降落伞充气过程中伞衣外形及流场变化研究

根据降落伞的结构和其在充气过程中的受力特性,以某平面圆形伞为原型,建立了伞衣充气过程中的计算流体力学与结构动力学耦合模型。并采用七孔探针对充满状态的绕流流场进行了定量测量,将该状态的试验结果和计算结果进行对比分析,二者的拓扑结构非常相似,压差系数也相差不大,因此所采用的数学模型是可靠的。在此基础上,对整个充气阶段的流场进行了数值模拟和分析,以详细了解降落伞整个开伞过程中伞衣外形变化及伞衣内外流场的变化情况。研究结果表明:①在初始充气阶段,伞衣展开部分外形基本保持较光滑的直筒形状,而非喇叭形。在主充气阶段:空气首先在伞衣顶部聚集,使伞衣顶部膨胀,然后膨胀部分向伞衣底边扩展,直到伞衣完全张满。②当伞顶孔被气流冲开后,伞衣的结构透气性对流场会产生显著影响。但从内外压力系数的变化来看,透气性对伞衣内滞止压力的影响较小,对伞衣外流场结构的影响较大,从而对伞衣外表面的压力影响较大。③对于此类有伞顶孔的平面圆形伞,当伞衣充气张开后,伞衣尾部出现气流分离,在一个漩涡区内形成两个相反旋转方向的漩涡。且随着伞衣直径扩张,分离区扩大,主流对漩涡区的剪切面积增大,因此漩涡区两个漩涡中外侧的一个漩涡增大,内侧漩涡被挤压至离伞顶更近的区...     

排式充气机翼的高效气动布局研究

为了提高充气机翼的刚度特性,需要采用较大厚度的翼型,但厚翼型气动效率整体上又不太高。探讨一种适用于低速充气类飞行器的排式双翼布局方案,并尝试给予后翼一定的初始安装偏转角,同时还研究了双翼相对位置以及翼型特性对该排式双翼布局方案的影响。数值模拟结果表明,后翼前缘驻点附近的高压区增大了前翼下表面的压力,使此种布局较普通单翼布局在中小迎角范围内可以明显提高飞行器的升力和升阻比,其中迎角4°时可将升阻比提高62.8%,而给后翼2°的偏转角可使将升阻比提高幅度达到70.5%。同时,双翼相对位置对飞行器气动性能的影响较为敏感。此外,翼型厚度越大,弯度越小,所提出的排式双翼布局方案提高升阻比的效果越明显。综合效果来看,文中探讨的布局可为充气飞机的设计提供一个新思路。     

充气天线制作及测试方法研究

分析设计了一个充气可展开天线, 得到初始曲面和裁剪片样式. 制作了高精度的裁 剪、拼接模板, 并用于研制3.2 m口径天线样机. 通过加工的天线调节装置, 将反射器与支撑结构组装在一起. 对索张力的两种调节方法进行了比较分析, 最终采用 张力弹簧调节装置. 利用照相测量系统对反射面进行反复调节, 使天线达到了较高的形面精度.      

充气展开式新型空间回收技术展望

文章介绍了可充气展开技术的概念及其发展情况 ,对基于此技术回收系统的设计进行了探讨 ,提出了在新型热防护材料基础上 ,将充气展开技术和展开控制等方法相结合 ,应用到回收系统中去的新思路 ,并就未来 10到 2 0年间充气展开技术在回收技术中的应用予以展望。     

金属膜片充压翻转的动态仿真方法研究

弧长法是目前膜片翻转仿真使用最普遍的方法,但该方法存在收敛性差、计算效率低等问题。基于理想气体状态方程,建立锥柱形金属膜片充压翻转的流固耦合有限元模型,提出膜片充压翻转的显式动态仿真法。通过与基于准静态分析的弧长法分析结果和实验结果的对比,验证了显式动态仿真结果的合理性。研究了充气速度对膜片翻转过程中压差曲线和偏心程度的影响。所提方法计算效率高,解决了目前仿真分析中存在的收敛性问题,为金属膜片设计提供了一种重要的仿真技术手段。     

降落伞开伞过程正交试验研究

降落伞开伞过程存在的偏差因素可能会导致开伞动压峰值及开伞力峰值出现极大值,从而对回收过程可靠性造成影响.文章以开伞动压峰值及开伞力峰值为试验指标,采用正交试验方法对比分析了不同水平数情况偏差因素对试验指标的影响度大小,得到了试验指标极值及对应的偏差因素取值条件,并分析了忽略系统初始偏航角、初始滚转角、初始角速度等次要偏...     

收口十字形降落伞充气过程动力学建模与仿真

文章用半经验充气时间法对用于某回收器降落伞系统的收口十字形降落伞的充气过程进行了动力学建模与仿真计算,通过参照第一次某回收器飞行试验遥测数据,调整经验参数的值,对动力学模型进行修正。用修正后的动力学模型对第二次回收器飞行试验进行了仿真计算,将仿真计算结果与第二次飞行试验遥测数据的开伞动载以及运动参数进行比较,比较结果具有较好的一致性,证明了动力学模型和仿真计算程序的正确性。     

流构耦合作用下柱状薄膜充气过程的流场

采用Euler-Lagrangian方法,重点研究了柱状薄膜充气过程的流场特性.研究表明:在入口气流速度为50~90m/s,入口气流压力为1.0~1.4MPa条件下,柱状薄膜在充气初始阶段,两端会出现上下摆动的鼓包现象.通过分析柱状薄膜内部流场中的气流组织、涡量输运以及旋涡与激波相互作用,发现气流在充气口附近形成弧形激波,使流动发生偏转.偏转气流在充气口两侧形成旋涡,和激波相互作用形成局部超声速区.另一方面,对柱状薄膜应力分布的研究发现,充入气流造成柱状薄膜顶部与两端的局部应力集中,是影响稳定性与安全性的重要因素.不同入口气流压力与速度条件下柱状薄膜应力分布与摆动情况表明,入口气流压力的变化对安全性的影响相对重要,而入口气流速度对稳定性的影响更加显著.      

飞机轮胎自动充气与检测装置的研制

为了减轻飞机轮胎的充气与检测工作量，提高工作效率，增加操作时的安全性．研制了一种飞机轮胎自动充气与检测装置。试验结果表明，该装置性能可靠、工作安全、使用范围宽、使用效率高，具有国内领先水平。