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乘波构型边缘钝化方法对气动特性影响
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作者 陈昕雨 宋言明 +1 位作者 袁伟亮 王宸 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第9期194-199,287,共7页
为了推进乘波构型在实战武器中的应用,研究其钝化方法尤其重要。采用数值模拟手段研究了4 Ma下乘波构型Tincher钝化和Takashima钝化模型,分析得到了不同钝化半径对应的升力面面积、容积、投影面积、容积率和升阻比变化趋势;提出了一种... 为了推进乘波构型在实战武器中的应用,研究其钝化方法尤其重要。采用数值模拟手段研究了4 Ma下乘波构型Tincher钝化和Takashima钝化模型,分析得到了不同钝化半径对应的升力面面积、容积、投影面积、容积率和升阻比变化趋势;提出了一种采用双曲线分割的非一致边缘钝化方法,并对其进行数值模拟分析。结果表明,Tincher钝化方法相较于Takashima钝化方法不会对飞行器的升力面造成损失,Takashima方法在30 mm钝化半径处升力面损失13%,气动性能相较Tincher方法损失更大,二者升阻比在20 mm处相差最大达到6.45%;新提出的钝化方法保留了乘波体的气动性能,通过与一致边缘钝化方法相比,升阻比较Tincher方法下30mm提升了8.34%,证明了该方法的有效性;钝化后的模型更适合在小攻角范围内飞行。 展开更多
关键词 乘波构型 钝化方法 数值模拟 非一致钝化 气动特性
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重复使用运载器热环境风洞试验的天地相关性研究
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作者 胡彦辰 杜涛 +2 位作者 李明 高武焕 刘凯 《宇航学报》 北大核心 2025年第7期1285-1296,共12页
针对地面风洞试验难以直接模拟重复使用运载器飞行热环境的问题,从驻点热流的Van Driest公式出发,变换构造了经典斯坦顿数-雷诺数关联关系的相关性修正函数。理论分析揭示了新修正函数为经典关联关系引入了来流马赫数和温度比效应,其能... 针对地面风洞试验难以直接模拟重复使用运载器飞行热环境的问题,从驻点热流的Van Driest公式出发,变换构造了经典斯坦顿数-雷诺数关联关系的相关性修正函数。理论分析揭示了新修正函数为经典关联关系引入了来流马赫数和温度比效应,其能够提升关联精度,并给出了湍流流动修正函数。研究发现风洞试验中来流的低焓值对天地相关性有显著影响。提出了临界马赫数描述试验焓值影响,试验条件需远离临界马赫数以保持试验数据的相关性。利用国内外多座不同类型风洞上4个外形的热环境试验数据开展了对比检验。结果显示,新方法能够提升大范围风洞试验结果的关联精度,可推广应用于连续流热环境的关联外推。 展开更多
关键词 气动热 关联外推方法 天地相关性 风洞试验 重复使用运载器
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三维复杂界面非结构网格N-S/DSMC耦合方法
3
作者 陈飞同 王学德 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期149-157,共9页
针对近连续流过渡区多尺度绕流问题,学界发展了N-S(Navier-Stokes)/DSMC(direct simulation Monte Carlo)耦合方法,大多数此类求解器面临着耦合界面波动失稳的难题,因此对复杂外形和耦合界面的通用性值得重点研究。鉴于非结构网格面向... 针对近连续流过渡区多尺度绕流问题,学界发展了N-S(Navier-Stokes)/DSMC(direct simulation Monte Carlo)耦合方法,大多数此类求解器面临着耦合界面波动失稳的难题,因此对复杂外形和耦合界面的通用性值得重点研究。鉴于非结构网格面向复杂外形高度的贴体性、优良适应性以及工程领域对过渡流区高效通用型计算方法的需求,提出并实现了一套三维复杂界面四面体非结构网格N-S/DSMC耦合方法用于模拟高超声速过渡流。该方法使用局部克努森数作为连续失效参数划分连续/稀薄区域,并生成三维复杂N-S/DSMC耦合界面,沿分界面两侧分别推进一层或多层界面信息传递单元,基于边界状态法进行信息耦合。该耦合方法无需对复杂不规则分界面作光滑和修型处理,具备对复杂过渡流区工程问题数值模拟的通用性。分别对三维高超声速圆球和钝锥绕流进行模拟,数值结果显示:与参考文献中的DSMC方法相比,激波处数值和壁面特征值基本一致,最大误差不超过8%,但计算效率分别提高了1.74倍和2.28倍,验证了该耦合方法的正确性和高效性。 展开更多
关键词 N-S/DSMC耦合方法 四面体非结构网格 高超声速流 过渡流区 复杂界面耦合方法
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共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性分析
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作者 林昱竞 刘卫东 +2 位作者 魏峰 杨瑞 于江飞 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第5期144-156,共13页
激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现显著的气动加热,而壁温升高后会反过来影响原有流场结构。为研究共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性,采用数值模拟方法分析了不同壁面材料、气动加热时间和来流总温下的流场结构、壁面参数... 激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现显著的气动加热,而壁温升高后会反过来影响原有流场结构。为研究共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性,采用数值模拟方法分析了不同壁面材料、气动加热时间和来流总温下的流场结构、壁面参数和固体域温度分布情况。结果表明,存在共轭传热时的分离区尺寸介于等温壁和绝热壁结果之间;随着壁面材料热扩散系数的减小和气动加热时间的增加,流场分离区尺寸增加,壁面温度峰值升高,热流峰值减小;相同材料和时间下,增大总温使分离区减小,说明改变来流总温引起的雷诺数变化对分离特性占主导地位。激波/边界层干扰使再附区下方的固体域温度明显上升,电木壁面内部的高温区扩散很慢,呈片状分布。 展开更多
关键词 激波边界层干扰 共轭传热 壁面材料
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星舰气动力/热特性数值计算与分析
5
作者 武天赐 袁震宇 +1 位作者 白宏阳 靳科锐 《上海航天(中英文)》 2025年第S1期52-61,共10页
针对SpaceX研发的超重‒星舰(Super Heavy-Starship)系统,通过数值仿真方法研究了其在不同飞行高度和不同攻角下的气动特性,并分析物面压力、摩阻系数及热流分布规律。该研究基于有限体积法求解Navier-Stokes方程,并采用隐式时间推进格... 针对SpaceX研发的超重‒星舰(Super Heavy-Starship)系统,通过数值仿真方法研究了其在不同飞行高度和不同攻角下的气动特性,并分析物面压力、摩阻系数及热流分布规律。该研究基于有限体积法求解Navier-Stokes方程,并采用隐式时间推进格式。研究结果表明:随着攻角增大,高压区与高摩阻区逐渐向星舰底部推移,且热流集中现象在头部和舵面边缘显著增强;激波形态变化对物面压力与热流分布具有决定性影响;在80°大攻角时,背风区的大分离涡流结构使得气动力特性复杂化。本研究为我国运载火箭的热防护系统优化、再入轨迹控制及飞行稳定性提升提供了理论依据。 展开更多
关键词 高超声速 大攻角飞行 数值仿真 气动力特性 气动热特性
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发动机喷流对可回收火箭底部热环境的影响
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作者 刘浩 李钧 冯刚 《推进技术》 北大核心 2025年第6期65-74,共10页
为获得可回收火箭底部热环境数据,采用离散坐标法与灰气体加权和热辐射模型对底部热环境进行数值仿真,考虑真实燃气组分、热辐射和热对流的综合影响,得到了可回收火箭上升段多喷管喷流以及一子级返回段逆向喷流状态下底部热流密度变化... 为获得可回收火箭底部热环境数据,采用离散坐标法与灰气体加权和热辐射模型对底部热环境进行数值仿真,考虑真实燃气组分、热辐射和热对流的综合影响,得到了可回收火箭上升段多喷管喷流以及一子级返回段逆向喷流状态下底部热流密度变化特性。结果表明,火箭上升段,高度低于10 km,底部以辐射热流为主,随着高度增加,部分高温燃气回流至箭体底部,对流热流急剧升高,热流峰值出现在40 km高度左右,其值为193 kW/m^(2)。一子级返回第一次点火减速,燃气处于极度的欠膨胀状态,由于中心喷管的遮挡,底部热流整体较小,其值在60 kW/m^(2)以下,返回过程的热流峰值出现在第二次减速过程中,此时三台发动机开机,在自由来流作用下部分燃气回流至底部,热流峰值可达283 kW/m^(2)。着陆段由于地面效应,辐射热流急剧增加,最大可达216 kW/m^(2)。 展开更多
关键词 可回收火箭 发动机喷流 一子级返回段 热环境 数值仿真
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基于参数化导波体的乘波体设计和分析 被引量:2
7
作者 刘小池 何跃龙 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期95-103,共9页
基准流场的特性是影响乘波体外形和气动特性的核心因素,如何改进基准流场生成更符合需求的乘波体仍然是设计的难题。本文中采用参数化的方法设计导波体外形,并采用激波装配法求解基准流场,通过改变参数控制导波体外形,进而影响基准流场... 基准流场的特性是影响乘波体外形和气动特性的核心因素,如何改进基准流场生成更符合需求的乘波体仍然是设计的难题。本文中采用参数化的方法设计导波体外形,并采用激波装配法求解基准流场,通过改变参数控制导波体外形,进而影响基准流场的特性,得到基准流场后,采用“平切激波面”的方法得到乘波面和乘波体。具体分析了导波体的水平面母线形式、钝头半径、下表面底部型线形状对所得乘波体的影响。结果表明:在导波体长宽高一定的情况下,水平面母线采用适当的外扩张形式,可以得到升阻比更大的、压心更靠前的乘波体;钝头半径越大,所得乘波体的升阻比更小,容积率更大,压心更靠前;底部型线外扩张的程度越大,所得乘波体升阻比更小,容积率更大,压心位置差别不大。 展开更多
关键词 乘波体 导波体 容积率 高超声速 气动特性
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充气式返回舱化学非平衡仿真分析
8
作者 何青松 王广兴 +3 位作者 冯瑞 董海波 黄明星 贾贺 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期79-87,共9页
采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影... 采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影响较小,会使舱体壁面处的热流密度有所增加;对流场组分分布的研究发现,由于N 2比O 2更难解离,在整个流场中N的摩尔分数远低于O的摩尔分数;在目前的计算条件下,沿轴线和壁面的氮氧比与来流基本保持一致。仿真结果在总体上与实验结果符合较好,验证了仿真模型的可靠性。 展开更多
关键词 充气式返回舱 化学非平衡 外形变化 组分分布 数值模拟
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Numerical investigation on characteristics of interfacial wave of liquid film in gas-liquid two-phase flow using OpenFOAM 被引量:1
9
作者 Xiaoqi MA Yueshe WANG Jiaming TIAN 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2024年第2期233-248,共16页
Liquid film cooling as an advanced cooling technology is widely used in space vehicles.Stable operation of liquid film along the rocket combustion inner wall is crucial for thermal protection of rocket engines.The sta... Liquid film cooling as an advanced cooling technology is widely used in space vehicles.Stable operation of liquid film along the rocket combustion inner wall is crucial for thermal protection of rocket engines.The stability of liquid film is mainly determined by the characteristics of interfacial wave,which is rarely investigated right now.How to improve the stability of thin film has become a hot spot.In view of this,an advanced model based on the conventional Volume of Fluid(VOF)model is adopted to investigate the characteristics of interfacial wave in gas-liquid flow by using OpenFOAM,and the mechanism of formation and development of wave is revealed intuitively through numerical study.The effects from gas velocity,surface tension and dynamic viscosity of liquid(three factors)on the wave are studied respectively.It can be found that the gas velocity is critical to the formation and development of wave,and four modes of droplets generation are illustrated in this paper.Besides,a gas vortex near the gas-liquid interface can induce formation of wave easily,so changing the gas vortex state can regulate formation and development of wave.What’s more,the change rules of three factors influencing on the interfacial wave are obtained,and the surface tension has a negative effect on the formation and development of wave only when the surface tension coefficient is above the critical value,whereas the dynamic viscosity has a positive effect in this process.Lastly,the maximum height and maximum slope angle of wave will level off as the gas velocity increases.Meanwhile,the maximum slope angle of wave is usually no more than 38°,no matter what happens to the three factors. 展开更多
关键词 Interfacial wave GAS-LIQUID Two-phase flow VOF model OPENFOAM
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高超声速飞行器减阻杆-双盘-槽道组合构型减阻防热特性研究
10
作者 郭建 方蜀州 王子玉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期84-94,共11页
针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的... 针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的流场进行了数值模拟,并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型,减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好,而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析,数值仿真结果表明,在研究参数范围内,侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型,较优构型的总阻力系数降低了24.70%,钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。 展开更多
关键词 高超声速 减阻防热 减阻杆-双盘 槽道 数值模拟
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基于进入圆球的火星大气密度与风速反演方法
11
作者 韩碧 李萧 齐征 《中国空间科学技术》 CSCD 北大核心 2024年第1期44-53,共10页
针对现有火星大气密度和风速探测方法的不足,提出了一种基于进入圆球的火星大气密度和风速反演方法。圆球携带加速度计和陀螺仪测量大气阻力加速度和姿态。基于圆球阻力加速度方向实现风速与密度解耦,设计了风速独立求解算法和基于高精... 针对现有火星大气密度和风速探测方法的不足,提出了一种基于进入圆球的火星大气密度和风速反演方法。圆球携带加速度计和陀螺仪测量大气阻力加速度和姿态。基于圆球阻力加速度方向实现风速与密度解耦,设计了风速独立求解算法和基于高精度风速反演结果的密度求解算法,并通过理论分析和数值仿真对反演算法的误差进行了分析计算。仿真结果表明该方法可有效反演得到高精度火星中低层大气密度和风速,在80 km以下,横向风速误差在8%以内,密度误差7%以内。 展开更多
关键词 火星大气 进入圆球 风速 大气密度 加速度计
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大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展 被引量:78
12
作者 曹登庆 白坤朝 +4 位作者 丁虎 周徐斌 潘忠文 陈立群 詹世革 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第1期1-13,共13页
随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态... 随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等). 展开更多
关键词 大型柔性航天器 空间结构 非线性动力学 振动控制 姿轨控 多体系统动力学
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飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究 被引量:24
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作者 张涵信 袁先旭 +1 位作者 叶友达 谢昱飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2002年第3期247-259,共13页
本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时... 本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 。 展开更多
关键词 飞船 返回舱 俯仰振荡 动态稳定性 数值模拟
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通用导弹气动力计算软件DATCOM的开发与校验 被引量:16
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作者 杨维维 陈小前 +1 位作者 李晓斌 王振国 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期161-164,共4页
M issile Datcom是由美国空军研发的一套用于导弹气动力估算的软件,在飞行器方案设计阶段具有较高的实用价值。在深入分析M issile Datcom软件源代码的基础上,结合研究成果对软件进行了开发,利用VC++编制了便于用户使用的图形界面,并利... M issile Datcom是由美国空军研发的一套用于导弹气动力估算的软件,在飞行器方案设计阶段具有较高的实用价值。在深入分析M issile Datcom软件源代码的基础上,结合研究成果对软件进行了开发,利用VC++编制了便于用户使用的图形界面,并利用某型导弹的风洞试验数据对软件进行了校验。结果表明,该软件在一定范围内能提供较高精度的气动力系数估算结果,对不同导弹气动力外形具有较强的适用性,为国内气动力工程估算提供了一套通用工具。 展开更多
关键词 导弹 气动力 工程估算 软件开发 校验
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高超声速气动力数据天地相关性研究综述 被引量:17
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作者 陈坚强 张益荣 +1 位作者 张毅锋 陈亮中 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期587-599,共13页
综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内... 综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足,及相应的处理手段;气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述;气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研;在上述基础上,进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。 展开更多
关键词 空气动力学 相关性 风洞试验 飞行试验 计算流体力学
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航天器返回地球的气动特性综述 被引量:21
16
作者 方方 周璐 李志辉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期24-38,共15页
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的... 航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 展开更多
关键词 航天器 再入 跨流域空气动力学 再入减速 飞行控制 配平攻角
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新型升力再入飞船返回舱气动外形选型研究 被引量:25
17
作者 唐伟 桂业伟 方方 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期84-88,共5页
未来低成本天地往返运输系统的气动外形设计的总体要求是升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大、可重复使用等。结合国内技术水平和国外经验教训,提出了我国未来新型升力再入飞船返回舱的总体气动需求,采用平面斜切二次曲线构... 未来低成本天地往返运输系统的气动外形设计的总体要求是升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大、可重复使用等。结合国内技术水平和国外经验教训,提出了我国未来新型升力再入飞船返回舱的总体气动需求,采用平面斜切二次曲线构造截面的模线设计方法,设计了四种满足长度、截面尺寸和容积等总体需求的返回舱布局方案。利用基于牛顿理论的气动力工程方法对气动特性进行预测,利用气动力与六自由度弹道的耦合计算研究返回舱无控再入飞行特性。研究表明,所设计的返回舱外形高超声速稳定配平升阻比大于0.9,阻力系数大于0.5,法向过载低于2.5,具有较好的静动稳定性,具备可部分重复使用的潜力。 展开更多
关键词 气动布局 升阻比 配平 弹道 飞船返回舱
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欧洲返回舱CTV气动特性综述 被引量:11
18
作者 唐伟 张勇 +1 位作者 李为吉 张鲁民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第3期362-367,共6页
研究分析了欧洲航天局天地往返运输系统之载人飞船返回舱CTV的气动特性,并与第一代联盟号飞船返回舱的气动特性作了对比研究。该返回舱为钝双锥外形,与联盟号飞船返回舱相比,它具有升阻比高、机动性强、稳定性好等特点。本文还对两类返... 研究分析了欧洲航天局天地往返运输系统之载人飞船返回舱CTV的气动特性,并与第一代联盟号飞船返回舱的气动特性作了对比研究。该返回舱为钝双锥外形,与联盟号飞船返回舱相比,它具有升阻比高、机动性强、稳定性好等特点。本文还对两类返回舱的气动热特性、防热材料重量、飞行弹道及通讯中断问题进行了对比分析研究。 展开更多
关键词 欧洲 飞船返回舱 气动特性 热防护 飞行弹道 通讯中断
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高超声速粘性干扰效应相关性研究 被引量:12
19
作者 龚安龙 周伟江 +1 位作者 纪楚群 杨云军 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期1706-1710,共5页
探讨了高超声速粘性干扰效应的相关性理论,采用CFD数值模拟方法对轨道器再入阶段的粘性干扰效应进行了研究,以此为基础考察了粘性干扰相关参数′∞的关联特性。对计算结果的分析表明:ν-′∞能够将轨道器外形气动力的地面风洞试验数... 探讨了高超声速粘性干扰效应的相关性理论,采用CFD数值模拟方法对轨道器再入阶段的粘性干扰效应进行了研究,以此为基础考察了粘性干扰相关参数′∞的关联特性。对计算结果的分析表明:ν-′∞能够将轨道器外形气动力的地面风洞试验数据和飞行试验数据进行有效关联,从而为建立轨道器外形再入气动力天地换算方法奠定了基础。 展开更多
关键词 高超声速 粘性干扰效应 CFD 粘性干扰相关参数
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天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究 被引量:14
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作者 李志辉 吴俊林 +1 位作者 彭傲平 唐歌实 《载人航天》 CSCD 2015年第2期106-114,共9页
对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞... 对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则;将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形,进行气动力当地化关联参数计算修正,建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300~200km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证,表明天宫飞行器在200km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化(8%~50%),证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数,误差累积巨大,需要采取防护措施,低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。 展开更多
关键词 天宫飞行器 低轨控空气动力特性 当地化桥函数 关联参数确定 工程计算 DSMC方法 统一算法
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