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升力体构型的边缘钝化方法及气动性能分析
1
作者
杨雨欣
陈烨斯
+1 位作者
杨华
吴昌聚
《浙江大学学报(工学版)》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023年第6期1242-1250,共9页
升力体构型的尖锐边缘会产生恶劣的气动热环境,影响飞行器的结构强度并产生热应变和材料烧蚀现象,为此提出通过外切圆延伸钝化升力体的方法.对钝化前后构型进行数值模拟,通过灵敏度分析,研究钝化前后各设计参数对升阻比、壁面最大热流...
升力体构型的尖锐边缘会产生恶劣的气动热环境,影响飞行器的结构强度并产生热应变和材料烧蚀现象,为此提出通过外切圆延伸钝化升力体的方法.对钝化前后构型进行数值模拟,通过灵敏度分析,研究钝化前后各设计参数对升阻比、壁面最大热流、容积、容积率的影响规律.以升阻比、容积、容积率的最大化为目标,优化未钝化外形.采用一致钝化法、非一致钝化法钝化优化后外形的尖锐边缘,分析钝化对气动力热特性的影响,对比2种钝化方法生成外形的气动性能差异.计算结果表明:钝化不会改变设计参数对气动性能的影响规律.钝化半径越大,壁面最大热流密度越低,对热流的缓解能力越弱.边缘一致钝化后,下表面高压气体泄漏至上表面,升阻比下降,容积率升高.边缘非一致钝化后,相比未钝化外形,升力体下表面高压气体泄漏减少,升阻比略有升高,最大热流密度升高但远小于未钝化时的最大热流密度. 2种钝化方法均对热环境有明显的改善作用.
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关键词
升力体
气动性能
钝化方法
一致钝化
非一致钝化
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职称材料
升力体飞行器飞行航区安全性精细化评估方法研究
2
作者
戴世聪
王美利
+1 位作者
薛鹏飞
薛妙轶
《航天控制》
CSCD
北大核心
2023年第2期68-73,共6页
在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态...
在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态和经历的飞行剖面对故障概率带来的影响。文中将残骸散布评估问题转换为升力体飞行器分时段可靠性计算与飞行仿真计算问题,并给出了相应计算方法以及仿真算例。该方法能够用于各类升力体飞行器的飞行试验安全性分析。
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关键词
升力体
飞行器
可靠性
飞行试验
安全性风险
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职称材料
高超声速升力体气动力气动热数值计算
被引量:
22
3
作者
王发民
沈月阳
+2 位作者
姚文秀
刘宏
雷麦芳
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001年第4期439-445,共7页
升力体气动布局 ,由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性 ,越来越受到气动工作者的重视 ,本文应用张涵信院士的NND格式思想 ,用数值模拟的方法对类似于美国X 33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是...
升力体气动布局 ,由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性 ,越来越受到气动工作者的重视 ,本文应用张涵信院士的NND格式思想 ,用数值模拟的方法对类似于美国X 33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是在粘性项的离散和表面热流率的计算中应用了散度和梯度的积分定义 ,避免了数值计算的奇异性 ,保证了通量守恒 ,提高了计算效率。结果表明气动热计算结果与美国同类飞行器结果接近 ,驻点热流率与经典理论结果一致。
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关键词
升力体
飞行器
有限
体
积TVD格式
气动
力
气动热
数值计算
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职称材料
升力体机动飞行器气动布局概念设计
被引量:
10
4
作者
唐伟
曾磊
+2 位作者
冯毅
肖光明
桂业伟
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011年第3期370-373,共4页
开展高超声速机动飞行器的气动布局概念设计研究,提出一种新的升力体机动飞行器气动布局方案,进行了机体的优化设计,并进行了控制舵的匹配设计,研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻...
开展高超声速机动飞行器的气动布局概念设计研究,提出一种新的升力体机动飞行器气动布局方案,进行了机体的优化设计,并进行了控制舵的匹配设计,研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的机动控制效率,是高超声速飞行器实现高机动的潜在可行方案。
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关键词
升力体
气动布局
优化
机动
再入飞行器
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职称材料
用红外热图技术进行升力体模型气动热特性试验研究
被引量:
6
5
作者
曾学军
李明
+2 位作者
刘太奎
李四新
彭治雨
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2004年第4期494-498,503,共6页
本文在介绍模型表面热流测量方法的基础上,重点介绍了红外热图技术测量的优点,并对红外测温原理、高超声速低密度风洞、红外热像仪、试验模型、数据处理方法等进行了叙述。在M∞=16,P0=1500kPa,T0=923K,α=0°、30°迎角的试验...
本文在介绍模型表面热流测量方法的基础上,重点介绍了红外热图技术测量的优点,并对红外测温原理、高超声速低密度风洞、红外热像仪、试验模型、数据处理方法等进行了叙述。在M∞=16,P0=1500kPa,T0=923K,α=0°、30°迎角的试验条件下,获得了半球圆柱模型、升力体模型表面对流换热系数分布,并把半球圆柱模型的红外测热结果与Lees分布结果进行了分析比较,结果表明当40°<θ<80°时,半球圆柱模型红外测热结果与Lees分布结果符合得比较好。最后对对流换热系数测量不确定度进行了初步分析。升力体模型对流换热系数测量不确定度大致为15%左右。
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关键词
升力体
气动热
迎角
高超声速
对流换热系数
热流
风洞
圆柱
试验模型
基础
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职称材料
升力体外形设计的代理模型优化方法
被引量:
13
6
作者
张珍铭
丁运亮
刘毅
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第7期1435-1444,共10页
面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计...
面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
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关键词
飞行器概念设计
升力体
类型函数/形状函数
代理模型
多目标优化
气动外形优化
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职称材料
新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究
被引量:
5
7
作者
李治宇
唐志共
+2 位作者
杨彦广
袁先旭
唐小伟
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015年第1期48-53,共6页
参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究...
参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。
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关键词
融合
升力体
参数化
升
阻比
优化设计
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职称材料
类X-38升力体运载器气动布局概念设计
被引量:
5
8
作者
唐伟
冯毅
+1 位作者
宁勇
桂业伟
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011年第5期555-558,共4页
开展升力体运载器的气动布局概念设计研究,利用二次曲线横截面及模线设计方法,提出一种类X-38升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比...
开展升力体运载器的气动布局概念设计研究,利用二次曲线横截面及模线设计方法,提出一种类X-38升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案。
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关键词
升力体
气动布局
运载器
概念设计
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职称材料
升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究
被引量:
4
9
作者
许晓斌
舒海峰
+2 位作者
徐筠
谢飞
孙鹏
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第1期86-90,共5页
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需...
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。
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关键词
吸气式飞行器
升力体
喷流模拟
气动
力
风洞试验技术
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职称材料
升力体高超声速飞行器横向气动特性研究
被引量:
5
10
作者
高清
李建华
李潜
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2015年第1期43-48,共6页
升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风...
升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。
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关键词
升力体
高超声速飞行器
横向稳定性
非对称转捩
风洞试验
多尺度
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职称材料
综合离心力/气动力的升力体高超声速飞行器纵向运动建模研究
被引量:
11
11
作者
鲍文
姚照辉
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期128-133,144,共7页
针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、...
针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、稳态特性与动态响应的影响。分析表明:对于高超飞行器,离心力等惯性力对升力的贡献已到了相当的比例,在建模时必须考虑;对飞行器高度、俯仰动态模态影响剧烈,同样需要特殊对待。
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关键词
综合离心
力
/气动
力
升力体
高超声速飞行器
纵向运动建模
地球曲率半径
离心
力
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职称材料
过载限制条件下升力体再入大气层弹道优化设计
被引量:
3
12
作者
和争春
何开锋
朱国林
《弹道学报》
EI
CSCD
北大核心
2007年第2期8-12,共5页
研究了升力体航天器再入大气层的弹道优化设计问题,提出了过载约束条件下再入弹道的优化设计思路,给出了最优弹道随高度变化的绕速度轴滚转角大小的计算方法.算例表明,从过载变化规律、高度变化规律及再入飞行总时间方面看,该文提出的...
研究了升力体航天器再入大气层的弹道优化设计问题,提出了过载约束条件下再入弹道的优化设计思路,给出了最优弹道随高度变化的绕速度轴滚转角大小的计算方法.算例表明,从过载变化规律、高度变化规律及再入飞行总时间方面看,该文提出的弹道优化设计方法明显优于传统的设计方法.
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关键词
升力体
航天器
再入大气层
优化设计
过载约束
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职称材料
数值模拟类升力体外形高超声速粘性绕流
被引量:
5
13
作者
刘伟
刘君
《国防科技大学学报》
EI
CAS
CSCD
2000年第5期12-14,共3页
采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼外形的空间网格。最后给出了类升力体外形在M∞ =8 0 ,α =2 0°下的流场计算结果。
关键词
类
升力体
高超声速流
数值模拟
NAVIER-STOKES方程
粘性绕流
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职称材料
升力体布局飞行器BTT协调转弯驾驶仪研究
被引量:
2
14
作者
李强
童伟
+2 位作者
王晓晖
贾平会
王永海
《航天控制》
CSCD
北大核心
2016年第5期52-58,共7页
针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾...
针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾驶仪结构,保证系统的快速性及稳定性。论证了内回路侧滑角速度反馈能使干扰收敛至零的本质,并利用偏航角速度+前馈补偿近似构造侧滑角速度反馈,确保方法的工程可实现性。仿真结果表明,该驾驶仪结构能实现转弯过程中侧滑快速归零,提高协调转弯能力,鲁棒性较强,具有一定工程应用价值。
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关键词
升力体
布局飞行器
BTT控制
协调转弯
回路设计
侧滑角速度反馈
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职称材料
升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究
被引量:
1
15
作者
高清
李建华
李潜
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015年第3期392-396,共5页
为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的...
为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的周期性特征,且对试验结果的谱分析发现,在多种气动状态下,都存在除机械振动频率外的三个振动频率,将滚转力矩表达为此三个频率余弦和的形式。该滚转非定常气动力矩数学模型捕捉了试验的基本趋势涵盖了其主要的量值范围,反映了升力体高超声速飞行器横向流场扰流的多尺度和周期性特征。
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关键词
升力体
高超声速
滚转
力
矩
非定常气动
力
建模
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职称材料
基于遗传算法的升力体外形优化设计
被引量:
5
16
作者
解静
白鹏
李永远
《气体物理》
2020年第4期31-36,共6页
升力体由于低热流率再入物理特性和高效的内部容积利用率,是高超声速飞行器气动外形的一种典型布局.文章对升力体飞行器进行参数化数值建模,并提取其表征外形的参数作为设计变量,综合考虑飞行器再入过程中的气动力、气动热、容积利用率...
升力体由于低热流率再入物理特性和高效的内部容积利用率,是高超声速飞行器气动外形的一种典型布局.文章对升力体飞行器进行参数化数值建模,并提取其表征外形的参数作为设计变量,综合考虑飞行器再入过程中的气动力、气动热、容积利用率及稳定性等性能指标.运用多目标混合遗传算法对升力体进行了多变量、多约束下的气动外形优化设计,获得了再入飞行器外形的最优Pareto解.数值模拟结果表明,典型状态下最优Pareto解与CFD结果相差12%,验证了优化结果的准确性.
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关键词
升力体
外形优化
多目标遗传算法
数值模拟
参数化
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职称材料
碟形升力体流场数值模拟分析
被引量:
1
17
作者
王林林
高歌
《郑州大学学报(工学版)》
CAS
北大核心
2014年第4期116-119,共4页
为了获得碟形升力体的流场特征和发展规律,以风洞试验数据为验证,通过数值模拟的方法分析了碟形升力体的流场特性和发展规律,同时也对它的失速特性进行了研究.结果表明,碟形升力体流场具有稳定的涡系结构,涡升力对碟形升力体升力的贡献...
为了获得碟形升力体的流场特征和发展规律,以风洞试验数据为验证,通过数值模拟的方法分析了碟形升力体的流场特性和发展规律,同时也对它的失速特性进行了研究.结果表明,碟形升力体流场具有稳定的涡系结构,涡升力对碟形升力体升力的贡献明显,且随迎角增大而增大,4°迎角时涡升力占总升力的8%,40°迎角时涡升力占总升力的30%.碟形升力体的失速迎角达到了40°,优于常规飞机.
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关键词
升力体
流场
诱导流动
数值模拟
失速
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职称材料
升力体布局飞行器偏航气动增稳方法研究
被引量:
1
18
作者
赵俊波
沈清
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第3期322-326,共5页
针对升力体飞行器偏航弱稳定性问题,提出了一种基于当地侧向流动膨胀/压缩原理的偏航气动增稳方法。通过对升力体后体侧缘进行曲线切削,造成切削表面流动先膨胀后压缩的气动效应,从而使得侧向气动力后移,以此实现航向压心后移、偏航静...
针对升力体飞行器偏航弱稳定性问题,提出了一种基于当地侧向流动膨胀/压缩原理的偏航气动增稳方法。通过对升力体后体侧缘进行曲线切削,造成切削表面流动先膨胀后压缩的气动效应,从而使得侧向气动力后移,以此实现航向压心后移、偏航静稳定性提高的目的。采用数值方法对单锥升力体布局进行了方法验证,算例表明较小的侧面切削可以大幅提高中小攻角状态偏航静稳定性,但也同时会不同程度地降低飞行器纵向静稳定性、升阻比以及横侧静稳定性。本方法在改善升力体布局航向静稳定性的同时,具有不带来航向附加气动安定面的优点,可引入相关布局设计优化之中。
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关键词
升力体
偏航稳定性
气动增稳
切削
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职称材料
类升力体外形俯仰阻尼特性数值研究
被引量:
1
19
作者
刘伟
牟斌
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001年第3期331-337,共7页
采用有限差分方法求解薄层近似的非定常Navier Stokes方程 ,定常流场采用交替方向隐式分解的NND格式 ,非定常流场采用四步Runge Kutta方法 ,在保证时、空二阶精度前提下引入变系数残值光顺技术提高非定常流场计算效率 ,复杂带翼外形的...
采用有限差分方法求解薄层近似的非定常Navier Stokes方程 ,定常流场采用交替方向隐式分解的NND格式 ,非定常流场采用四步Runge Kutta方法 ,在保证时、空二阶精度前提下引入变系数残值光顺技术提高非定常流场计算效率 ,复杂带翼外形的空间网格通过求解抛物化的椭圆型方程生成。
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关键词
Navier-Stokes方程
非定常流动
数值模拟
俯仰阻尼导数
类
升力体
外形
动导数
Etkin理论
可重复使用运载器
RLV
X-33缩比验证机
飞机
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职称材料
碟形升力体低速气动性能风洞试验研究
被引量:
1
20
作者
王林林
高歌
《科学技术与工程》
北大核心
2013年第18期5221-5225,5275,共6页
升力体布局常见于航天器的设计中,在低速领域较少应用;但其紧凑的布局,巨大的升力体面积,充足的载物空间,翼身一体化的设计思想,都使具有在种类繁多、功能多样的无人机领域获得广泛应用的潜力。设计了一种碟形升力体,并对其低速气动性...
升力体布局常见于航天器的设计中,在低速领域较少应用;但其紧凑的布局,巨大的升力体面积,充足的载物空间,翼身一体化的设计思想,都使具有在种类繁多、功能多样的无人机领域获得广泛应用的潜力。设计了一种碟形升力体,并对其低速气动性能进行了风洞试验研究,获得了其升力、阻力、升阻比特性和静稳定特性的试验数据,并对其进行了分析。试验结构表明,碟形升力体具有较好的气动性能,已经具备一定的实用性。还以碟形升力体的研究结论为依据,对低速升力体的特点及其在无人机领域的应用前景进行了分析和论述。
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关键词
升力体
低速气动特性
风洞试验
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职称材料
题名
升力体构型的边缘钝化方法及气动性能分析
1
作者
杨雨欣
陈烨斯
杨华
吴昌聚
机构
浙江大学航空航天学院
出处
《浙江大学学报(工学版)》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023年第6期1242-1250,共9页
基金
国家自然科学基金资助项目(U20B2007)。
文摘
升力体构型的尖锐边缘会产生恶劣的气动热环境,影响飞行器的结构强度并产生热应变和材料烧蚀现象,为此提出通过外切圆延伸钝化升力体的方法.对钝化前后构型进行数值模拟,通过灵敏度分析,研究钝化前后各设计参数对升阻比、壁面最大热流、容积、容积率的影响规律.以升阻比、容积、容积率的最大化为目标,优化未钝化外形.采用一致钝化法、非一致钝化法钝化优化后外形的尖锐边缘,分析钝化对气动力热特性的影响,对比2种钝化方法生成外形的气动性能差异.计算结果表明:钝化不会改变设计参数对气动性能的影响规律.钝化半径越大,壁面最大热流密度越低,对热流的缓解能力越弱.边缘一致钝化后,下表面高压气体泄漏至上表面,升阻比下降,容积率升高.边缘非一致钝化后,相比未钝化外形,升力体下表面高压气体泄漏减少,升阻比略有升高,最大热流密度升高但远小于未钝化时的最大热流密度. 2种钝化方法均对热环境有明显的改善作用.
关键词
升力体
气动性能
钝化方法
一致钝化
非一致钝化
Keywords
lift body
aerodynamic characteristic
blunt method
uniform blunt
non-uniform blunt
分类号
V41 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
升力体飞行器飞行航区安全性精细化评估方法研究
2
作者
戴世聪
王美利
薛鹏飞
薛妙轶
机构
空间物理重点实验室
出处
《航天控制》
CSCD
北大核心
2023年第2期68-73,共6页
文摘
在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态和经历的飞行剖面对故障概率带来的影响。文中将残骸散布评估问题转换为升力体飞行器分时段可靠性计算与飞行仿真计算问题,并给出了相应计算方法以及仿真算例。该方法能够用于各类升力体飞行器的飞行试验安全性分析。
关键词
升力体
飞行器
可靠性
飞行试验
安全性风险
Keywords
Lifting Body Aircraft
Reliability
Flight Test
Safety Risk
分类号
V417.9 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
高超声速升力体气动力气动热数值计算
被引量:
22
3
作者
王发民
沈月阳
姚文秀
刘宏
雷麦芳
机构
中国科学院力学研究所
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001年第4期439-445,共7页
文摘
升力体气动布局 ,由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性 ,越来越受到气动工作者的重视 ,本文应用张涵信院士的NND格式思想 ,用数值模拟的方法对类似于美国X 33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是在粘性项的离散和表面热流率的计算中应用了散度和梯度的积分定义 ,避免了数值计算的奇异性 ,保证了通量守恒 ,提高了计算效率。结果表明气动热计算结果与美国同类飞行器结果接近 ,驻点热流率与经典理论结果一致。
关键词
升力体
飞行器
有限
体
积TVD格式
气动
力
气动热
数值计算
Keywords
lifting body
finite volume TVD scheme
aerodynamic
aerothermodynamic
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
升力体机动飞行器气动布局概念设计
被引量:
10
4
作者
唐伟
曾磊
冯毅
肖光明
桂业伟
机构
空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心
清华大学航天航空学院
出处
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011年第3期370-373,共4页
基金
空气动力学国家重点实验室基金
文摘
开展高超声速机动飞行器的气动布局概念设计研究,提出一种新的升力体机动飞行器气动布局方案,进行了机体的优化设计,并进行了控制舵的匹配设计,研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的机动控制效率,是高超声速飞行器实现高机动的潜在可行方案。
关键词
升力体
气动布局
优化
机动
再入飞行器
Keywords
lift body
aerodynamic configuration
optimization
maneuvering
re-entry vehicle
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
用红外热图技术进行升力体模型气动热特性试验研究
被引量:
6
5
作者
曾学军
李明
刘太奎
李四新
彭治雨
机构
西北工业大学
中国空气动力研究与发展中心
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2004年第4期494-498,503,共6页
文摘
本文在介绍模型表面热流测量方法的基础上,重点介绍了红外热图技术测量的优点,并对红外测温原理、高超声速低密度风洞、红外热像仪、试验模型、数据处理方法等进行了叙述。在M∞=16,P0=1500kPa,T0=923K,α=0°、30°迎角的试验条件下,获得了半球圆柱模型、升力体模型表面对流换热系数分布,并把半球圆柱模型的红外测热结果与Lees分布结果进行了分析比较,结果表明当40°<θ<80°时,半球圆柱模型红外测热结果与Lees分布结果符合得比较好。最后对对流换热系数测量不确定度进行了初步分析。升力体模型对流换热系数测量不确定度大致为15%左右。
关键词
升力体
气动热
迎角
高超声速
对流换热系数
热流
风洞
圆柱
试验模型
基础
Keywords
infrared thermography
aerodynamic heating
lifting body model
uncertainty in measured convective heat-transfer coefficient
分类号
V211 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V411.4 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
升力体外形设计的代理模型优化方法
被引量:
13
6
作者
张珍铭
丁运亮
刘毅
机构
南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室
同济大学航空航天与力学学院
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第7期1435-1444,共10页
基金
国家高技术研究发展计划(2008AAXXX103)
文摘
面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
关键词
飞行器概念设计
升力体
类型函数/形状函数
代理模型
多目标优化
气动外形优化
Keywords
Aircraft conceptual design
Lifting-body configuration
Class function/shape function
Surrogate model
Multi-objective optimization
Aerodynamic shape optimization
分类号
V221 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
TV423 [水利工程—水工结构工程]
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职称材料
题名
新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究
被引量:
5
7
作者
李治宇
唐志共
杨彦广
袁先旭
唐小伟
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015年第1期48-53,共6页
文摘
参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。
关键词
融合
升力体
参数化
升
阻比
优化设计
Keywords
blended lifting body
parameterization
lift-to-drag ratio
optimization
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
类X-38升力体运载器气动布局概念设计
被引量:
5
8
作者
唐伟
冯毅
宁勇
桂业伟
机构
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室
清华大学航天航空学院
出处
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011年第5期555-558,共4页
基金
空气动力学国家重点实验室基金资助
文摘
开展升力体运载器的气动布局概念设计研究,利用二次曲线横截面及模线设计方法,提出一种类X-38升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案。
关键词
升力体
气动布局
运载器
概念设计
Keywords
lifting body
aerodynamic configuration
conceptual design
optimization
transporter
分类号
V475.2 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究
被引量:
4
9
作者
许晓斌
舒海峰
徐筠
谢飞
孙鹏
机构
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术国防科技重点实验室
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第1期86-90,共5页
文摘
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。
关键词
吸气式飞行器
升力体
喷流模拟
气动
力
风洞试验技术
Keywords
airbreathing vehicle
lifting-body
jet simulation
aerodynamic forces
wind tunnel test technique
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
升力体高超声速飞行器横向气动特性研究
被引量:
5
10
作者
高清
李建华
李潜
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2015年第1期43-48,共6页
文摘
升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。
关键词
升力体
高超声速飞行器
横向稳定性
非对称转捩
风洞试验
多尺度
Keywords
hypersonic lifting-configurations
lateral stability
asymmetric transition
windtunnel experiment
multi-scale
分类号
V212.121 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
综合离心力/气动力的升力体高超声速飞行器纵向运动建模研究
被引量:
11
11
作者
鲍文
姚照辉
机构
哈尔滨工业大学高超声速技术研究中心
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期128-133,144,共7页
基金
国家自然科学基金重大研究计划(90716012)
文摘
针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、稳态特性与动态响应的影响。分析表明:对于高超飞行器,离心力等惯性力对升力的贡献已到了相当的比例,在建模时必须考虑;对飞行器高度、俯仰动态模态影响剧烈,同样需要特殊对待。
关键词
综合离心
力
/气动
力
升力体
高超声速飞行器
纵向运动建模
地球曲率半径
离心
力
Keywords
Integrated centrifugal/aero force
Lifting-body hypersonic vehicles
Longitudinal motion modeling
Curvature radius of the earth
Centrifugal force
分类号
V412.4 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
过载限制条件下升力体再入大气层弹道优化设计
被引量:
3
12
作者
和争春
何开锋
朱国林
机构
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所
出处
《弹道学报》
EI
CSCD
北大核心
2007年第2期8-12,共5页
文摘
研究了升力体航天器再入大气层的弹道优化设计问题,提出了过载约束条件下再入弹道的优化设计思路,给出了最优弹道随高度变化的绕速度轴滚转角大小的计算方法.算例表明,从过载变化规律、高度变化规律及再入飞行总时间方面看,该文提出的弹道优化设计方法明显优于传统的设计方法.
关键词
升力体
航天器
再入大气层
优化设计
过载约束
Keywords
lift-body
reentry
optimized trajectory design
overload constraint
分类号
TJ765 [兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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职称材料
题名
数值模拟类升力体外形高超声速粘性绕流
被引量:
5
13
作者
刘伟
刘君
机构
国防科技大学航天与材料工程学院
出处
《国防科技大学学报》
EI
CAS
CSCD
2000年第5期12-14,共3页
基金
国家 8 63高技术项目资助
文摘
采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼外形的空间网格。最后给出了类升力体外形在M∞ =8 0 ,α =2 0°下的流场计算结果。
关键词
类
升力体
高超声速流
数值模拟
NAVIER-STOKES方程
粘性绕流
Keywords
liftbody type
hypersonic flow
numerical simulation
Navier Stokes equations
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
升力体布局飞行器BTT协调转弯驾驶仪研究
被引量:
2
14
作者
李强
童伟
王晓晖
贾平会
王永海
机构
北京航天长征飞行器研究所
出处
《航天控制》
CSCD
北大核心
2016年第5期52-58,共7页
文摘
针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾驶仪结构,保证系统的快速性及稳定性。论证了内回路侧滑角速度反馈能使干扰收敛至零的本质,并利用偏航角速度+前馈补偿近似构造侧滑角速度反馈,确保方法的工程可实现性。仿真结果表明,该驾驶仪结构能实现转弯过程中侧滑快速归零,提高协调转弯能力,鲁棒性较强,具有一定工程应用价值。
关键词
升力体
布局飞行器
BTT控制
协调转弯
回路设计
侧滑角速度反馈
Keywords
Lifting vehicles
BTT control
Coordinated turn
Autopilot design
Sideslip angle velocity feedback
分类号
TJ576.3 [兵器科学与技术—军事化学与烟火技术]
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职称材料
题名
升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究
被引量:
1
15
作者
高清
李建华
李潜
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015年第3期392-396,共5页
文摘
为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的周期性特征,且对试验结果的谱分析发现,在多种气动状态下,都存在除机械振动频率外的三个振动频率,将滚转力矩表达为此三个频率余弦和的形式。该滚转非定常气动力矩数学模型捕捉了试验的基本趋势涵盖了其主要的量值范围,反映了升力体高超声速飞行器横向流场扰流的多尺度和周期性特征。
关键词
升力体
高超声速
滚转
力
矩
非定常气动
力
建模
Keywords
lifting-configuration
hypersonic
roll moment
non-steady aerodynamic
aerodynamic modeling
分类号
V211 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
基于遗传算法的升力体外形优化设计
被引量:
5
16
作者
解静
白鹏
李永远
机构
中国运载火箭技术研究院
中国航天空气动力技术研究院
出处
《气体物理》
2020年第4期31-36,共6页
文摘
升力体由于低热流率再入物理特性和高效的内部容积利用率,是高超声速飞行器气动外形的一种典型布局.文章对升力体飞行器进行参数化数值建模,并提取其表征外形的参数作为设计变量,综合考虑飞行器再入过程中的气动力、气动热、容积利用率及稳定性等性能指标.运用多目标混合遗传算法对升力体进行了多变量、多约束下的气动外形优化设计,获得了再入飞行器外形的最优Pareto解.数值模拟结果表明,典型状态下最优Pareto解与CFD结果相差12%,验证了优化结果的准确性.
关键词
升力体
外形优化
多目标遗传算法
数值模拟
参数化
Keywords
lifting body
optimization design
multi-objective genetic algorithm
CFD
parameterization
分类号
V211 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
碟形升力体流场数值模拟分析
被引量:
1
17
作者
王林林
高歌
机构
广州民航职业技术学院飞机维修工程学院
北京航空航天大学航空发动机气动热力重点实验室
出处
《郑州大学学报(工学版)》
CAS
北大核心
2014年第4期116-119,共4页
文摘
为了获得碟形升力体的流场特征和发展规律,以风洞试验数据为验证,通过数值模拟的方法分析了碟形升力体的流场特性和发展规律,同时也对它的失速特性进行了研究.结果表明,碟形升力体流场具有稳定的涡系结构,涡升力对碟形升力体升力的贡献明显,且随迎角增大而增大,4°迎角时涡升力占总升力的8%,40°迎角时涡升力占总升力的30%.碟形升力体的失速迎角达到了40°,优于常规飞机.
关键词
升力体
流场
诱导流动
数值模拟
失速
Keywords
lifting body
flow field
induced flow
numerical simulation
stalling
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
升力体布局飞行器偏航气动增稳方法研究
被引量:
1
18
作者
赵俊波
沈清
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第3期322-326,共5页
基金
国家安全重大基础研究项目(613272)
文摘
针对升力体飞行器偏航弱稳定性问题,提出了一种基于当地侧向流动膨胀/压缩原理的偏航气动增稳方法。通过对升力体后体侧缘进行曲线切削,造成切削表面流动先膨胀后压缩的气动效应,从而使得侧向气动力后移,以此实现航向压心后移、偏航静稳定性提高的目的。采用数值方法对单锥升力体布局进行了方法验证,算例表明较小的侧面切削可以大幅提高中小攻角状态偏航静稳定性,但也同时会不同程度地降低飞行器纵向静稳定性、升阻比以及横侧静稳定性。本方法在改善升力体布局航向静稳定性的同时,具有不带来航向附加气动安定面的优点,可引入相关布局设计优化之中。
关键词
升力体
偏航稳定性
气动增稳
切削
Keywords
lifting body
directional stability
aerodynamic stability augmentation
cutting
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V212.12 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
类升力体外形俯仰阻尼特性数值研究
被引量:
1
19
作者
刘伟
牟斌
机构
国防科技大学航天与材料工程学院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001年第3期331-337,共7页
基金
"8 6 3"航天高技术青年基金资助项目 (86 3 2 .98.6 )
文摘
采用有限差分方法求解薄层近似的非定常Navier Stokes方程 ,定常流场采用交替方向隐式分解的NND格式 ,非定常流场采用四步Runge Kutta方法 ,在保证时、空二阶精度前提下引入变系数残值光顺技术提高非定常流场计算效率 ,复杂带翼外形的空间网格通过求解抛物化的椭圆型方程生成。
关键词
Navier-Stokes方程
非定常流动
数值模拟
俯仰阻尼导数
类
升力体
外形
动导数
Etkin理论
可重复使用运载器
RLV
X-33缩比验证机
飞机
Keywords
N S equations
unsteady flow
numerical simulation
damping in pitch derivative
分类号
V211.24 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
碟形升力体低速气动性能风洞试验研究
被引量:
1
20
作者
王林林
高歌
机构
广州民航职业技术学院
北京航空航天大学航空发动机气动热力重点实验室
出处
《科学技术与工程》
北大核心
2013年第18期5221-5225,5275,共6页
文摘
升力体布局常见于航天器的设计中,在低速领域较少应用;但其紧凑的布局,巨大的升力体面积,充足的载物空间,翼身一体化的设计思想,都使具有在种类繁多、功能多样的无人机领域获得广泛应用的潜力。设计了一种碟形升力体,并对其低速气动性能进行了风洞试验研究,获得了其升力、阻力、升阻比特性和静稳定特性的试验数据,并对其进行了分析。试验结构表明,碟形升力体具有较好的气动性能,已经具备一定的实用性。还以碟形升力体的研究结论为依据,对低速升力体的特点及其在无人机领域的应用前景进行了分析和论述。
关键词
升力体
低速气动特性
风洞试验
Keywords
lifting body low speed aerodynamic performance wind tunnel test
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
升力体构型的边缘钝化方法及气动性能分析
杨雨欣
陈烨斯
杨华
吴昌聚
《浙江大学学报(工学版)》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023
0
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职称材料
2
升力体飞行器飞行航区安全性精细化评估方法研究
戴世聪
王美利
薛鹏飞
薛妙轶
《航天控制》
CSCD
北大核心
2023
0
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职称材料
3
高超声速升力体气动力气动热数值计算
王发民
沈月阳
姚文秀
刘宏
雷麦芳
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001
22
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职称材料
4
升力体机动飞行器气动布局概念设计
唐伟
曾磊
冯毅
肖光明
桂业伟
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011
10
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职称材料
5
用红外热图技术进行升力体模型气动热特性试验研究
曾学军
李明
刘太奎
李四新
彭治雨
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2004
6
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职称材料
6
升力体外形设计的代理模型优化方法
张珍铭
丁运亮
刘毅
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011
13
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职称材料
7
新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究
李治宇
唐志共
杨彦广
袁先旭
唐小伟
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015
5
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职称材料
8
类X-38升力体运载器气动布局概念设计
唐伟
冯毅
宁勇
桂业伟
《空气动力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011
5
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职称材料
9
升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究
许晓斌
舒海峰
徐筠
谢飞
孙鹏
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016
4
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职称材料
10
升力体高超声速飞行器横向气动特性研究
高清
李建华
李潜
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2015
5
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职称材料
11
综合离心力/气动力的升力体高超声速飞行器纵向运动建模研究
鲍文
姚照辉
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
11
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职称材料
12
过载限制条件下升力体再入大气层弹道优化设计
和争春
何开锋
朱国林
《弹道学报》
EI
CSCD
北大核心
2007
3
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职称材料
13
数值模拟类升力体外形高超声速粘性绕流
刘伟
刘君
《国防科技大学学报》
EI
CAS
CSCD
2000
5
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职称材料
14
升力体布局飞行器BTT协调转弯驾驶仪研究
李强
童伟
王晓晖
贾平会
王永海
《航天控制》
CSCD
北大核心
2016
2
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职称材料
15
升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究
高清
李建华
李潜
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015
1
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职称材料
16
基于遗传算法的升力体外形优化设计
解静
白鹏
李永远
《气体物理》
2020
5
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17
碟形升力体流场数值模拟分析
王林林
高歌
《郑州大学学报(工学版)》
CAS
北大核心
2014
1
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职称材料
18
升力体布局飞行器偏航气动增稳方法研究
赵俊波
沈清
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016
1
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职称材料
19
类升力体外形俯仰阻尼特性数值研究
刘伟
牟斌
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001
1
下载PDF
职称材料
20
碟形升力体低速气动性能风洞试验研究
王林林
高歌
《科学技术与工程》
北大核心
2013
1
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