缩比模型地面常规密度风洞试验的有关结果进行了对比分析.结果表明:数值模拟的不同工作高度下螺旋桨无量纲气动力系数相互重合,螺旋桨数值计算结果和地面风洞试验结果基本吻合,表明在所选择的相似准则下,密度基本不影响螺旋桨相似性参数.平流层飞艇螺旋桨可以在地面常规密度风洞中按照等Re和等前进比相似准则进行缩比模型试验,为平流层螺旋桨的试验研究提供参考依据. 相似文献
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通过对三维建模软件CATIA中的飞艇副气囊模型进行切片分割,获得了不同副气囊高度下的对应体积值,使用最小二乘法建立了副气囊中心点高度与副气囊体积的三次曲线拟合公式,采用相位式激光测距仪对副气囊中心高度测量,使用该公式可以估算出副气囊的实时体积大小,从而推算飞艇净重大小,掌握飞艇的压力高度和起降能力。使用某次飞行试验对副气囊高度测量的数据计算出的飞艇净重值,与多次地面称重数据一致性较好,验证了使用激光测距仪对大型飞艇净重进行在线评估的可行性,并使用该方法对某飞艇某次飞行试验过程中的净重进行了分析,对飞艇的压力高度进行了核算。 相似文献
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一类平流层飞艇质量和惯量特性的计算方法与分析 总被引:2,自引:0,他引:2
针对一类具有双拼椭球体外形的平流层飞艇,根据适当假设,给出该类飞艇质量和惯量特性的解析计算方法.以飞艇上升过程为例,通过仿真计算给出该过程飞艇质量、质心位置和转动惯量的变化曲线,结合理论分析,验证该计算方法的合理性.最后,简要分析了质量和惯量特性变化对飞艇运动稳定性和能控性的影响. 相似文献
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平流层飞艇太阳能源系统研究 总被引:3,自引:0,他引:3
以平流层太阳能飞艇平台为背景,对平流层太阳能飞艇能源系统展开了分析和研究。文中建立了飞艇表面太阳能电池接收太阳直接辐射、散射辐射、反射辐射的模型。利用该模型对某飞艇太阳能电池进行计算,结果显示飞艇接收的太阳辐射能量与飞艇的工作纬度、季节、太阳能电池阵列表面面积、飞行姿态密切相关。当飞艇的脊背从日出到日落时刻正对太阳光线时,太阳能电池接收到的太阳辐射能量将是最大的。 相似文献
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当飞机在地面上滑行时,其运动会受到风载荷和不对称刹车力矩的影响.为分析飞机的动力学行为,给出了一种基于非完整非光滑多体系统动力学的建模与数值仿真方法.将飞机视为由机身和前后起落架组成的多体系统,主起落架的轮子为纯滚动,飞机在地面滑跑时考虑前起落架轮子的侧向滑移.飞机在跑道上滑跑的动力学方程由Routh方程导出,用约束稳定化方法抑制约束的漂移.轮与地面间的摩擦模型为库仑摩擦模型并用集值函数描述,以用于判断前轮是否发生侧向滑移.最后通过数值仿真算例分析风载荷和不对称刹车力矩作用下飞机在跑道上滑行的动力学行为. 相似文献
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综合热力学模型的平流层飞艇上升轨迹优化 总被引:1,自引:1,他引:0
针对平流层飞艇的上升轨迹优化问题,综合热力学模型进行了研究.主要分析了飞艇基本热力学行为,研究了蒙皮及内部气体的能量方程并建立了详细的飞艇动力学和运动学模型.在热力学、动力学和运动学分析的基础上,建立了以飞行时间为优化目标的平流层飞艇的轨迹优化模型.利用直接配点法将轨迹优化问题转化为非线性优化问题,再通过非线性求解器SNOPT(Sparse Nonlinear Optimizer)对不同场景的问题进行最优化轨迹求解.优化结果表明:热力学效应对优化轨迹有较大影响,在上升过程中,太阳能辐射为主要影响因素,另外风场也对换热量有一定影响. 相似文献