基于LBM的翼伞伞型曲面化气动特性研究

翼伞是应用于空降空投领域的一类重要气动减速装置,该文总体目标为采用格子玻尔兹曼方法研究不同翼伞曲面化伞型的气动仿真特性。在进行与试验数据的验证后,仿真分析不同伞型的气动曲线,得到其变化趋势和系数值差异。进行详细的流动特性分析对不同伞型的气动特性差异原因,还分析气室、小孔2种气流结构对气动特性的影响。采用传统有限元方法进行补充解释分析。结果充分证明格子玻尔兹曼方法进行翼伞气动仿真的可靠性。加入曲面化的伞型其升阻特性有明显提高,同时反映出气动特性的鲁棒性。气室结构对升阻特性提高有较大影响,而小孔结构影响程度较小。上述结论对翼伞试验和仿真研究具有重要的借鉴和指导意义。

基于弹射救生安全影响因素的弹射过程视景仿真分析

弹射救生技术是在飞机不可挽回状态下拯救飞行员生命的重要技术。通过分析装备方面、人为方面、环境和状态方面的弹射救生安全影响因素,梳理弹射救生的整个过程,提出了视景仿真系统的总体设计,并构建了弹射救生系统发射过程中的弹射出舱阶段、人-椅系统自由飞阶段和救生伞工作阶段的数学模型,对数值仿真得出的数据结果进行了分析,得到了影响仿真中弹射救生关键点的几个因素,运用3DMAX软件和Unity3D软件实现弹射过程的模拟仿真,以便直观形象地展示弹射救生过程。

翼伞后缘偏转过程的流固耦合动力学特性

深入研究翼伞后缘偏转过程的气动与结构耦合动力学问题是解决大型翼伞精确空投系统机动转弯和雀降等操纵动作设计分析的重点内容。首先基于ALE算法和罚函数耦合方法对翼伞后缘偏转过程进行流固耦合动力学建模,之后基于结构化的ALE求解方法和瞬态非线性求解器对翼伞三维模型的单个气室后缘偏转进行仿真验证,预测了后缘偏转运动引起的周围流场流动分离现象。分别针对翼伞后缘单侧下偏和双侧下偏过程的流固耦合行为进行仿真分析,获得全时域内翼伞结构场和周围流场特性动态演化结果,以及翼伞气动性能参数时间历程曲线,发现了后缘下偏过程的操纵延迟现象。最后通过风洞试验对仿真结果进行验证,证明了方法的有效性,为大型冲压翼伞的设计和应用提供理论和技术支撑。

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(Structured Arbitrary 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。

降落伞临界开伞速度研究

为了解航天器用降落伞的使用边界,计算降落伞临界开伞速度,文章基于充气体积理论推导了临界开伞速度的理论计算公式,讨论了影响临界开伞速度的因素。研究结果表明,降落伞临界开伞速度与大气密度、织物透气量、伞衣顶部结构透气量成反比;通过伞绳长度增加,影响伞衣充气进气口尺寸提高降落伞的临界开伞速度;降落伞临界开伞速度与伞衣尺寸的关系和降落伞充气过程底边尺寸有关;在降落伞底边尺寸大于某一临界值时,降落伞临界开伞速度与伞衣尺寸成正比;在降落伞底边尺寸小于某一临界值时,降落伞临界开伞速度与伞衣尺寸成反比。文章基于降落伞临界开伞速度与伞衣充气外形尺寸相关这一理论,提出计算收口状态下降落伞的简化充气外形尺寸方法,计算结果与流固耦合仿真结果一致。文章的研究结论可用于评估降落伞的开伞条件,为降落伞设计、应用提供参考。

环帆伞稳降阶段织物透气性影响数值模拟

为研究织物透气性对降落伞气动性能的影响,将织物的透气性能用Ergun公式描述,建立了含织物透气性能附加源项影响的新型流场动量控制方程,对上述方程进行了数值求解,并和无织物透气性影响的传统模型的数值结果进行了对比。数值结果表明,新型流场动量方程能够得到织物透流速度,该速度明显低于周围有孔出流速度和绕流速度。伞衣尾部存在紧贴伞衣织物的第一尾涡区和尾部中心旋涡对组成的第二尾涡区,织物透气性使第一尾涡区变长,螺旋点增多,旋涡分布更均匀对称,而第二尾涡区尺寸则变小,整个尾涡区变短变窄,提高了伞衣的稳定性。其次,织物透气性使伞衣内侧压力有所降低,外侧负压有所升高,沿伞衣径向压差系数减小,阻力系数小于非透气性伞衣,更接近空投试验结果,该模型可以提高透气性伞衣流场计算的准确性。

超大型组合翼伞开伞性能研究

为深入了解超大型组合翼伞与连续翼伞开伞过程的差异,文章通过数值模拟计算对超大型组合翼伞和连续翼伞的开伞性能进行了对比研究。首先,基于自由曲面变形(Free-Form-Deformation,FFD)理论建立了超大型翼伞的展向折叠模型,然后应用任意拉格朗日-欧拉(ArbitraryLagrange-Euler,ALE)方法对翼伞折叠模型进行了充气过程的流固耦合仿真计算。分析了超大型组合翼伞和连续翼伞充气过程中的伞衣外形、伞衣应力和气室充气规律,深入对比了超大型组合翼伞和连续翼伞的充满时间和开伞动载。研究表明,连续翼伞和组合翼伞的开伞性能差异很小,两者的充满时间相差不大,组合翼伞展开效果更好,动载之差在5%左右。与连续翼伞相比,组合翼伞更易于制造和使用。研究将为超大型翼伞的设计优化提供一定的参考。

带稳定板装置弹射座椅偏航稳定性能研究

针对国内弹射救生领域现状,设计了一种适合于国内某型座椅的弹射救生系统稳定板。运用计算流体力学(CFD)数值计算方法,对改装稳定板前后的人椅系统进行了高速流场下的静态和动态特性分析,并与风洞试验结果进行对比,两者吻合较好。改装稳定板前后的数值计算对比表明:在不对俯仰和滚转性能产生不利影响的情况下,稳定板的改装对人椅系统的偏航性能有比较明显的改善。六自由度动态计算比较真实地模拟了弹射出舱的过程,也进一步验证了稳定板对改善偏航稳定性能所起到的作用。数值计算完全可以应用于弹射座椅的气动研究,同时稳定板的设计对工程上的应用具有一定的参考价值。

基于ALE的降落伞充气过程数值仿真

采用任意拉格朗日-欧拉法(Arbitrary Lagrange Euler method,ALEM)流固耦合方法模拟某模型伞在低速气流作用下充气展开过程。计算获得了充气过程中伞衣应力、流场速度矢量、压力以及伞衣半径变化等结果。与试验对比,开伞过程相同,同样出现了伞衣顶部塌陷、抖动等现象。通过对数值结果的分析解释了伞衣抖动以及风洞试验中伞底拍动产生巨大噪声的原因,同时预测开伞过程中的危险截面。

火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法

建立了一种综合利用分系统历史信息以及少量座椅试验数据的火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法.利用最大熵方法融合分系统可靠性信息,推导了从分系统可靠性矩到系统可靠性矩的计算公式,最后利用Bayes定理评估系统可靠性.采用该方法对某型火箭弹射座椅可靠性进行了评估,在置信水平0.90情况下其可靠度达到了0.951.结果表明,这种方法是有效的,能在少量的整机试验下,获得对火箭弹射座椅可靠性较为准确的评估.

弹射座椅系统外高速流场的数值模拟

对绕弹射座椅系统的高速流场进行了数值模拟。控制方程为雷诺平均的Navier-Stokes方程,空间离散为Osher逆风格式和五步龙格库塔格式,湍流模拟采用了基于M-SST两方程紊流模型的DES方法,计算中采用了区域分裂的并行技术。对来流马赫数分别为0.6,1.2的流场进行了计算,计算结果表明该方法可以较好地模拟弹射座椅系统外的高速流场。

飞行弹射救生中的上肢受力及甩打运动研究

本文研究了在弹射救生中，飞行员未脱手时上肢的受力状况，以及脱手以后上肢的自由甩打运动．建立了上肢三刚体七自由度的模型，用虚位移原理建立了脱手前上肢约束力的方程，用Ｋａｎｅ方法建立了脱手后上肢自由甩打运动的动力学方程．研究了各种弹射状态下上肢的受力情况及上肢的运动规律．

三座飞机弹射救生系统动力参数研究

本文以三座飞机弹射救生系统动力参数为研究对象,对采用前左左发散、前右右发散、后椅不发散轨迹发散方式的三座飞机弹射救生系统弹射出舱动力系统主火箭冲量和发散火箭冲量进行分析。利用数值计算方法对不同冲量的主火箭和发散火箭进行仿真分析,仿真结果表明:主火箭冲量6300N.S,发散火箭冲量150N.S时可以满足三座弹射救生系统轨迹发散要求。同时,0高度0~700km/h弹射速度情况下,人椅出舱后MDRC、俯仰角速度、横滚角速度均满足生理指标要求。

飞机弹射座椅的随机振动响应仿真与试验对比分析

提出了飞机弹射座椅有限元计算的方法,建立了某型弹射座椅的振动计算模型,得到了振动载荷作用下的响应规律,计算结果可作为弹射座椅结构设计的依据。采用灰色关联分析方法,以椅背火箭为例,对椅载设备测点处仿真与试验结果的随机响应加速度均方根值和加速度功率谱密度曲线进行了对比分析。结果表明:椅载设备测点位置处的仿真结果与试验结果吻合较好。

弹射座椅不利姿态控制规律设计

弹射座椅在低空不利姿态下的弹射救生性能是第四代弹射座椅的关键技术,而控制规律算法设计则是姿态轨迹控制的核心问题。提出了一种全新的控制规律设计方法,通过建立弹射全过程的轨迹姿态仿真模型、设计控制参数寻优计算模型,得到离散化的最优控制参数集。利用基于误差逆向传播(BP)算法的多层前馈神经网络模型,获得弹射状态全区间范围内的连续性控制规律算法。以单滚转不利姿态为例,进行了控制规律算法的设计验证。结果表明,采用本文控制规律算法后,弹射座椅在最低安全救生高度性能指标上远远优于多模态控制规律、美俄联合研制的K36Л-3.5型座椅,并基本满足国军际的性能要求。设计方案简单明确,结果算法逼近理论最优值,可以为第四代弹射座椅控制规律设计提供一定的参考意义。

一种伞衣织物透气性快速预测算法

伞衣织物透气性是决定降落伞气动特性的重要因素,因此快速而准确地预测伞衣织物透气性将能够有效减少透气性试验次数并提高降落伞仿真计算可靠性。文章根据降落伞伞衣织物材料的结构特点,基于多孔介质透气性理论提出了一种伞衣织物透气性预测算法,该算法可以在缺乏透气量试验数据的情况下,仅根据伞衣织物厚度和标准透气量大小快速计算得到该伞衣的透气性曲线(压差–透气量曲线)。应用该算法对多种国际上常见伞衣织物材料的透气性进行了计算,并给出了相应透气性参数预测结果。为进一步分析该预测算法的可靠性和适用范围,基于任意拉格朗日–欧拉方法建立了织物透气性仿真试验流固耦合模型,将上述预测得到的织物透气性参数用于仿真试验中,并将预测结果与试验数据进行了对比分析。结果表明,文章提出的算法对常见伞衣织物在中低压差下的透气量具有较好的预测精度,能够方便快速地预测各类不同伞衣织物在降落伞工作过程中的透气性能,可被用于降落伞的工程设计、性能计算、仿真分析等工作之中。

基于混合先验分布的弹射弹Bayes可靠性估计

建立了一种综合利用单元试验数据和系统试验数据的弹射弹B aye s可靠性评估方法。该方法通过建立基于继承因子的混合B e ta先验分布,结合弹射弹试验数据确定后验分布,最后通过后验分布推断弹射弹可靠性。采用该方法及G JB 376-1987方法和传统贝叶斯方法,对某型弹射弹可靠性进行了评估。结果表明,在置信水平0.90情况下,三种方法可靠度评估结果分别为0.9922,0.978,0.996。表明本文方法是有效的,在相同的现场试验情况下,评估结果比经典统计方法更合理。

基于SPH方法的降落伞展开过程数值研究

在降落伞展开过程的数值模拟中,为解决因流场网格畸变需要流场网格重构,而造成大量计算资源消耗的问题。提出了以SPH粒子代替传统网格来描述流场的计算模型,伞衣结构仍采用有限元网格描述,通过二者之间相互穿插实现最终的模型装配,并采用基于罚函数的接触算法实现耦合计算。获得了开伞过程中伞衣结构和流场的动态变化过程。仿真结果表明,开伞后伞顶塌陷和随后出现的"呼吸"现象与风洞试验结果基本一致。验证了SPH方法可以用于降落伞开伞过程计算,为充气织物的数值研究提供了新的参考。

弹射座椅某新型射伞机构工艺的设计路径

为进一步提高弹射座椅安全性和可靠性,提出了一种新型射伞机构,阐述了弹射座椅射伞系统组成结构和射伞机构,然后根据射伞机构原理对活塞缸、活塞和导引筒参数进行了工艺设计,最后针对射伞机构故障无法正常弹出伞包问题进行了分析,通过对各项参数进行优化设计,实现了射伞机构强制弹出伞包的机制,确保了在射伞机构故障情况下伞包可以正常弹出。

侧风对降落伞工况影响的数值研究

侧风对降落伞工作性能有着较大影响。为了研究侧风对降落伞工作过程的影响程度,以C9伞作为研究对象,采用基于拉格朗日描述的有限元网格离散流场和结构场。因此两者材料间的耦合计算可以转化为基于罚函数的接触计算。同时为了减小计算量,采用图形变形方法使计算域始终随伞载系统的运动而运动,而风场速度作为边界条件施加在流场有限元边界网格上,风场边界条件不随流场域的位移而改变。将计算结果与空投试验结果进行对比发现二者基本一致,验证了上述计算方法的可行性,为降落伞的设计提供参考依据。