神舟2号大气密度探测器的探测结果(Ⅰ)日照和阴影区域热层大气密度变化

选用了神舟2号（SZ-2）大气密度探测器在2001年2—4月间的探测数据,进行日照和阴影区域热层大气密度变化的探讨.结果表明:在高度410km附近,日照和阴影区域大气密度变幅为2—3倍,变幅的大小与地磁活动程度呈负相关关系.日照面大气密度峰区位于星下点地方时1400—1500LT的纬度处,峰值大小与太阳活动程度呈正相关关系.阴影面大气密度谷区位于星下点地方时0400-0500的纬度处,同时在±10°纬度区域中还出现了阴影面峰区.     

参量型空气折射率传感系统

本系统分别利用传感器测出空气的温度、气压和湿度三个参量,把测量值用一个通用于不同机型的接口电路连接到微机进行数据处理并计算出空气折射率值。文中叙述了传感器及其检测电路的设计原理,给出了检测和接口电路框图、计算公式和程序流程图。整个系统已通过联机调试和初步的对比试验。     

数值模拟方法对NASA CRM模型阻力预测的影响

在复杂工程外形的数值模拟中，网格类型、规模和分布、湍流模型、数值格式等都会不同程度影响模拟结果。如何评估这些模拟方法对模拟结果的影响，并识别对模拟结果影响较显著的因素，对于CFD的发展方向有积极的借鉴指导意义。为了综合研究不同因素对商用运输机外形阻力预测的影响，以AIAA第六届阻力预测会议外形NASA CRM为研究对象，同时考虑了网格、湍流模型、无黏通量格式和体心梯度求解方法等因素对阻力预测的影响。分析中采用枚举法和正交试验设计两种方法，并使用了基于聚类分析的定性敏感性分析方法和基于Mckay主影响分析的定量方法，识别出对阻力预测影响较大的因素，这为数值模拟方法的发展指明了方向。     

Atmospheric reentry hemisphere prediction for prograde orbits using logical disjunction

A unique logic-based algorithm for atmospheric reentry hemisphere prediction is presented for spacecraft in low-eccentricity, prograde low Earth orbits at altitudes of 300 km and lower. Using two-line element (TLE) data for initial orbit conditions, coupled with coarse estimates for spacecraft aerodynamic characteristics, the algorithm relies on logical disjunction operations based on a dual analysis of histogram and two-weighted Gaussian probability density function (PDF) fits of predicted reentry latitude data. The algorithm requires the execution of a series of parametric simulations to determine the reentry hemisphere for variations in spacecraft aerodynamic coefficients and drag reference area. When implemented, the algorithm yields accurate hemisphere predictions on average 15 days from reentry as demonstrated by historical reentry cases from 1979 to 2018. All reentry cases were selected to demonstrate the algorithm’s ability to deliver accurate reentry hemisphere predictions for spacecraft with varying physical size and mass, and reentering during different periods of solar cycle activity.     

某型飞机阻力伞抛放系统故障模式分析

针对某型飞机阻力伞系统放伞、抛伞故障,通过分析系统的组成、工作原理、常见故障模式以及故障原因,提出了改进建议,为该型飞机阻力伞抛放系统故障的排除提供思路。     

Laminar flow control research at TsAGI: Past and present

This paper presents a brief review of activities in laminar flow control being performed at the Central Aerohydrodynamic Institute named after Prof. N.E. Zhukovsky (TsAGI). These efforts are focused on the improvement of the existing laminar flow control methods and on the development of new ones. The investigations have demonstrated the effectiveness of aircraft surface laminarization applications with the aim of friction drag reduction. The opportunity of considerable delaying of laminar-turbulent transition due to special wing profile geometry and using boundary layer suction and surface cooling has been verified at sub- and supersonic speeds through various wind tunnel testing at TsAGI and during flying laboratory experiments at the Flight Research Institute (LII). The investigations on using hybrid laminar flow control systems for friction drag reduction were also carried out. New techniques of laminar flow control were proposed, in particular, the method of local heating of the wing leading edge, boundary layer laminarization by means of receptivity control, and electrohydrodynamic methods of boundary layer stability control.     

大上翘机身后体设计方法

 在具有大上翘角的运输机机身后体设计中,目前国际上多以上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种主要几何参数作为机身后体的设计原则。以国际上3种典型运输机为研究原型,构造了3种大上翘后体机身模型,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了3种机身的阻力与绕流特性,综合分析了上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种几何参数对机身阻力和绕流特性的影响及其描述大上翘后体形状对阻力特性影响的适用性。研究结果表明：仅占总阻力15％～20％的压差阻力决定机身的阻力特性,机身减阻应从减小压差阻力入手;后体截面形状是影响压差阻力的关键因素,而扁平度不能准确完整地描述后体截面形状对压差阻力的影响,采用近圆度及其沿机身轴线的变化描述后体截面形状的影响更为合理。提出了应以上翘角、长细比、收缩比、近圆度和近圆度沿机身轴线的变化率5种参数为主作为大上翘机身后体设计原则。     

民机翼身整流影响分析与设计研究

针对某民机翼身组合体进行了翼身整流设计,以减弱机翼机身附面层之间的相互干扰,消除翼身结合处气流的分离,改善该民机的阻力性能。将翼身整流的多种设计方案(不同类型,不同安装位置,不同的几何尺寸等)配置到某民机翼身组合体模型上,用CFD方法对其流场进行粘性绕流数值模拟并对结果进行优化分析,得到了针对该民机减阻效果较好的翼身整流设计方案。     

含有SMA弹簧驱动器的可变倾斜角翼梢小翼研究

 针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点,提出一种含有形状记忆合金(SMA)弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构,它能根据飞行状态主动调整小翼的倾斜角,实时优化飞机的阻力特性.采用力-热-应变耦合法设计了所需的SMA弹簧驱动器,并通过有限元仿真与风洞试验验证了变体翼梢小翼的变形能力,最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法.研究结果表明,在飞机的起飞阶段(自由来流流速为26 m/s,迎角为3°),变体翼梢小翼的倾斜角能在1 min内自主完成预定变化过程,倾斜角的最大变化量为23°,控制精度的最大误差为12%,各项指标均符合设计要求.     

运输类飞机巡航阻力CFD计算分析

针对运输类飞机设计过程中的巡航阻力准确预测问题,采用基于多块结构网格求解三维雷诺平均Navier-Stokes方程的并行流动求解器“CCFD-MB”,对AIAA阻力预测小组提供的典型运输类飞机DLR—F6翼身构型进行了CFD计算分析,比较了小同规模网格及不同湍流模型对计算结果的影响;并通过与DLR-F4翼身构型计算结果...