锥形降落伞开伞过程流动结构相互作用的数值模拟

根据多结点开伞模型建立了锥形降落伞系统的变形动力学方程组来对充气过程中的伞衣柔性体变形过程进行模拟.结合多结点模型动力学方程结算代码和计算流体力学软件,对降落伞的充气过程进行流固耦合动态仿真,从而得到充气过程中伞衣外形和流场的变化,以及充气时间、下降速度变化和下降距离等相关数据,与国外研究成果相吻合.      

高速列车模型编组长度和风挡结构对气动阻力的影响

采用风洞试验的方法,分别对高速列车试验模型2～6车编组状态下的各节车厢气动阻力的分布规律,以及2种不同结构外形的风挡对3车编组列车模型各节车厢气动阻力的影响进行了研究。结果表明：当编组长度大于3车,头车、尾车的阻力系数随编组长度的增加变化较小,中间车的阻力系数约为0．1。1节头车＋N节中间车＋1节尾车的全车气动阻力系数,可用3车编组模型试验的头车阻力系数＋0．1×N＋尾车阻力系数之和进行估算。高速列车风洞试验模型分别采用风挡1和风挡2两种风挡,只是使得气动阻力在各节车厢之间形成不同的分配,对由各节车厢相加形成的全车气动阻力的试验结果影响很小。     

阻力伞高原气动力增大机理与控制方法研究及验证

针对飞机高原着陆释放阻力伞气动力增大机理与控制方法开展了研究与验证。首先,分析了阻力伞高/平原开伞动载情况。然后,对阻力伞高/平原拉直力进行了研究,理论推导出开伞过程中拉直力随海拔高度增加而增大;通过试验现象研究指出采用先拉伞衣法,拉直过程中主伞衣不加约束控制的随机充气,在提前充气阻力特征达到一定条件下,拉直力的数值会超过开伞动载,并分别在平原地区进行了调研取证和高原地区专项试验验证。最后,针对高原试验中阻力伞轴颈断裂问题,提出了加装伞衣套约束主伞衣提前充气控制拉直力增大的方法,并进行了试验验证。研究成果表明,对阻力伞高原开伞过程气动力增大机理与控制方法的研究及验证的结果是一致的,措施是有效的。     

基于伞载多体动力学的降落伞开伞过程研究

针对降落伞开伞过程中柔性大变形、强非线性和强耦合性的特点,采用伞载多体动力学方法,以充气时间为自变量,分别建立拉直、充气和稳降3个阶段的动力学模型。对降落伞开伞过程中物伞系统运动学和动力学进行数值分析,研究降落伞开伞过程,通过某型号降落伞飞行试验验证,表明：基于多体动力学的降落伞开伞过程计算简单方便,能够快速指导降落伞的设计迭代,计算结果可以很好地体现降落伞的开伞特性。     

冲压翼伞充气过程的数值模拟

基于冲压翼伞的MSD模型,采用流场、结构松耦合方法对冲压翼伞的充气过程开展数值模拟研究。通过将冲压翼伞简化为二维的伞衣剖面,分析单个伞衣剖面受到的气动力、重力和应力,并离散作用于由弹簧阻尼连接的质点上,建立了伞衣多节点模型,编写了多节点模型动力学方程组解算代码。结合流场计算得到的伞衣充气过程表面的气动力,对充气过程进行了动态仿真,初步分析了翼伞充气过程伞衣外形、流场和气动特性变化特点。     

折叠球形气囊展开过程仿真

球形气囊展开和折叠过程复杂,采用实验手段研究其展开过程存在诸多不便。建立以单侧内折方式折叠的球形气囊数值分析模型,研究球形气囊折叠后充气展开的动态应用特性,比较相同充气条件不同折叠层数和相同折叠层数不同充气条件下气囊展开动态特性的差异;对影响气囊展开过程中体积和内压曲线变化的因素进行分析,分别讨论折叠层数、充气速率和充气量对球形气囊动态特性的影响。结果表明:单侧内折折叠次数增多会导致气囊内压最大值增大,应用时设定气囊折叠次数应考虑气囊材料最大内压承受能力;充气速率和充气量均会影响气囊展开的稳定性,充气速率的影响主要在充气及气囊展开初期阶段,而充气量的影响主要在充气完成后的自由展开阶段。     

降落伞开伞过程的数值模拟

正降落伞实际开伞过程是在有限质量条件下进行的,降落伞的下降速度取决于伞系统的加速度即取决于伞系统重力与气动阻力的合力,而降落伞的气动阻力又取决于其下降速度。本文将用自主开发的软件对单具名义直径为83.5英尺(25.45m)的环帆伞的主充气过程进行三维动态仿真,并将开伞动载、投影面积变化等与试验结果进行对比,以验证数学模型的可靠性。1环帆伞结构本文所采用的环帆伞数据由513厂提供。单具降落     

大迎角侧向力控制的一种新方法探索研究

本文提出了运用充气气囊控制飞机头部大迎角分离涡的思路,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的飞机大迎角流场。计算结果表明,通过飞机头部增设充气气囊,可以改变飞机大迎角分离涡的强度和空间涡轨迹,其意义在于一方面可以通过充气气囊获得希望的某个方向侧向力;另一方面通过充气气囊的变化,可以实现对侧向力大小的控制。这种充气气囊控制分离涡的技术思路具有成本低、不破环飞机外形和实现方便的优点,为飞行器大迎角侧向力的控制探索了一条新的途径。     

充气囊体力学性能试验研究

针对充气囊体在较高气压下具有显著的非线性大变形特征、且囊体为柔性结构变形测量困难的问题,采用非接触式全场应变摄影测量系统,测试了充气囊体在不同充气压力作用下的变形特性,得到了充气囊体表面不同区域薄膜应力随囊体尺寸、充气压力变化规律,验证了充气囊体在载人条件下的承压安全性,并得到了不同尺寸充气囊体的压力容限。     

平衡风速下十字形伞弹系统姿态摆动分析

以一定高度和速度飞行的母弹从其伞弹舱中抛撒伞弹系统群,各个伞弹系统的姿态摆动情况将影响其落点及落角,进而影响其作战效能。采用立式风洞试验和非定常数值仿真(CFD),分析平衡风速下十字形伞弹系统的姿态摆动情况。通过立式风洞试验,可确定柔性伞的外形、伞弹系统的阻力系数和摆动频率,并创新"拉拽式"试验模型的约束方法;采用基于三维N-S方程的CFX软件,进行伞弹系统非定常数值仿真,分析其摆动机理。结果表明:数值仿真得到的阻力系数、法向力系数、侧向力系数及其摆动频率,均与风洞试验结果相吻合,即数值仿真结果能够反映风洞试验中伞弹系统的摆动情况;伞弹系统的流场极不稳定,伞衣内部有一对方向相反、强度交替变化的旋涡,伞衣外部存在不稳定分离流动,二者相互关联,使得气动参数呈周期性波动,导致伞弹系统的姿态摆动。     

利用风洞试验研究冲压翼伞的升阻特性

冲压翼伞的风洞试验是研制冲压翼伞过程中的一项重要内容。介绍了投物用冲压翼伞风洞试验的特点及发展,着重讨论了这类冲压翼伞的升阻特性,通过理论计算与试验结果的比较,分析了柔翼与刚性翼之间的差异,得出了升阻比最佳点,同时,还分析了冲压翼伞各部分阻力的构成情况,提出了减少阻力的主要措施。     

Effect of flexibility on unsteady aerodynamics forces of a purely plunging airfoil

Introducing flexibility into the design of a vertically flapping wing is an effective way to enhance its aerodynamic performance. As less previous studies on the aerodynamics of vertically flapping flexible wings focused on the lift generated in a wide range of angle of attack·a 2D numerical simulation of a purely plunging flexible airfoil is employed using a loose fluid–structure interaction method. The aerodynamics of a fully flexible airfoil are firstly studied with the flexibility and angle of attack. To verify whether an airfoil could get aerodynamic benefit from the change in structure, partially flexible airfoil with rigid leading edge and flexible trailing edge were further considered. Results show that flexibility could always reduce airfoil drag while lift and lift efficiency both peak at moderate flexibility. When freestream velocity is constant, lift is maximized at a high angle of attack about 40° while this optimal angle of attack reduces to 15° in drag-balanced status. The airfoil drag reduction, lift augmentation as well as efficiency enhancement mainly attribute to the passive pitching other than the camber deformation. Partially deformed airfoil with the longest length of moderate flexible trailing edge can achieve the highest lift. This study may provide some guidance in the wing design of Micro Air Vehicle (MAV).     

内装式空中发射运载火箭重力出舱运动分析

对运载火箭重力出舱方式进行了详细研究,给出了阻力伞和载机姿态的选取方法,结合气动力数值计算,分析了分离过程中载机、运载火箭和阻力伞之间的相互影响,为进一步研究及工程实践提供了理论依据.     

凹半球降落伞模型起动载荷的研究

 在用氢泡法观测凹半球降落伞模型的流场时,我们还用单分力应变天平对其进行了阻力测量。通过测量及理论分析,得出加速起动期间最大阻力F_(max)和附加质量引起的力F_a之比与无量纲参数U_(max)~2/ad之间的关系。此外,还研究了与最大阻力有联系的一些流动现象。该试验有助于深入了解降落伞的动稳定性与开伞动载方面的内在联系。     

柔性热防护系统及相关热考核试验

柔性热防护系统为高超声速充气气动减速器的防热需求而发展,主要为大质量地球再入及未来火星的进入、下降和着陆系统的防热而研发。本文介绍了美国针对高超声速充气气动减速器已经进行和正在策划的飞行试验情况以及火星进入、下降和着陆系统对柔性热防护系统的使用热环境需求。对柔性热防护系统的基本组成进行了介绍,详细描述柔性热防护系统的相关热考核试验。     

救生伞收口性能分析

通过对ACESⅡ弹射座椅所使用的C－9伞收口速度补偿曲线的理论。分析了救生伞采用收口技术后,＿能在高速状态下降低开伞动载,在低速状态下不降低最低安全高度的原因;并对国产ＨＴＹ－4型弹射座椅装备了收口的救生－13型伞后的性能进行了估算。假如收口阻力特征等于210m2、收口时间等于10ｓ则在3000m高度上开伞动载将减小40％;并论述了收口阻力特征和收口时间选取的原则。     

DS—1型动力升降伞的研制

本文介绍的动力长降伞的研制是在充分的气动、飞行、强度试验基础上，进行精心的总体设计和另构件及系统设计。以满足和达到人机飞行器的设计性能指标。     

速度对火星用盘缝带伞超声速开伞性能影响

基于LS-DYNA软件中的时－空守恒元／解元算法（即CE／SE算法）对降落伞在火星大气环境下的超声速开伞性能进行研究。通过数值仿真探讨来流速度对其性能的影响,为火星用盘缝带伞的设计提供参考。通过对各马赫数下伞衣的外形、投影面积、阻力系数和伞衣表面应力的情况进行比较,得出以下结论：随着来流速度的增加,降落伞的投影面积先增大后减小,在1．6马赫左右最大;阻力系数随着来流速度的增加也先增大后减小;伞衣表面应力在伞衣带和伞衣盘的中部区域最大,随着来流速度的增加,表面的最大应力值也逐渐增大。最后,研究了伞绳长度对降落伞性能的影响。     

Effect of Martian atmosphere on aerodynamic performance of supersonic parachute two-body systems

Supersonic flows around parachute two-body systems are numerically investigated by solving the compressible Navier-Stokes equations. In the present study, both rigid and flexible parachute models are considered, which comprise a capsule and a canopy. The objective of the present study is to investigate the effects of the Martian atmosphere on the unsteady flows produced by these parachute two-body models and the structural behavior of the flexible canopy. It was found that in the Martian atmosph...     

带伞空降风洞试验中稳定伞的模拟研究

为了更加真实地模拟空降初期过程,在国内率先对带伞空降风洞试验中稳定伞的模拟方法进行研究,包括稳定伞相似参数的确定、阻力系数的模拟。主要讨论一种在伞模型末端系配重并进行自由落体试验的方法来测量伞阻力系数,并通过在伞顶开孔来调整伞阻力系数,最后采用调整后的伞模型进行风洞试验验证。结果表明:该方法可精确测量伞阻力系数,改变伞顶孔大小能有效调整伞阻力系数,且伞顶开孔可使稳定伞的下落过程更稳定;试验结果符合真实空降时近机身复杂绕流运动流场特性,与空降视频中空降轨迹发展规律相一致,表明所论述的稳定伞模拟技术是可行的。