前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响

充压式翼伞是一种高性能的降落伞，其充气后的形状与飞机的机翼类似。翼伞前缘切口是翼伞区别于机翼的主要特征之一。文章利用CFD工具，对二维翼型剖面的切口模型进行了气动力计算，研究了两个切口参数(切口角度和切口高度)对翼型剖面气动力特性的影响。     

前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响

充压式翼伞是一种高性能的降落伞 ,其充气后的形状与飞机的机翼类似。翼伞前缘切口是翼伞区别于机翼的主要特征之一。文章利用CFD工具 ,对二维翼型剖面的切口模型进行了气动力计算 ,研究了两个切口参数 (切口角度和切口高度 )对翼型剖面气动力特性的影响。     

基于LS-DYNA的三维翼伞参数化建模仿真研究

目前对翼伞气动性能的仿真研究大部分局限在二维翼型剖面或者不考虑伞衣柔性的三维数值仿真研究,因而无法获得较准确的翼伞气动性能参数,不能为工程研究提供借鉴和依据。为了提高翼伞仿真的准确性和效率,文章结合翼伞的设计流程,基于APDL(ANSYS Parametric Design Language)语言对翼伞进行参数化几何建模,生成带前缘切口的翼伞三维几何模型,并自动划分网格生成有限元模型,再利用LS-DYNA求解器进行流固耦合求解,由于仿真求解中考虑了伞衣柔性,因而获得更准确的翼伞气动性能参数。基于MATLAB的GUI(Graphic User Interface)模块建立翼伞参数化设计、仿真平台,并进行了验证,翼伞气动性能仿真参数与翼伞试验数据基本吻合,说明该平台具有一定的可信性。     

基于预处理方法的冲压式翼伞非定常气动特性数值研究

开展绕冲压式翼伞内外一体化流场的二维、不可压、非定常数值模拟。采用预处理的双时间步长方法 ,研究了冲压式翼伞在有攻角飞行时阻力、升力的瞬态特性和非定常旋涡脱落对翼伞气动力的影响问题。气动力特性的计算值与实验结果吻合较好 ,并观察到升力和阻力在大攻角飞行中的周期性变化规律。同时流场的瞬态特性证实上翼面旋涡的发展与运动是导致翼伞气动力脉动的主要原因。计算发现在前缘切口的冲压作用下 ,翼伞内部的压力较高 ,气流几乎保持滞止 ,这是维持翼伞充气外形的主要原因。     

基于预处理方法的冲压式翼伞非定常气动特性数值研究

开展绕冲压式翼伞内外一体化流场的二维、不可压、非定常数值模拟。采用预处理的双时间步长方法，研究了冲压式翼伞在有攻角飞行时阻力、升力的瞬态特性和非定常旋涡脱落对翼伞气动力的影响问题。气动力特性的计算值与实验结果吻合较好，并观察到升力和阻力在大攻角飞行中的周期性变化规律。同时流场的瞬态特性证实上翼面旋涡的发展与运动是导致翼伞气动力脉动的主要原因。计算发现在前缘切口的冲压作用下，翼伞内部的压力较高，气流几乎保持滞止，这是维持翼伞充气外形的主要原因。     

双翼末敏弹尾翼弹性对气动特性影响分析

受安装条件限制,无伞末敏弹尾翼通常很薄,在末敏弹下落过程中,厚度不超过1mm的末敏弹尾翼将在气动力作用下发生一定程度的变形,变形后的尾翼又将对末敏弹气动特性产生影响。文章采用双向流固耦合方法对S-S型双翼末敏弹弹性尾翼进行研究,分析末敏弹气动参数随攻角和速度的变化趋势;采用计算流体力学方法对末敏弹刚性尾翼进行研究。将弹性尾翼与刚性尾翼的末敏弹气动参数进行对比。结果显示,刚性翼、弹性翼末敏弹的阻力系数均随攻角的增大呈准线性递减趋势;刚性翼、弹性翼末敏弹的升力系数均随攻角的增大呈递增趋势。自由飞行试验结果显示,末敏弹的气动参数与弹性翼末敏弹的仿真结果更为贴切。     

翼型伞气动特性风洞试验研究

文章介绍了在8m×6m低速风洞中对某冲压式翼型伞进行的试验研究。文中给出了有关的技术方法,并对典型的试验结果进行了讨论。这一国内首创的风洞试验技术,可为翼型伞设计提供利用其他试验手段难以得到的翼伞操稳特性气动参数。     

冲压翼伞上翼面开缝技术研究进展

上翼面扰流缝驱动是一种新颖的控制冲压翼伞横向和纵向飞行性能的方法。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展,依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布的研究情况与结果进行详细阐述与分析总结,得出结论前缘侧扰流缝在纵向控制方面比后缘侧扰流缝更有效。扰流缝的合理弦向位置大约位于0.15~0.3c(c为翼伞的弦长,0.15~0.3c表示开缝位置与翼型左侧之间的弦向距离)。在扰流缝最大下拉度以内,滑翔比随下拉度增大而线性减小,大下拉度还能使翼伞飞行延迟大约4°迎角失速。扰流缝下拉度很小时存在一定范围的死区,之后转率随着下拉度的增加线性增大。开缝气室数量超过最大开缝气室数量时,翼伞系统变得难以控制,且最大转率会饱和。在最大开缝气室数量以内,随着开缝气室数量增加,扰流缝的有效性随之线性增加。开缝气室离伞衣中心线越远越容易产生高的转率,但是会降低滑翔比的控制性能。相比于其他控制方式,下拉扰流缝所需的力远远要小,能有效减小翼伞控制单元的尺寸,对翼伞的操作有重大的意义。该研究可为翼伞精确空投技术研究提供一定的技术参考。     

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。     

基于滑移网格技术的翼伞动导数分析

翼伞在航天回收领域有着广泛的应用前景,为了提高对翼伞动稳定性认识,文章针对某型号的翼伞进行动导数的分析。基于滑移网格技术,采用计算流体学的方法对翼伞进行了三维数值模拟。重点分析了翼伞做小幅度俯仰、偏航和滚转运动时的动导数,通过改变攻角和减缩频率这两项重要参数,获取了多组力矩系数迟滞曲线,利用时间平均法对非定常气动力数据进行处理,得到了翼伞绕三个坐标轴的阻尼系数。计算结果表明:翼伞在小攻角下做小幅度强迫运动时,在俯仰和滚转方向上阻尼导数为负,翼伞具有俯仰和偏航方向上的动稳定性,在偏航方向阻尼导数为正,翼伞不具有偏航方向的动稳定性;攻角和减缩频率的选取均会影响翼伞阻尼导数的计算结果,其中,攻角的增加不仅能影响迟滞环面积的大小还能影响迟滞环的动态特性,使翼伞的动稳定性发生变化,而减缩频率的改变仅影响迟滞环面积的大小,对偏航方向的动稳定性没有影响。     

降落伞强度空投试验模型的气动–动力学特性仿真

降落伞强度空投试验模型的气动-动力学特性仿真研究对空投试验方案设计和降落伞减速系统性能的考核至关重要。文章运用数值模拟手段分析了空投试验模型的气动特性和气动稳定性,探讨了降落伞开伞前空投试验模型的弹道轨迹和运动姿态的变化,并针对不同飞行攻角下空速管动压测试值与实际开伞动压存在相对偏差所造成的影响进行了分析。结果表明:空投试验模型的轴向力系数在攻角大于4°时有所下降。法向力系数和俯仰力矩系数随着飞行攻角增加以近似线性的方式增大,压心位置后移,气动稳定性良好。在模型投放后至降落伞开伞前的过程中,随着高度下降空投试验模型的速度以近似线性的形式增大,且俯仰角和攻角均存在周期摆动现象。由于飞行攻角的影响,空速管测得的动压值与开伞实际动压存在相对偏差,但相对偏差范围不会超过14%。研究结果可以为降落伞强度空投试验的方案设计提供参考。     

不同攻角下超声速降落伞伞绳的影响研究

文章基于一种简易"浸入边界技术"与流固耦合方法对超声速来流条件下的三维降落伞系统进行了数值模拟。研究中,降落伞系统包括前体和伞体,两者通过伞绳连接。文章的研究目的是分析不同攻角下降落伞伞绳对于降落伞系统周围复杂非定常流场的影响,以及对降落伞性能表现的影响。结果表明:在较小的前体和伞体距离下,由于攻角的影响,非定常流场结构呈现上下不对称,并且上下伞绳激波形成时间不同步。随着攻角的增加,上下面的伞绳激波形成时间出现推迟,并且有变弱的趋势。另外,由于攻角与伞绳的综合影响,伞内表面的时间平均压力分布在5o攻角时最小,而在10o攻角时最大,阻力系数却随着攻角的增加而增加。     

冲压式翼伞滑布控制开伞技术研究

为了研究滑布收口控制对冲压式翼伞开伞动载的影响,文章应用结构化任意拉格朗日-欧拉（StructuredArbitrary Lagrange-Euler,S-ALE）方法对翼伞系统在无滑布收口控制和有滑布收口控制两种情况下进行了开伞过程的流固耦合仿真计算,分析了滑布收口对翼伞开伞过程的影响。结果表明：滑布收口控制可以有效降低冲压式翼伞的充气速度、伞衣应力和开伞动载,开伞动载可以降低33%。但有滑布收口控制时,翼伞的气室饱满程度有所下降,边缘气室饱满程度的下降更明显;由于滑布在开伞过程中对翼伞前后缘伞绳受力的影响有差别,使得某些伞绳出现松弛现象,这会对冲压式翼伞俯仰稳定性有一定影响。通过研究滑布收口控制对冲压式翼伞开伞动载的影响,可以为冲压式翼伞收口技术的设计与应用提供参考。     

超大型组合翼伞与超大型连续翼伞的气动性能对比分析

随着航天回收系统应用需求越来越广,回收物质量也越来越大,对翼伞面积的要求越来越高,超大型翼伞开始受到广泛的关注,然而目前国内外对超大型翼伞的研究较少。对此,文章以超大型连续翼伞和超大型组合翼伞为研究对象,分别对其进行物理建模。采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）的方法,基于k-epsilon湍流模型,分别计算在无下拉、单侧下拉、双侧下拉时超大型连续伞和超大型组合伞的气动特性。研究发现,超大型组合伞在组合处有很明显的气流补充,可以减缓流动分离的情况,增大失速迎角,更适合大攻角的飞行任务,适用范围更广。研究成果可以为以后超大型翼伞的选型提供一定的参考。     

某高亚声速鸭式导弹超临界对称翼型设计研究

为改善高亚声速导弹气动性能,提出了超临界对称翼型概念。该翼型具有前缘钝圆,表面平坦,型面面积大等特点。在跨声速、小攻角状态下,翼型表面大部分区域为超声速区,有效防止了激波出现并减轻了边界层分离程度,进而提高了阻力发散马赫数和升阻比。针对某高亚声速鸭式导弹,采用CFD(computational fluid dynamic)软件求解N-S(Navier-Stokes)方程的方法和基于翼型特征的参数描述(PARSEC)方法优化设计了一种超临界对称翼型,并将其应用于鸭舵和尾翼设计。最后,进行了导弹全弹外形的跨声速风洞试验。结果表明:使用超临界对称翼型的高亚声速导弹具有良好的升阻特性。     

自适应翼型的计算和分析

计算并讨论了不同马赫数（Ma）和攻角(α）下简化的自适应翼型的舵面偏转角的规律。计算中采用代数方法生成计算网络，用有限全积法离散二维可压缩流动的Fuler方程，采用了矢通量分裂Van-leer格式离散无粘通量，用隐式的时间积分和多重网格加速收敛。用数值优化方法取得自适应翼型最优的舵面偏角，并计算其气动特性。为验证自适应翼型增益的效果，计算了双目标优化翼型的气动特性，本文计算了对称圆弧翼型和NACA65A006翼型。计算结果表明，自适应翼型比双目标优化的翼型有更好的气动特性。     

变质心飞行器姿态与弹道性能分析

对变质心飞行器的姿态和弹道性能进行了分析.根据变质心控制原理得到飞行过程中总配平攻角表达式.从该表达式中获得影响姿态的滑块参数,并分析了这些参数对总配平攻角的影响;从气动力矩的角度分析滑块参数对滚动角的影响;根据配平状态下所受到的横向过载,分析了滑块参数对弹道机动能力的影响.分析结果表明,滑块质量比对姿态和弹道的影响最大,质量比增大20%攻角和弹道落点偏差分别增加38%和36%;其次是横向偏移量;最后是轴向安放位置.     

大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究

采用CFD方法对大长径比卷弧尾翼火箭弹流场进行了模拟,对比风洞实验数据,验证了数值方法可靠性.对比单个弹体和翼身组合体的气动特性,得到了卷弧尾翼对全弹气动特性的影响.利用正交设计方法,建立以卷弧尾翼6个几何参数为因素的正交数值实验表,得到卷弧尾翼几何参数对各个气动系数的影响.分析零安装角卷弧尾翼在超音速下零度攻角时流场,指出翼面压力分布差异,得到自诱导滚转力矩产生机理,同时分别指出超音速时其随攻角、曲率半径、展弦比和马赫数的变化趋势.     

高超声速弹性飞行器振动模态自适应抑制技术

为保证超燃冲压发动机的良好进气,需要对高超声速飞行器进行精细姿态控制。针对高超声速飞行器特有的气动参数和结构模态参数不确定性问题,基于自适应模态抑制思想,设计了一种精细姿态控制系统,包括观测刚体模态状态信息的鲁棒H∞滤波器,提高跟踪性能的LQR刚体控制器,实时辨识弯曲模态频率的结构模态观测器和结构滤波器四部分。仿真表明,设计的控制系统在气动参数±20%,模态频率±30%的随机摄动下仍能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证超燃冲压发动机进气道±0.6度的攻角控制精度,满足精细姿态控制的要求。     

减小导弹超声速大攻角斜吹力矩的边条布局及其原理分析

针对正常式布局导弹外形,在保证其它气动性能不变的情况下,提出了一种减小超声速大攻角情况下斜吹力矩的边条布局,使该类导弹在大攻角下实现极高机动能力成为可能。以计算流体力学为主要手段,分析了此种边条布局减小斜吹力矩的作用原理,即边条对翼面局部流场的干扰影响了翼面压力的分布与大小,从而使得翼面的滚动力矩降低。