空间长方形绳网展开动力学及多参数特性分析

空间绳网系统是一种针对空间碎片的柔性捕获系统,针对带有太阳翼的空间目标,提出一种用于捕获目标主体的长方形绳网。为分析其展开效果,建立有限元模型,通过对比地面试验结果来验证有限元模型的可靠性。建立长方形绳网的评价指标,并通过各项评价指标对比不同牵拉模式、牵引绳分布圆直径及牵引体发射角度下的绳网展开特性。结果表明:仿真结果与试验结果吻合,有限元模型可靠;在八点牵拉、十点牵拉和十二点牵拉3种模式下,十点牵拉所能达到的展开效果最好;牵引绳分布圆直径增大,所能达到的最大展开面积和保形距离减小,展开距离增大;牵引体的发射角度增大,长方形绳网的最大展开面积和保形距离增大,展开距离减小。

高压捕获翼双翼构型宽速域气动性能研究

宽域高超飞行器气动布局设计已是研究热点之一。高压捕获翼新型气动布局可同时满足高容积率、高升力和高升阻比,此布局前期研究主要针对高超声速状态。基于该背景,以宽域高超飞行器为主要目标,依据高压捕获翼基本设计原理,发展了一种新型双翼构型。对该构型的宽速域气动特性研究结果表明,在亚声速条件下添加捕获翼可使飞行器升力系数提高约16.6%,在跨声速区域捕获翼可抑制飞行器气动焦点跳变,飞行器在全速域范围内均为纵向静稳定。

高压捕获翼前缘型线优化和分析

为分析翼前缘形状变化对高压捕获翼构型气动性能的影响,基于一种锥体组合捕获翼概念构型,采用幂次函数和余弦函数组合形式对翼前缘型线进行了参数化设计,在比较了多项式和径向基函数两种代理模型的拟合精度基础上,以飞行马赫数7,飞行攻角0?为计算条件,结合使用均匀实验设计方法、计算流体力学、径向基函数代理模型方法和遗传算法,选择升阻比最大化为目标开展了数值优化,最后基于优化结果进行了单参数的灵敏度分析.优化结果表明,相对于基准外形而言,优化后构型升力系数增大了约8.1%,阻力系数减小了约12.2%,升阻比提高了约23.4%.此外,灵敏度分析结果表明升阻比与5个设计参数均呈非线性关系,其中展向角度对升阻比影响最大,其次为幂次曲线的比例参数,其余3个参数对升阻比的影响相对较弱.

高压捕获翼位置设计方法研究

高压捕获翼构型是一种合理利用机体/上置翼(简称捕获翼)间的耦合关系提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.基于其设计原理,捕获翼的位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置均直接相关,一般难以利用理论方法直接获得.针对这一问题,本文运用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获得其设计位置,之后通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的模拟映射关系,进而发展了一种捕获翼位置设计的有效方法.在方法研究基础上以锥体-捕获翼组合构型作为实例对其进行验证.结果表明,该方法可在较大设计空间范围内准确判定捕获翼的设计位置.此外,针对这一构型还开展了基于代理模型的设计参数单因素分析.发现在设计空间内,前缘压缩角、来流马赫数、和捕获翼钝化半径等3个关键参数均与捕获翼位置呈单调正比例关系.

乘波体组合高压捕获翼构型的性能分析

针对高速飞行器大容积、高升力、低阻力和高升阻比的设计需求,提出高压捕获翼(High pressure zone Capture Wing,HCW)的概念.在高速巡航条件下,合理配置HCW可以充分利用来流压缩产生的高压气体,从而提高飞行器升力;HCW采用与来流平行的薄板装置,其附加阻力较小,可以大幅提高升阻比.采用CFD分析工具,比较不同容积的乘波体构型与HCW组合前后的气动性能.结果表明,在不同容积构型下升阻比均有明显提高,最小提升量可达10%.此外,容积越大,升力和升阻比增加效果越明显.

高压捕获翼构型的跨流域气动特性

高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局。最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾。为探究该气动布局在过渡流域(70~100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布。结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰。同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素。针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表明,降低适应系数可以显著减小壁面摩擦和热流量,可通过选用适应系数较小的表面材料进一步提高该类飞行器气动性能。

高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性,选取圆锥-圆台机体组合捕获翼概念构型,在马赫数0.3~3速域范围内,选取典型状态点,采用数值模拟在0°攻角条件下进行了计算和分析.结果表明,在整个速域范围内,由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小,因此二者之间的气动干扰最为明显,且沿展向逐渐减弱.同时,随马赫数增大,机体与捕获翼间的流场结构明显不同,具体表现为:当Ma<0.5时,未出现流动分离现象,当Ma>0.5时,机体后段开始出现明显的流动分离,由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道,捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大;进入跨声速速域后,在捕获翼的影响下,流动分离更加明显,机体与捕获翼之间开始出现激波,并且与分离区相互作用,同时出现激波串,捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时,通道内激波位置基本到达机体尾部,分离区基本消失;当Ma>2以后,整个流场呈现以激波为主导的结构形式,捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.

翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性影响分析研究

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能,新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力,但在亚声速下的稳定特性还有待研究.基于高压捕获翼气动布局基本原理,在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼,设计了一种参数化高压捕获翼概念构型.以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,采用均匀试验设计、计算流体力学数值计算方法及Kriging代理模型方法,研究了0°~10°攻角状态下不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响,重点分析了升阻特性、纵向和横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等.结果表明,小攻角状态下翼反角对升阻比的影响比大攻角更加显著,捕获翼上反时,升阻比略微增大,下反则升阻比减小;三角翼上反时,升阻比减小,下反则升阻比先略微增大后缓慢减小;翼反角对纵向稳定性的总体影响较小,捕获翼上反会稍微提高纵向稳定性,而三角翼上反则会降低纵向稳定性;捕获翼或三角翼上反都会增强横向稳定性,下反则减弱横向稳定性,但大攻角状态时,三角翼上反角过大对提升横向稳定性作用有限;捕获翼上反航向稳定性增强,下反航向稳定性则减弱,而三角翼下反对提升航向稳定性的整体效果比上反更加显著.

高压捕获翼构型跨声速流动特性初步研究

高压捕获翼是一种可以在高超声速条件下同时获得高升阻比、高容积率和高升力系数的新型布局概念。为初步分析该类新型布局的宽速域气动特性,以一种圆锥-圆台体组合高压捕获翼原理性构型为计算模型,以典型跨声速条件(马赫数0.92、0°攻角)为计算工况,进行了计算和分析。流场分析结果表明,在跨声速流动条件下,机体与高压捕获翼之间存在比较强烈的气动干扰,且干扰的强烈程度与高压捕获翼-机体间的垂向距离大小直接相关。与不带捕获翼的参考构型相比,增加捕获翼会导致机体尾部分离区范围增大,并在机体与捕获翼之间的开放通道内形成类似于变截面收缩管的流动,致使沿流向方向出现了明显的激波串,进而导致捕获翼下表面壁面压力出现较为明显的波动。同时,由于机体和捕获翼间的垂直距离沿展向方向逐渐增加,导致该波动在对称面附近最为剧烈,然后随展向位置逐渐增加,压力波动逐渐减弱。

扑翼飞行器研究中动作捕捉系统的应用

扑翼飞行器是受到鸟类及昆虫飞行方式启发而设计的仿生机器人,在军事和民用领域有广阔前景。相较于固定翼和旋翼飞行器,扑翼飞行器具有质量轻、灵活性好、飞行效率高等特点,是飞行器未来发展的热门研究方向。该文首先介绍几种典型的仿生扑翼飞行器,然后简述扑翼飞行器的关键技术和难点,并讨论光学动作捕捉系统在研究中的应用。

基于气动导数的高压捕获翼飞行器纵向稳定性数值研究

纵向稳定性是关乎临近空间高超声速飞行器操稳特性、飞行安全和飞行品质的关键因素之一.目前纵向稳定性的研究主要围绕常规单升力面气动布局,而对具备双升力面结构的高压捕获翼新型气动布局,相关研究还有待加强.本文面向一种高压捕获翼飞行器,结合小振幅强迫振荡法、非定常数值模拟方法和最小二乘方法辨识纵向气动导数,详细研究了飞行姿态、振荡参数、来流条件和质心位置等因素的不确定性对飞行器纵向静、动稳定特性的影响规律.研究发现,当平衡攻角从-10°逐渐增大到14°时,纵向静稳定性整体呈现出波动减弱的趋势,而动稳定性却先小幅波动后迅速增强.振荡频率越大时,纵向稳定性越强,但总体影响不太明显;当振荡幅值低于2°时,气动导数的辨识结果相近,而在较大的振荡幅值下,最大攻角附近非定常气动力的迟滞效应显著增强.飞行马赫数增大时,静、动稳定性均显著减弱,且对较小的飞行马赫数比较敏感.飞行高度增大时,静稳定性逐渐减弱但动稳定性却逐渐增强,且均对较大的飞行高度更加敏感.飞行器纵向质心位置的改变主要对静稳定性影响较大,而对动稳定性的影响却相当有限.

机体尾缘形状对高压捕获翼构型亚声速特性影响

基于圆锥-圆台组合平板捕获翼构型,通过改变尾缘展向扩张角,获得一系列不同外形,在典型亚声速(Ma=0.5)来流条件下开展数值计算,并重点分析了机体尾部截面形状和攻角变化对流动特性和气动特性的影响。结果表明:在0°攻角状态下,机体尾截面展向变宽,机体与捕获翼之间的流场区域对来流的扩张减弱,机体圆台上表面的逆压梯度减小,可有效抑制机-翼之间流场内的流动分离现象,同时整机升力系数增大,阻力系数先减小后增大。随攻角增大,机体圆台上表面压力增大,分离区范围逐渐缩小直至消失,机体尾截面展向变宽可加速分离区消失的进程。当攻角进一步增大时,机体背风面出现横向绕流,但机体尾截面展向变宽可以延缓横向绕流的发展。计算结果还表明,随攻角增大整机升力及阻力主要由捕获翼贡献,机体贡献的气动力随攻角变化不敏感,机体尾截面展向变宽对整机焦点位置影响较小。机体下表面几何形状变化对机体与捕获翼之间的区域内流动特性和捕获翼部件的气动力特性无明显影响。

翼反角对高压捕获翼构型高超气动特性的影响

为研究翼反角变化对高压捕获翼构型高超声速气动特性的影响,基于一种双翼面、单支撑、翼身组合布局的高压捕获翼概念构型,以飞行马赫数6,飞行高度30 km为计算状态,捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,结合均匀试验设计方法、数值模拟方法和Kriging建模方法,探寻了升阻特性、纵向和横航向稳定性随翼反角的变化规律。结果表明,升力、阻力及升阻比随翼反角的变化规律基本一致,且对上反角变化更加敏感;小攻角时,翼面上反会明显降低升阻比,而下反会使升阻比先略微增大后缓慢减小;大攻角时,翼反角对升阻比的影响较小;纵向稳定性主要受三角翼反角的影响,三角翼上反时,纵向稳定性降低,下反时,纵向稳定性基本不变;翼面上/下反都会提高航向稳定性,但下反的效果更明显;翼面上反会提高横向稳定性,下反则降低,但大攻角飞行时,三角翼上反角过大可能会导致横向稳定性降低。

高速飞行器高压捕获翼气动布局概念研究

针对高速飞行器大容积、高升力、低阻力和高升阻比设计需求,本文首次提出一种带有高压捕获翼的新型气动布局概念.与传统升力体或乘波布局比较,该布局的主要特点为在飞行器机体背风面增加了与来流方向平行的曲面翼,称之为高压捕获翼.在高速巡航飞行条件下,通过合理的配置,高压捕获翼可以捕获来流经机体上壁面压缩后形成的高压区,利用捕获翼上下表面形成的大压力差使飞行器的升力获得大幅补偿.同时飞行器的升阻比可获得大幅提升.此外,当飞行器容积及重量增加时,其上壁面压缩增强,可使捕获翼的升力进一步增大,从而实现升力与重力的自补偿效果.几个概念实例计算结果均表明,增加高压捕获翼后飞行器的升力可大幅提升达30%以上,升阻比提升一般可达20%以上.

基于超声速有益干扰原理的气动构型概念综述

超声速有益干扰气动设计概念于20世纪30年代提出,其基本思想是利用飞行器部件间的波系干扰获得诸如增升或减阻等性能收益。此概念在20世纪50~60年代得到了大量探索并部分实现了工程应用,在20世纪70年代至世纪末陷入沉寂。近年来,随着超声速运输机和高超声速飞行器技术的复兴,超声速有益干扰概念重新得到重视并有望得到工程应用。本文梳理了超声速有益干扰气动设计概念的发展历史,总结了应用超声速有益干扰原理的典型构型,如超声速双翼机、Flat-top构型、环翼和半环翼构型、伞翼构型、高压捕获翼构型等,并对典型构型的基本原理和气动特点进行了分析。对超声速有益干扰设计概念的未来进行了展望,概述了亟待研究的相关问题。

发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究

为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。