基于多缝放气自适应流动控制的超声速进气道数值研究

针对一种超声速混压式二元进气道,设计了多缝放气自适应流动控制方案,采用数值方法分别对有放气措施和无放气措施的进气道特性进行仿真对比分析,获得了放气对进气道自起动能力、临界性能及阻力特性的影响规律。结果表明:在进气道内收缩段开设系列放气缝,可以在保证进气道自起动能力的情况下大幅提升其临界性能,同时该种流动控制措施可通过唇口斜激波及其反射激波的移动实现放气量的自适应调节。对比分析发现,所设计的多缝放气流动控制方案,在设计状态下进气道的抗反压能力和总压恢复系数较无放气措施方案分别提高12.15%和7.11%,流量损失和阻力增加仅为0.71%和2.7%;巡航状态下,阻力增幅进一步减小,仅为1%。      

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理

为了探索可变形飞行器机翼以不同方式变后掠时的气动特性差异及其物理机理,对旋转变后掠和剪切变后掠翼身组合体进行了宽广速域的绕流流场数值模拟,并对其气动特性与机理进行了分析。计算中,采用粘性可压缩流动的数值模拟方法和三棱柱-四面体的非结构-结构混合网格。结果表明:剪切变后掠具有优于旋转变后掠的特性,前者在宽广的速域内均具有显著优越的升阻比和阻力,主要原因在于不同变后掠方式所引起的流场结构的显著差异。     

基于动态流体扰动原理的三维滚动航路规划

针对复杂环境中存在运动目标、移动威胁与突发威胁等多种情况,将动态流体扰动算法与滚动优化策略相结合,进行无人机(UAV)三维动态航路规划.基于移动目标运动信息与威胁运动信息引入相对初始流场,用扰动矩阵量化表示障碍物或威胁对相对初始流场的扰动影响,计算相对扰动流场,进而得到实际流场流线即无人机规划航路.充分利用实时环境信息,综合考虑未来运动态势,在有限时域内采用动态流体扰动算法规划出可选航路,然后构建目标函数,滚动优化反应系数,实现在线航路规划.仿真结果表明,该算法能较好地适用于复杂动态环境.      

民用航空涡扇发动机短舱外部阻力试验方法研究

为了发展一种适用于大涵道比民用航空涡扇发动机短舱外部阻力的试验方法,对NACA-1系列轴对称短舱试验进行改进,并在2.4m跨声速风洞中完成了试验研究,获取了某型大涵道比民用航空涡扇发动机短舱在马赫数0.388～0.86的外部阻力,通过数值仿真与试验结果对比,验证了试验方案的可行性.结果表明,经过改进的试验方案的攻角适用...     

无阻力卫星发展现状

以无阻力卫星的发展和相关技术为综述对象,首先介绍了无阻力卫星的概念,并比较无阻力卫星中位移模式和加速度计模式的区别和优缺点;其次分析了无阻力卫星的体系结构,将无阻力卫星控制系统分为无阻力控制回路、悬浮控制回路和卫星本体控制回路;然后描述了无阻力卫星中的检测质量、主要硬件的功能与特性,最后列出了无阻力卫星中主要的关键技术。     

鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位.本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响.实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼.前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性.距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点.近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数.另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性.     

战术导弹零升阻力雷诺数效应及修正方法

叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响,并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法,即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法。修正结果表明,修正方法是可行的,变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理,对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度。     

三维侧压式高超声速进气道阻力特性分析

为了研究三维侧压式高超声速进气道(取喉道以前)的内部阻力特性,采用了数值模拟、流线追踪技术和等动载条件(Ma=4.65～6.65),结果表明:①压差阻力、总阻力均随马赫数的增加而减小;摩擦阻力则随马赫数的增加而增加,其所占比重的最大值不超过20%;②推力效率、推阻比都随马赫数的增加而增大,它们分别增加了13.8%和2.73;③附加阻力随马赫数的增加而减小,在高马赫数下,附加阻力会变成实际意义上的"附加推力".      

底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用

采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响，并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上，结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计，采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强，并进行了风洞实验验证。数值模拟发现，研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果，但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加，而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明，“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数，使全弹阻力系数下降2％～3％。