高升阻比翼型的设计

使用解析形状函数法和参数化翼型表示方法,将求解绕翼型流场的N S方程解与优化方法相结合,可设计出新的高升阻比翼型。计算结果表明,设计的新翼型满足设计要求,且获得比原始翼型高得多的升阻比,翼型设计方法是实用的。参数化翼型表示法比解析形状函数法对给定的初始翼型离散数据的准确度影响更小,更适合用于新翼型的设计。

随机风场与升阻比误差对空空导弹可攻击区的敏感度研究

为研究随机风场和升阻比误差对空空导弹可攻击区的敏感度,基于某空空导弹模型与三维比例制导律以及随机风场模型等,通过大规模系统的导弹与目标对抗飞行轨迹仿真,迭代出了该空空导弹在各种(随机干扰)条件下的三维可攻击区.数值飞行仿真表明,随机风场和升阻比误差改变了空空导弹的可攻击区的形状和大小,这表明空空导弹的可攻击区对这些随机干扰具有较高的敏感度,当计算空空导弹的可攻击区时,必须考虑随机风场和升阻比误差,这具有明显的实际工程设计与空战应用的价值.

基于升阻比变化规律的再入高超声速滑翔飞行器轨迹预测算法

针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈近线性增长的规律,给出了升阻比变化函数的形式及拟合方式,并在此基础上设计了轨迹预测算法,最后通过仿真验证了算法的有效性。该算法对反助推-滑翔无动力跳跃飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。

高升阻比乘波构型优化设计

在M∞=6,30km高空条件下,以升阻比为目标函数,进行了锥形流乘波体的黏性优化设计,讨论了影响乘波体升阻比的因素,并对优化结果进行了数值验证．结果表明:对于升阻比最大的黏性优化乘波体,存在最优圆锥角使得源自该基本流场的乘波体升阻比最大;摩阻和波阻处于同一量级;体积率、细长比和展长比都随着基本流场圆锥角的增大而增大．

高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

采用数值模拟方法研究在设计点 (马赫数 6,迎角 0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性 ,以及在非设计点时该乘波体的气动特性 ,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性 .研究表明 :基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的 ;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时 ,可得到乘波体最大升阻比为 3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案 ;

放宽纵向静稳定性对战斗机布局升阻比特性的影响

就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究。文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了两种布局配平升阻比特性不同的原因。研究结果表明:在典型的亚、跨和超声速马赫数下,如果不采用放宽纵向静稳定性技术,鸭式布局由于配平得到的升阻比收益一般低于常规布局的收益;鸭式布局由于采用放宽纵向静稳定性技术得到的配平升阻比收益明显高于常规布局。从配平升阻比特性的角度来看,鸭式布局比常规布局更加适于采用放宽纵向静稳定性技术。

钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响

飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞行器的性能。通过运用数值计算的方法,验证了加大钝化半径可以降低前缘的热流密度,研究了钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响,比较了不同钝化半径情况下飞行器的升阻比变化。研究表明钝化导致飞行器的升阻比下降且随着钝化半径增大升阻比降幅增大。

临近空间高升阻比布局高速气动性能对比

针对临近空间飞行器三类典型的气动布局概念:翼身组合体、翼身融合体和扁平升力体开展对比分析,研究关键几何设计参数对其升阻特性的影响规律.结果表明:翼身组合体布局适用于对升阻比要求比较高,对有效装载容积要求比较低的飞行器设计;扁平升力体布局适用于对有效装载容积要求比较高,对升阻比要求比较低的的飞行器设计;翼身融合体布局适用于对各项性能要求比较均衡的飞行器设计.

低升阻比飞行器月球返回再入轨迹特性分析

月球返回再入轨迹特性与低地球轨道再入轨迹特性具有鲜明的不同,为研究此问题,推导建立了再入问题的数学模型并进行了飞行仿真试验,然后对比分析了低升阻比飞行器月球返回再入的轨迹特性.仿真实验表明,再入角对纵程、热流和过载影响显著,较小的再入角能够改善热流和过载环境;倾侧角翻转对纵程、热流和过载均无明显影响,但对横程影响显著,为纵侧向解耦制导提供了依据;最大峰值热流总是出现在一次峰值过载之前,且随着再入速度减小呈明显减小趋势.据此,再入飞行器在初始下降段实现充分有效的减速后迅速跃出大气,可以改善热流环境.

飞行器升阻比估计误差分析方法研究

升阻比(LDR)是临近空间高超声速飞行器试飞试验时重点考核的指标之一,高精度雷达外测数据是升阻比估计的主要信息源,雷达测量误差到升阻比估计误差之间的传递分析是靶场测控装备论证和试验事后处理需要解决的重点问题。根据高超声速飞行器三自由度运动方程,详细推导了雷达观测到升阻比的变换公式,针对变换高度非线性的问题,采用Unscented变换(UT)实现了对升阻比估计量统计特性的分析,得到了雷达跟踪精度与升阻比精度的误差传递关系。仿真实验表明,文中方法可以实现对临近空间高超声速飞行器升阻比估计误差的分析。

滑板角度组合对两栖车辆升阻比影响的仿真研究

针对两栖车辆水上行驶时不同滑板角度组合对车体升阻比的影响问题,阐述了滑板滑行机理,并基于RANS方程和RNG k-ε湍流模型等计算流体动力学(CFD)理论,提出采用FLUENT和正交分析法进行某两栖车辆车体模型静水航行的三维数值模拟及优化分析。分析了两栖车辆在不同滑板角度组合和不同速度下的阻力和升力特性,得出了两栖车辆升阻比的最优滑板角度组合范围,为两栖车辆的设计及优化进行了有益而深入的探索。

风机叶片升阻比计算方法的研究

利用MATLAB与Fluent软件,对风机叶片翼型的升阻比进行了研究。利用Fluent迭代升力阻力系数,再通过MATLAB拟合各个攻角下的升阻比曲线。通过分析与比较,验证了方法的可行性,从而得到叶片材料选择的依据。

低电阻率、大升阻比BaTiO_3基PTCR陶瓷材料

研究了Sb2O3和Ta2O5双施主掺杂对低电阻率的BaTiO3陶瓷PTC特性的影响。在Sb2O3和Ta2O5的摩尔分数分别为0.1%和0.01%时,得到了室温电阻率为4.59 Ω·cm,升阻比为3.4的优质PTCR陶瓷材料。通过XRD 、SEM显微结构分析;复阻抗测试,估计晶粒和晶界电阻值,探讨了Sb2O3和Ta2O5的作用机制。

基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法

针对制导炸弹无动力飞行特点和多数增程方法计算量大的问题,提出了基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法。该方法通过控制俯仰舵偏角来调节攻角的大小,使弹体产生向上的升力从而实现增程。仿真结果表明:采用最大升阻比法设计的滑翔增程弹道计算量小,增程效果显著,制导炸弹射程是常规航空炸弹的3倍。

外形参数对翼身融合水下滑翔机的高升阻比特性影响研究

针对翼身融合水下滑翔机,分析了各种外形参数对其升阻比的影响大小排列,以提高外形设计效率.首先,基于势流理论和粘性修正,提出一种可实现翼身融合水下滑翔机外形参数大变形情况下的升阻比快速计算方法;然后,采用最优拉丁超立方设计进行外形参数的高效均匀采样,并建立多元二次回归模型对样本数据进行最小二乘拟合;最后,根据归一化的回归模型系数,得到不同外形参数对升阻比的影响率大小排列.结果表明,扭转角、攻角及两者的耦合参数对升阻比的影响显著,在翼身融合水下滑翔机外形设计时应优先调整.

新型无尾翼水下滑翔器升阻比性能的研究

采用标准k-ε两方程涡粘性模型,压力的隐式算子分割算法（PISO）求解时均Reynolds方程（RANS）,对三种新型无尾翼水下滑翔器的升阻比性能进行研究。先对滑翔器摩擦阻力的CFD模拟结果与理论计算结果进行对比分析,验证CFD模拟结果的合理性与可靠性;再对不同迎流速度、不同速度攻角下的试验工况进行数值模拟,分析不同试验工况下滑翔器的粘压阻力与升力,得到不同试验工况下滑翔器的升阻比性能。研究结果表明,新型无尾翼水下滑翔器在5°~15°攻角区间内具有良好的升阻比,小攻角下圆碟型和飞碟型滑翔器的升阻比性能优于椭圆型滑翔器,而大攻角下椭圆型滑翔器相对其它两种具有更佳的升阻比性能,为新型无尾翼水下滑翔器升阻比性能的研究提供一定的思路。

潮流能水轮机翼型升阻比与空化性能优化研究

以NACA63-018翼型为研究对象,分别采用贝塞尔曲线和NURBS曲线对翼型进行参数化构造,通过对比选用拟合精度更高的NURBS曲线。以水轮机空化系数σ′为优化目标,同时兼顾升阻比,采用多目标遗传算法和数值模拟手段进行多目标优化设计。对优化后的翼型与原始翼型在多攻角工况范围内进行水动力学特性分析,通过XFOIL验证优化后翼型升阻比性能;利用CFD软件对优化前后翼型空化流场进行瞬态模拟,对比两者空化性能。分析结果表明,优化后翼型相比较,原始翼型空化性能和升阻比均得到进一步提高。

风力机最佳攻角与最大升阻比攻角非等同性研究

为提高风力机风能利用率,追求最大风能利用系数,对水平轴风力机最佳攻角与最大升阻比攻角的非等同性进行了理论分析,并采用叶素动量理论对其进行实例论证,以及通过计算流体力学(CFD)对结论进行仿真验证。研究结果表明,二者具有非等同性,最佳攻角略大于最大升阻比攻角,处于最佳工作点的风力机具有更高的风能利用系数,同时具有最大的速度比阈值区间。研究进一步发现,对于目前工作于最大升阻比攻角状态的风力机,通过减小叶尖速比的方式可以使其过渡到最佳攻角状态。

风力发电机翼型升阻比的计算

利用大型有限元分析软件ANSYS流-固耦合模块中的物理环境法对风力发电机叶片翼型放置于风场中进行模拟分析,通过各种尝试、比较,找到了一种相对接近实际翼型升阻比的计算方法。

具有小升阻比的载人飞船返回舱的气动外形选择

本文论述了载人飞船返回舱的选形设计问题,对返回舱的类型和基本设计参数作了分析比较。文中还对截锥形返回舱的气动优点和主要气动特性作了详细描述,