冲压空气涡轮叶片设计和气动性能数值模拟 被引量：8

1

作者 姬芬竹 张梦杰 +2 位作者 王瑞 王岩 杜发荣 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期1387-1394,共8页

冲压空气涡轮(RAT)是飞机应急能源系统的能量提取部件,涡轮叶片设计和气动性能研究是实现风能高效利用的关键。针对某型飞机应急能源系统的功率需求,依据叶素-动量理论设计RAT叶片,采用计算流体力学(CFD)方法以多重旋转坐标系(MRF)模型... 冲压空气涡轮(RAT)是飞机应急能源系统的能量提取部件,涡轮叶片设计和气动性能研究是实现风能高效利用的关键。针对某型飞机应急能源系统的功率需求,依据叶素-动量理论设计RAT叶片,采用计算流体力学(CFD)方法以多重旋转坐标系(MRF)模型模拟可变桨距RAT全三维混合流场,研究涡轮输出功率和风能利用系数随来流速度和飞行高度变化特性,分析涡轮叶片上流体压力和流速分布特点。结果表明:RAT输出功率和风能利用系数随来流速度和桨距角而变化,飞行包线内不同飞行高度下RAT具有不同的动力性能;通过调整桨距角可以实现RAT的恒功率输出;整个流场流动状况比较理想,但仍有改进空间。 展开更多

关键词 冲压空气涡轮(RAT) 叶片设计 数值模拟 气动性能 风能利用系数

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充气太空管展开模拟 被引量：10

2

作者 刘晓峰 谭惠丰 杜星文 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第5期684-687,共4页

为深入了解充气太空管的展开动力学性能,进行了充气太空管的展开模拟研究.建立了管的多体理论模型,并应用Wang和Johnson的有限元分析结果,在多体模型中考虑了不断变化的管结构形状以及内部气压的影响.通过模拟得到了充气管在展开过程中... 为深入了解充气太空管的展开动力学性能,进行了充气太空管的展开模拟研究.建立了管的多体理论模型,并应用Wang和Johnson的有限元分析结果,在多体模型中考虑了不断变化的管结构形状以及内部气压的影响.通过模拟得到了充气管在展开过程中的展开角度、展开速度以及加速度随时间的变化关系.结果表明,充气太空管展开时的速度先增大后减小;展开过程中存在展开加速度的波动,而且充气速率越大,波动越明显.通过与已发表的研究结果的对比,验证了模拟的有效性. 展开更多

关键词 充气太空管 模拟 展开 动力学性能 有限元分析 太空结构

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基于拉格朗日方法的飞行器多体分离姿态动力学分析研究 被引量：11

3

作者 王鑫 袁晓光 杨星 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期18-22,共5页

针对在大气层内携带有效载荷的飞行器多体分离过程的姿态动力学特性,采用拉格朗日动力学原理选取相应的广义坐标,建立了分离体的姿态动力学模型,推导得出了分离体的姿态动力学方程,并探索了分离体姿态动力学方程组的数值求解方法。大气... 针对在大气层内携带有效载荷的飞行器多体分离过程的姿态动力学特性,采用拉格朗日动力学原理选取相应的广义坐标,建立了分离体的姿态动力学模型,推导得出了分离体的姿态动力学方程,并探索了分离体姿态动力学方程组的数值求解方法。大气层内飞行器的分离过程由于存在气动问题而不同于传统航天器真空条件下的分离,在有气动力条件下分离体的初始动力学参数将对飞行器的后续飞行态势将产生重要影响。应用拉格朗日动力学原理的姿态分析方法进行了编程仿真,并对动力学模型中分离体的动力学参数变化情况进行了验证。最后通过仿真结果总结了分离体在惯性系下的姿态角参数及机体坐标系下角速度参数的变化规律。 展开更多

关键词 多体分离 姿态动力学 拉格朗日方法 广义力矩 数字仿真

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超声速底部排气弹底部流场与气动特性研究 被引量：9

4

作者 卓长飞 封锋 武晓松 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第6期783-790,共8页

为了研究超声速底部排气弹气动特性,采用AUSMPW+迎风格式、k-ωSST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型和二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性得到验证的基础上,对超声速底部排... 为了研究超声速底部排气弹气动特性,采用AUSMPW+迎风格式、k-ωSST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型和二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性得到验证的基础上,对超声速底部排气弹底排真实气体流场进行了数值模拟,分析了攻角和船尾角对底部排气弹的底部流场结构和气动特性的影响规律。计算结果表明:攻角对底部流场结构影响较大。随着攻角的增大,迎风面和背风面的初始回流区体积逐渐减小,且迎风面的初始回流区体积始终小于背风区;随着攻角的增大,底部阻力系数、总阻力系数等气动系数均增大;不同工况下存在着相应的最佳船尾角。船尾角的改变会引起底部流场结构的变化,同时影响着富燃气体的二次燃烧区域与强度。有底部排气时对应的最佳船尾角比无底部排气时的最佳船尾角小。 展开更多

关键词 计算流体力学 底部排气弹 气动特性 攻角 船尾角

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一体化外形的高超声速飞行器升阻特性研究 被引量：23

5

作者 罗金玲 徐敏 刘杰 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1478-1481,共4页

针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生... 针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生负升力,后体产生正升力,发动机的合升力为负值;介绍了气动/发动机力的界面划分的两种方法及其应用,给出了研究推力-阻力平衡、升力-重力平衡、升阻比特性时应采用的划分方法;利用Bruguet航程公式研究了飞行器的航程与升阻比的关系,证明高超声速飞行器的航程存在极限值。 展开更多

关键词 高超声速 吸气式飞行器 升力 阻力 升阻比

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对称面圆周角对轴对称降落伞流场特性的影响 被引量：6

6

作者 蒋崇文 曹义华 苏文翰 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期271-275,共5页

根据降落伞的特点，通过3点假设（伞衣薄膜、伞的轴对称和流场定常），将三维复杂流动问题转化成二维轴对称问题，以节约计算时间．定义对称面圆周角，保持伞衣幅底部直径和顶孔直径不变，选取对称面圆周角在80°-140°范围内... 根据降落伞的特点，通过3点假设（伞衣薄膜、伞的轴对称和流场定常），将三维复杂流动问题转化成二维轴对称问题，以节约计算时间．定义对称面圆周角，保持伞衣幅底部直径和顶孔直径不变，选取对称面圆周角在80°-140°范围内变化，建立一系列轴对称降落伞的计算模型．利用数值模拟手段，求解RNG（Renormalization Group）k-epsilon湍流模型下的N-S方程组，获得与有关单位试验相吻合的计算结果．分析发现对称面圆周角和伞衣幅高度对降落伞阻力影响很小．算例中阻力随对称面圆周角的变化在±0．28％以内．对称面圆周角的变化对轴对称降落伞尾流区流场的拓扑结构没有影响．对称轴上存在2个鞍点，随着对称面圆周角的增大，第1个鞍点的位置几乎不变，第2个鞍点的位置向尾流方向推移． 展开更多

关键词 降落伞 拓扑 阻力 数值方法 轴向流动 尾迹

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可变桨距冲压空气涡轮混合型流场数值研究 被引量：4

7

作者 方祥军 刘思永 王屏 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期152-155,共4页

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性 .数值风洞实验采用代数Baldwin Lomax湍流模型 ,雷诺平均Navier Stokes方程 ,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场 ,并分析其流场主要气动特... 冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性 .数值风洞实验采用代数Baldwin Lomax湍流模型 ,雷诺平均Navier Stokes方程 ,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场 ,并分析其流场主要气动特性 ,探讨桨叶载荷分布原因 ,然后将数值模拟结果与风洞实验数据进行了比较 .改进桨叶近轮毂区域气动性能可进一步提高冲压涡轮载荷 . 展开更多

关键词 冲压空气涡轮 可调动叶片 数值模拟 混合型流场

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冲压翼伞流场与气动操纵特性的数值模拟 被引量：4

8

作者 张春 杨倩 +1 位作者 袁蒙 曹义华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期2037-2043,共7页

采用有限体积法求解shear stress transport(SST)k-ω二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)控制方程,对冲压翼伞的气动特性进行数值模拟,分析翼伞的流场机理和气动操纵特性.模拟得到的升阻特性与试验数据较吻合,在此基础上分析前缘切... 采用有限体积法求解shear stress transport(SST)k-ω二方程湍流模型下的Navier-Stokes(N-S)控制方程,对冲压翼伞的气动特性进行数值模拟,分析翼伞的流场机理和气动操纵特性.模拟得到的升阻特性与试验数据较吻合,在此基础上分析前缘切口、弧形下反以及稳定幅对升阻特性的影响.通过软件Fluent实现了非定常流动模拟,研究了翼伞的非定常升力特性,其升力系数的脉动受脱体涡的非定常过程影响,当迎角为16°时,翼伞升力变化周期为0.36s.最后分析了翼伞稳定滑翔阶段的纵向静稳定性,相比于单边后缘下拉方式,通过闭合翼伞一侧进气口实现航向操纵更稳定有效. 展开更多

关键词 冲压翼伞 数值模拟 升阻特性 非定常 气动操纵特性

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基于弱耦合的翼伞气动变形数值模拟 被引量：7

9

作者 张春 曹义华 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期605-609,共5页

对不带气室翼伞和带气室翼伞的气动特性和结构变形进行三维数值模拟,分析气室对翼伞气动特性和结构变形的影响.流场方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes控制方程,选用剪切应力输运(SST,Shear-Stress Transport)k-ω湍流模型;结构方面... 对不带气室翼伞和带气室翼伞的气动特性和结构变形进行三维数值模拟,分析气室对翼伞气动特性和结构变形的影响.流场方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes控制方程,选用剪切应力输运(SST,Shear-Stress Transport)k-ω湍流模型;结构方面,假定翼伞有初始形状,使用插值方法映射传递流固交界面的压力数据,通过ANSYS计算翼伞伞衣的气动变形.结果表明:气室对阻力影响不大,对升力的影响主要表现在大迎角情况下;翼伞柔性和尺寸大小对其有利迎角的范围影响不大;翼伞的气动变形和最大主应力主要集中在气室中前部分,带气室翼伞由于有肋片加强的缘故,伞衣气动变形较小,一定程度上保证了翼伞的气动特性. 展开更多

关键词 翼伞 气动变形 流固耦合 数值模拟 气室

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扑翼飞行器气动仿真分析 被引量：4

10

作者 邵伟平 郭梦辉 +1 位作者 郝永平 李伦 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2020年第1期13-17,共5页

为了实现鸟类翅膀扑动过程中的复杂运动,设计了一套能够实现挥拍-折叠运动的扑动机构,首次采用了ADAMS-XFlow联合仿真的方法进行气动特性研究,分别研究扑动频率与来流速度对其气动特性的影响,得到了在不同条件下的升力系数和推力系数曲... 为了实现鸟类翅膀扑动过程中的复杂运动,设计了一套能够实现挥拍-折叠运动的扑动机构,首次采用了ADAMS-XFlow联合仿真的方法进行气动特性研究,分别研究扑动频率与来流速度对其气动特性的影响,得到了在不同条件下的升力系数和推力系数曲线、速度云图及展向压力云图,结果表明:增加扑动频率可以大幅度提高仿生扑翼飞行器的气动特性;增加空气来流速度将降低仿生扑翼飞行器的气动特性;增加扑动频率和来流速度都将减小扑翼的速度波动对气动特性的影响。 展开更多

关键词 扑翼飞行器 气动仿真 扑动频率 来流速度

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母弹飞行稳定性及尾部流场分析 被引量：2

11

作者 李建平 白春华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期107-113,共7页

为了得到航弹母弹飞行稳定性及尾部流场特性,通过模拟试验和数值计算进行了研究.试验和模拟结果均表明该母弹飞行稳定,且两结果吻合较好.另外,采用数值计算对尾部流场进行了分析,得到了尾部压力分布特性,表明弹尾部存在涡流区,该区范围... 为了得到航弹母弹飞行稳定性及尾部流场特性,通过模拟试验和数值计算进行了研究.试验和模拟结果均表明该母弹飞行稳定,且两结果吻合较好.另外,采用数值计算对尾部流场进行了分析,得到了尾部压力分布特性,表明弹尾部存在涡流区,该区范围和流速随弹飞行速度的增加而增大. 展开更多

关键词 模拟试验 飞行稳定性 尾部流场 涡流区

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微型飞行器气动布局及关键技术研究 被引量：5

12

作者 战培国 毛京明 《装备指挥技术学院学报》 2010年第1期97-100,共4页

在低雷诺数条件下，小尺度微型飞行器的有效飞行问题仍面临许多挑战。介绍了微型飞行器的主要特征和典型布局形式，分析了微型飞行器发展所需的关键技术和面临的技术挑战，提出了开展我国微型飞行器研究的建议及可借鉴的国外经验。

关键词 微型飞行器 气动布局 关键技术

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利用风洞试验研究冲压翼伞的升阻特性 被引量：11

13

作者 贺卫亮 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第S1期76-78,共3页

冲压翼伞的风洞试验是研制冲压翼伞过程中的一项重要内容。介绍了投物用冲压翼伞风洞试验的特点及发展，着重讨论了这类冲压翼伞的升阻特性，通过理论计算与试验结果的比较，分析了柔翼与刚性翼之间的差异，得出了升阻比最佳点，同时，... 冲压翼伞的风洞试验是研制冲压翼伞过程中的一项重要内容。介绍了投物用冲压翼伞风洞试验的特点及发展，着重讨论了这类冲压翼伞的升阻特性，通过理论计算与试验结果的比较，分析了柔翼与刚性翼之间的差异，得出了升阻比最佳点，同时，还分析了冲压翼伞各部分阻力的构成情况，提出了减少阻力的主要措施。 展开更多

关键词 冲压翼伞 风洞试验 升阻特性

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扑翼升力特性的非定常涡格法计算研究 被引量：3

14

作者 朱标 宋文萍 袁昌盛 《航空计算技术》 2005年第2期13-16,共4页

针对西北工业大学航空学院微型飞行器研究室研制的PY-1型扑翼机,建立了扑翼的运动模型,并采用非定常涡格法模拟了该扑翼的升力特性,分析了迎角、飞行速度对升力特性的影响。计算结果与实际飞行试验吻合,验证了非定常涡格法模拟扑翼非定... 针对西北工业大学航空学院微型飞行器研究室研制的PY-1型扑翼机,建立了扑翼的运动模型,并采用非定常涡格法模拟了该扑翼的升力特性,分析了迎角、飞行速度对升力特性的影响。计算结果与实际飞行试验吻合,验证了非定常涡格法模拟扑翼非定常气动特性的正确性和有效性。研究结果可为扑翼机的气动设计提供参考。 展开更多

关键词 微型飞机 非定常涡格法 扑翼

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基于Vicon运动捕捉系统的无人机气动特性分析 被引量：6

15

作者 赵嶷飞 张悦宸 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2020年第4期11-15,共5页

为了研究无动力无人机的空气动力学特性,提出了一种基于Vicon运动捕捉系统的气动参数计算方法。首先,收集无人机的几何尺寸,得到其物理学参数及惯性力矩;其次,通过Vicon运动捕捉系统观测到无人机飞行过程的位置、姿态信息,对所获得的信... 为了研究无动力无人机的空气动力学特性,提出了一种基于Vicon运动捕捉系统的气动参数计算方法。首先,收集无人机的几何尺寸,得到其物理学参数及惯性力矩;其次,通过Vicon运动捕捉系统观测到无人机飞行过程的位置、姿态信息,对所获得的信息进行平滑噪声鲁棒差分,得到飞行过程中每一时刻的飞行速度、加速度、角速度及角加速度;最后,对无人机的气动参数进行了分析。飞行试验结果表明,所提方法能够快速有效地获得无人机的气动参数,飞行过程静态稳定。 展开更多

关键词 无人机 光学运动捕捉系统 气动参数 平滑噪声鲁棒微分法

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基于CFD的靶机外挂曳光管气动特性研究 被引量：1

16

作者 陈亚洲 焦阳 +1 位作者 李哲 韩林军 《计算机仿真》 北大核心 2023年第2期15-18,23,共5页

亚音速靶机机体上挂载曳光管增强其红外特性,以满足其作为地空导弹武器系统性能验证的载体需求。不同的挂载方式会对靶机气动特性产生严重影响,限制了靶机的使用。以某型亚音速靶机为研究对象,采用计算流体力学的方法,对曳光管不同挂载... 亚音速靶机机体上挂载曳光管增强其红外特性,以满足其作为地空导弹武器系统性能验证的载体需求。不同的挂载方式会对靶机气动特性产生严重影响,限制了靶机的使用。以某型亚音速靶机为研究对象,采用计算流体力学的方法,对曳光管不同挂载方式下靶机气动特性进行分析,研究不同高度条件下曳光管挂载前后、不同挂载数量、不同挂载方式下靶机气动特性的变化规律,从而获取曳光管最优挂载方式。研究结果表明:靶机挂载曳光管后其气动阻力显著增加,且气动阻力随着曳光管挂载数量的增加而增大,翼尖挂载对靶机气动阻力的影响小于翼下挂载。上述研究结果能够为靶机挂载曳光管等外挂设备提供一定的理论指导和数据支撑。 展开更多

关键词 靶机 曳光管 计算流体力学 气动特性

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再入飞行器的鲁棒设计技术研究 被引量：1

17

作者 张勇 张鲁民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第3期280-287,共8页

本文将鲁棒最优设计技术应用于再入飞行器被动式滚转控制问题 ,分别建立了二次滚转共振和滚转过零问题的鲁棒设计定义和数学模型 ,通过对关键小不对称量 (如rcg,Cl0 ,Cm0 )的容许偏差的限制 ,确保二次滚转共振和滚转过零概率在设计者期... 本文将鲁棒最优设计技术应用于再入飞行器被动式滚转控制问题 ,分别建立了二次滚转共振和滚转过零问题的鲁棒设计定义和数学模型 ,通过对关键小不对称量 (如rcg,Cl0 ,Cm0 )的容许偏差的限制 ,确保二次滚转共振和滚转过零概率在设计者期望的范围之内。本文给出了一个实际的设计例子 ,并用MonteCarlo随机抽样方法进行验证。结果表明 ,本文的思路是正确的 ,方法是可靠的。 展开更多

关键词 再入飞行器 滚转控制 鲁棒最优设计

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系留气球囊体外形优化研究 被引量：5

18

作者 成琴 袁军行 +1 位作者 唐逊 赵攀峰 《西安航空技术高等专科学校学报》 2012年第3期42-45,70,共5页

利用基于约束的Kanikdale修正算法,以及一套用于确定尾翼尺寸和系留缆绳外形的方法,并借助基于GA的GADO优化器,对系留气球囊体形状进行了优化研究。结果表明,通过多材料组合方式生成的囊体,其有效载重能力能够提升6.5%左右。

关键词 囊体 外形优化 多材料组合 系留气球 浮空器

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基于能量法的舰载机拦阻着舰动力学分析及建模仿真 被引量：6

19

作者 史红伟 徐元铭 刘博 《飞机设计》 2011年第6期1-5,15,共6页

针对舰载机拦阻着舰过程,采用能量法分析了任意着舰姿态和位置下的拦阻力响应,建立了全机六自由度动力学模型,考虑了航母甲板风的影响以及航母纵摇和升沉运动。通过MATLAB/SIMULINK建立数学模型,并以一种偏心非垂直着舰拦阻状态为算例... 针对舰载机拦阻着舰过程,采用能量法分析了任意着舰姿态和位置下的拦阻力响应,建立了全机六自由度动力学模型,考虑了航母甲板风的影响以及航母纵摇和升沉运动。通过MATLAB/SIMULINK建立数学模型,并以一种偏心非垂直着舰拦阻状态为算例进行了仿真分析。 展开更多

关键词 舰载机 拦阻着舰 能量法 计算机仿真

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基于运动捕捉系统的小型有动力无人机气动特性分析 被引量：2

20

作者 赵嶷飞 张悦宸 赵欣宇 《科学技术与工程》 北大核心 2021年第2期808-812,共5页

通过运动捕捉系统获取飞行参数,最终通过公式推导的方式获得有动力小型无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)的空气动力学参数。首先,使用精确的电子秤测量无人机在不同推力功率下的推力值,得到无人机的推力曲线。其次,无人机在Vicon运... 通过运动捕捉系统获取飞行参数,最终通过公式推导的方式获得有动力小型无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)的空气动力学参数。首先,使用精确的电子秤测量无人机在不同推力功率下的推力值,得到无人机的推力曲线。其次,无人机在Vicon运动捕捉系统环境下进行飞行试验,得到飞行过程中无人机的位置及姿态信息,经过平滑和微分处理后,可得到无人机每一时刻的速度、加速度、角速度、角加速度。针对所推导的数据,使用MATLAB建模,生成有动力无人机的气动曲线。对所获气动曲线进行分析,结果表明,该方法可用于描述非定常空气动力学效应,为研究厘米级飞行中的空气动力学现象提供思路。 展开更多

关键词 小型有动力无人机 运动捕捉系统 空气动力学参数 小型无人机推力测量

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