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带扰流板下偏的多段翼型地面效应数值模拟 预览
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作者 刘江 白俊强 +2 位作者 高国柱 昌敏 刘南 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期167-176,共10页
采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小,多段翼... 采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小,多段翼型的升力和阻力减小,升阻比有所增大;升力系数的减小幅值随着离地高度的减小和迎角的增大逐渐增大,最大可以减小22%左右;地效影响下,主翼上表面吸力减小导致的升力系数减小幅值是下表面压力增大导致的升力系数增大幅值的3倍以上。升力系数减小原因分析表明:①地面效应对干净翼型升力系数的影响与迎角范围有关,在中小迎角下升力系数增大,在大迎角下升力系数减小,而多段翼型往往工作在大迎角下的起降阶段,故其升力系数在地效作用下减小;②扰流板下偏前后的升力系数增量随着离地高度的减小而减小,最大减小量可以达到50%左右,说明地面效应使得多段翼型前后部件之间的增升作用减弱,从而导致多段翼型的升力系数进一步减小。 展开更多
关键词 扰流板下偏 多段翼型 地面效应 数值模拟 气动性能
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升力偏置对ABC旋翼气动性能的影响 预览
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作者 牛青峰 刘平安 +1 位作者 樊枫 黄水林 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2019年第2期232-237,共6页
采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing bladec oncept,ABC)的刚性旋翼在... 采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing bladec oncept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。 展开更多
关键词 刚性旋翼 升力偏置 自由尾迹 气动性能 升阻比
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宽速域高超声速飞行器设计与气动特性研究
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作者 罗浩 张登成 +2 位作者 张艳华 郑无计 张久星 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2019年第2期26-30,共5页
为了提升高超声速飞行器在低速和超声速条件下的气动特性,提出了一种新型宽速域类乘波体机身加可变菱形连接翼的气动构型,飞行器通过连接翼的收放变化来实现展弦比和掠角的增减,提高全速域范围的气动性能。采用CFD方法,对低(超声)速和... 为了提升高超声速飞行器在低速和超声速条件下的气动特性,提出了一种新型宽速域类乘波体机身加可变菱形连接翼的气动构型,飞行器通过连接翼的收放变化来实现展弦比和掠角的增减,提高全速域范围的气动性能。采用CFD方法,对低(超声)速和高超声速时的气动特性进行了数值计算。通过分析计算得出结论:在低速和高超声速时,飞行器的气动特性良好。结果表明,该设计方法是可行的,符合水平起降、宽速域飞行的发展趋势。 展开更多
关键词 高超声速 宽速域 升阻比 气动特性
共轴刚性旋翼气动外形优化设计 预览
4
作者 招启军 张威 +2 位作者 原昕 朱正 王博 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2019年第2期160-165,共6页
采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过... 采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟,在此基础上建立了代理模型结合遗传算法(Genetic algorithm,GA)的高效共轴旋翼气动布局优化方法,以前飞升阻比为目标函数进行优化,得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升(前进比为0.6状态下升阻比提升约30%),证明了优化的有效性。 展开更多
关键词 共轴刚性旋翼 桨叶外形 前飞 优化设计 升阻比 RANS方程
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升阻比对可重复使用运载器爬升特性影响
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作者 崔凯 徐应洲 +2 位作者 李广利 肖尧 王浩祥 《中国科学:技术科学》 EI CSCD 北大核心 2019年第8期891-900,共10页
针对地面助推水平发射的两级入轨空天飞行器,以一级可重复使用运载器气动特性和爬升弹道特性耦合研究为目标,基于二维三自由度弹道方程,通过计算较系统地分析了运载器升阻比对其分离点速度、高度、弹道倾角、动压、最大过载等一系列参... 针对地面助推水平发射的两级入轨空天飞行器,以一级可重复使用运载器气动特性和爬升弹道特性耦合研究为目标,基于二维三自由度弹道方程,通过计算较系统地分析了运载器升阻比对其分离点速度、高度、弹道倾角、动压、最大过载等一系列参数的影响,并与垂直爬升弹道进行了比较.计算结果表明升力爬升弹道较垂直爬升弹道可获得更高的分离点速度,且在小推重比条件下差别尤为明显.同时,通过提高升阻比,可有效提升分离点高度、减小分离点动压以及全弹道最大过载等,并可大幅拓宽分离点弹道倾角的调节范围.最后对地面助推水平发射方式及对应最佳弹道方案进行了讨论,并提出了气动布局设计的关键需求. 展开更多
关键词 可重复使用运载器 水平发射 两级入轨 弹道分析 升阻比
不确定湍流对低雷诺数风力机翼型气动特性影响研究
6
作者 唐新姿 李鹏程 +1 位作者 陆鑫宇 彭锐涛 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期2045-2052,共8页
为分析并量化不确定湍流对低雷诺数风力机翼型气动性能的影响,以风力机翼型S809为研究对象,基于非嵌入式概率配置点法和修正转捩Transition SST模型,分析湍流强度对低雷诺数翼型升阻气动特性、层流分离和失速分离的影响规律,并量化随机... 为分析并量化不确定湍流对低雷诺数风力机翼型气动性能的影响,以风力机翼型S809为研究对象,基于非嵌入式概率配置点法和修正转捩Transition SST模型,分析湍流强度对低雷诺数翼型升阻气动特性、层流分离和失速分离的影响规律,并量化随机湍流不确定性对翼型气动性能的影响。结果表明,湍流强度由0.2%增大至25%,翼型最大升阻比降低51.8%,湍流作用下层流分离泡消失,失速分离延迟;湍流强度标准差由10%增加至35%,翼型升阻比标准差最大增幅为14.43%。 展开更多
关键词 不确定分析 流动分离 升阻比 湍流 翼型
基于伴随方法的低风速风电机组翼型优化研究
7
作者 田德 吴志学 +2 位作者 罗涛 路宏 王若愚 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期2064-2070,共7页
以提高翼型的升阻比为优化目标,基于CFD(computational fluid dynamics)数值模拟,利用基于控制理论的伴随(Adjoint)方法及网格快速变形理论,在低风速条件下,分别对水平轴风电机组叶片通常使用的传统航空翼型NACA0012和风电机组专有翼型S... 以提高翼型的升阻比为优化目标,基于CFD(computational fluid dynamics)数值模拟,利用基于控制理论的伴随(Adjoint)方法及网格快速变形理论,在低风速条件下,分别对水平轴风电机组叶片通常使用的传统航空翼型NACA0012和风电机组专有翼型S8036进行仿真优化研究。结果表明:结合基于控制理论的伴随算法及网格快速变形方法,可有效改进优化2种不同类型翼型的气动性能。在相同的流场条件下,优化得到的翼型分别与初始翼型NACA0012和S8036相比,升阻比分别提高8.75%和16.74%。 展开更多
关键词 升阻比 风电机组 气动外形 伴随方法 翼型优化
Multi-point airfoil optimization for axial-flow fan 预览
8
作者 DUAN Haojie LIU Lei DAI Ren 《排灌机械工程学报》 CSCD 北大核心 2019年第6期469-474,共6页
Airfoil is the element of fan blade design. It is strongly anticipated to design a fan of ave- raged high performance over a wide operation range. Multi-point optimization design of airfoil for axial flow fan was prop... Airfoil is the element of fan blade design. It is strongly anticipated to design a fan of ave- raged high performance over a wide operation range. Multi-point optimization design of airfoil for axial flow fan was proposed over specific operation range. Weighted objective function of airfoil lift-drag ratio was constructed for several operation points around the designing one. Airfoil was defined by parametric B-spline curve of limited shape controlling points. Results show that normal standard airfoils have remained spaces to be optimized under specific operation conditions. Airfoil performance is sensitive to flow′s Reynolds number and cascade solidity. Predicting flow transition along airfoil profile is essential to search for optimized one. Optimized airfoil of wide operation range is possible to obtain with prescribed fitness function. Obtainments of multi-point optimization may be relatively lower at design point, but positive obtainments are achieved at off-design ones. Resulted airfoil is specially suitable for axial flow fans operating frequently at off-design point such as air condition coolers. 展开更多
关键词 multi-point optimization GEOMETRY DESCRIPTION lift-drag RATIO operation range AXIAL-FLOW FAN
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新型环形机翼飞行器设计及气动特性分析 预览
9
作者 吴皓宇 《电子测试》 2019年第7期16-17,共2页
本文首先建立了环形飞翼飞行器模型,随后针对该模型在不同迎角下的气动性能进行了CFD计算。通过对计算结果的分析,发现采用环形结构布局的飞翼飞行器相比传统民航飞行器其升力更高,升阻比更高。此种构型的飞行器对降低能源消耗、提高飞... 本文首先建立了环形飞翼飞行器模型,随后针对该模型在不同迎角下的气动性能进行了CFD计算。通过对计算结果的分析,发现采用环形结构布局的飞翼飞行器相比传统民航飞行器其升力更高,升阻比更高。此种构型的飞行器对降低能源消耗、提高飞行都产生了积极影响。 展开更多
关键词 环形飞翼飞行器 诱导阻力 升阻比
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三段式扑翼机构设计及气动力特性分析 预览
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作者 华兆敏 侯宇 +1 位作者 朱建阳 屠凯 《计算机仿真》 北大核心 2019年第5期42-47,72共7页
针对现有扑翼飞行器的扑翼机构结构单一、无法实现灵巧高效的仿生运动等缺点,在单驱动方式的基础上,设计了一种能够同时实现扑动和两级折叠运动的新型扑翼机构,据此提出一种三段式扑翼机构分析模型,并建立了机构的运动学和气动力计算模... 针对现有扑翼飞行器的扑翼机构结构单一、无法实现灵巧高效的仿生运动等缺点,在单驱动方式的基础上,设计了一种能够同时实现扑动和两级折叠运动的新型扑翼机构,据此提出一种三段式扑翼机构分析模型,并建立了机构的运动学和气动力计算模型。分析了扑翼机构在一个运动周期中翅翼的折叠角度及升力变化规律,证明上述机构符合仿生设计要求,并且有较好的气动力特性。分析了在三种典型飞行状态下内、中、外三段翅翼所受的气动力变化,并与两段式扑翼模型进行了比较。相较于单段式与两段式扑翼,三段式扑翼机构具有更好的仿生运动特性和气动性能。 展开更多
关键词 三段式扑翼 机翼折叠 运动学模型 气动力模型 升阻比
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前缘可变弯度翼型的跨声速数值模拟 预览
11
作者 马贵春 林义彪 +1 位作者 王冠宇 赵垒 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第4期1-5,共5页
以超临界翼型DFVLR R-4翼型为基本翼型,在前缘30%弦长处,对翼型进行正向(向下)偏转1°、2°和负向(向上)偏转1°、2°,得到4种变弯度翼型并进行跨声速下气动力数值分析。结果表明:在跨声速中,翼型正向偏转阻力发... 以超临界翼型DFVLR R-4翼型为基本翼型,在前缘30%弦长处,对翼型进行正向(向下)偏转1°、2°和负向(向上)偏转1°、2°,得到4种变弯度翼型并进行跨声速下气动力数值分析。结果表明:在跨声速中,翼型正向偏转阻力发散特性得到改善,负向偏转阻力发散特性变差;在相同来流马赫数下,翼型正偏转升力系数减小,负向偏转,升力系数增大;翼型正向偏转时,失速迎角特性得到改善。综合分析得出,跨声速能够较好地运用前缘可变弯度翼型。 展开更多
关键词 超临界翼型 前缘可变弯度 跨声速 阻力发散特性 升阻比 失速迎角
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一种升浮一体环形浮空器气动特性研究
12
作者 喻海川 闫溟 陈冰雁 《力学季刊》 CSCD 北大核心 2018年第1期138-147,共10页
选取填充轻质气体的环形浮空器为研究对象,采用数值模拟方法开展高空风力发电机用浮空器气动特性研究.采用有限体积法求解不可压N-S方程和S-A湍流模型来数值模拟风力机气流场,分别对翼型,安装角,长细比,雷诺数及风力机等因素对引入浮力... 选取填充轻质气体的环形浮空器为研究对象,采用数值模拟方法开展高空风力发电机用浮空器气动特性研究.采用有限体积法求解不可压N-S方程和S-A湍流模型来数值模拟风力机气流场,分别对翼型,安装角,长细比,雷诺数及风力机等因素对引入浮力后浮空器气动特性影响进行研究,对比分析引入浮力后布局外形气动力特性随各外形特征参数的变化规律.数值结果表明,截面翼型弯度越大,最大升阻比越小,其出现位置有一定前移;截面厚度越大,三维效应越强,最大升阻比出现有一定的滞后性;增大安装角,相当于增大攻角,使得升力系数和阻力系数随攻角变化曲线均有一定前移;引入浮力后,最大合升阻比增大,并且存在一个明显前移;长细比越小,浮空器升阻比越大,随着长细比增大,浮空器最大升阻比出现越滞后;一定范围内,雷诺数增大,浮空器动升阻比增大,引入浮力后,当来流风速变化时,浮空器合升阻比随雷诺数增大先迅速减小然后趋于平缓,但基于浮空器尺寸变化时,合升阻比则随雷诺数增大而增大;风轮转速增大,浮空器阻力增大,升力有一定下降. 展开更多
关键词 环形浮空器 翼型 安装角 升阻比 长细比 风轮转速
基于大涡模拟方法仿生翼型气动特性数值模拟 预览
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作者 王松岭 张开顺 +2 位作者 吴正人 蒋露 李子骏 《科学技术与工程》 北大核心 2018年第19期296-300,共5页
采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响。讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现:①在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分... 采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响。讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现:①在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分离情况,但riblet-H翼型模型表现出更好的控制效果;②后段布置脊状结构能够有效推迟翼型边界层分离点,抑制边界层大涡形成,控制分离涡的发展和脱落;③riblet-H翼型模型使翼型的升力系数增大,同时也使其阻力系数降低,升阻比较原翼型有了较大提高。 展开更多
关键词 仿生翼型 气动特性 风力机 大涡模拟 升阻比
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翼身融合布局中央机体翼型设计研究 预览
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作者 李沛峰 张彬乾 +2 位作者 陶于金 陈真利 李栋 《西北工业大学学报》 CSCD 北大核心 2018年第2期203-210,共8页
针对翼身融合布局中央机体翼型设计,在满足总体装载约束条件下,研究对称翼型、后卸载翼型、前加载翼型和前加载-后卸载翼型的气动影响规律。150座级BWB布局研究结果表明,采用对称翼型时,外翼需采用较大的负几何扭转角以实现静稳定设计... 针对翼身融合布局中央机体翼型设计,在满足总体装载约束条件下,研究对称翼型、后卸载翼型、前加载翼型和前加载-后卸载翼型的气动影响规律。150座级BWB布局研究结果表明,采用对称翼型时,外翼需采用较大的负几何扭转角以实现静稳定设计状态下的正零升力矩,但升阻性能损失较大;采用前加载翼型时,受布局平面形状限制,不易达到正零升力矩;采用后卸载翼型或前加载-后卸载翼型时,合理设计前加载或后卸载的区域及大小,可获得升阻及力矩特性较为理想的气动设计结果。翼身融合飞翼布局无人机应用研究表明,采用具有前加载特征的"鹰勾"隐身前缘设计,气动性能损失小。 展开更多
关键词 翼身融合布局 翼型 CFD 民机 无人机
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Cu2O掺杂对钛酸钡基PTC陶瓷的影响 预览
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作者 周江 《科技创新与应用》 2018年第6期178-179,共2页
为研究Cu2O掺杂对Y半导化的BaTiO3基PTC陶瓷的影响,用固相反应法制备了以0.3%mol Y2O3为施主掺杂物、不同含量的Cu2O为受主掺杂物的钛酸钡基PTC陶瓷系列样品。测量了样品电阻率与温度变化之间的关系,用快-快符合寿命谱仪测量了样品的正... 为研究Cu2O掺杂对Y半导化的BaTiO3基PTC陶瓷的影响,用固相反应法制备了以0.3%mol Y2O3为施主掺杂物、不同含量的Cu2O为受主掺杂物的钛酸钡基PTC陶瓷系列样品。测量了样品电阻率与温度变化之间的关系,用快-快符合寿命谱仪测量了样品的正电子湮没寿命谱。结果表明:掺杂Cu2O可以显著提高样品的升阻比(ρmax/ρmin),随着Cu2O掺杂量的增加,室温电阻率逐渐增大,样品的升阻比先增大后减小,掺杂0.01%mol Cu2O的样品升阻比最大,性能最好。随着Cu2O掺杂量的增大,少量Cu离子会进入晶粒内部,但更多的Cu离子会在晶界聚集,使晶界缺陷态增多,晶粒细化。 展开更多
关键词 Cu2O掺杂 PTC 升阻比
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高超声速变形飞行器翼面变形模式分析 预览 被引量:1
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作者 彭悟宇 杨涛 +2 位作者 涂建秋 丰志伟 张斌 《国防科技大学学报》 CSCD 北大核心 2018年第3期15-21,共7页
为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程,研究了采用不同翼面变形模式时,飞行器在马赫数3-8内的气动特性和翼面效率.针对典型的轴对称翼身组合式外形,采用Navler-StokeS方程进行数值模拟,对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形... 为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程,研究了采用不同翼面变形模式时,飞行器在马赫数3-8内的气动特性和翼面效率.针对典型的轴对称翼身组合式外形,采用Navler-StokeS方程进行数值模拟,对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速及高超声速来流条件下进行模拟,并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行分析.结果表明:在超声速及高超声速范围内,变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显,同时具备优良的翼面效率及操稳特性,其在马赫数3-8范围内具有最优的综合性能.研究成果能对高超声速翼身组合式变形飞行器布局设计提供参考,具有一定的指导意义. 展开更多
关键词 变形飞行器 高超声速 翼面变形模式 升阻比 操稳比
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自由变形技术在RAE2822翼型优化设计中的应用 预览
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作者 陈立立 郭正 侯中喜 《国防科技大学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期45-53,共9页
采用自由变形技术实现对RAE2822跨声速翼型表面的参数化,采用试验设计方法对设计参数进行计算流体力学数值模拟样本训练,最后采用Kriging代理模型和MIGA、NLPQL优化算法进行优化分析,将得到的优化变量进一步进行计算流体力学分析获得最... 采用自由变形技术实现对RAE2822跨声速翼型表面的参数化,采用试验设计方法对设计参数进行计算流体力学数值模拟样本训练,最后采用Kriging代理模型和MIGA、NLPQL优化算法进行优化分析,将得到的优化变量进一步进行计算流体力学分析获得最后的优化结果。计算结果显示,自由变形参数化方法简单易行,可实现直接对网格的变形;优化的结果相比于原始翼型,升阻比增加了57.2%,从而证明了本文方法的可行性和有效性。 展开更多
关键词 RAE2822 自由变形 代理模型 升阻比 优化设计
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小型旋翼气动特性研究 预览
18
作者 雷瑶 纪玉霞 汪长炜 《机床与液压》 北大核心 2018年第17期61-65,共5页
为研究小型旋翼的气动特性,运用CFD方法对旋翼的流场进行数值模拟,通过旋翼表面压力分布、速度矢量、流场流线以及升阻比来详细分析旋翼的流场分布特点和气动特性。设计试验系统并搭建气动测试实验平台,实际测量旋翼的拉力和功耗并验证... 为研究小型旋翼的气动特性,运用CFD方法对旋翼的流场进行数值模拟,通过旋翼表面压力分布、速度矢量、流场流线以及升阻比来详细分析旋翼的流场分布特点和气动特性。设计试验系统并搭建气动测试实验平台,实际测量旋翼的拉力和功耗并验证数值模拟结果的可行性。研究结果表明,旋翼桨尖处压力最大且存在负压区域,桨尖压力梯度最大的地方逸出了桨尖涡。在雷诺数范围0.8×105~1.16×105内,旋翼翼型在雷诺数约为90000时的升阻比达到最大。低转速下旋翼的功率载荷较大,在转速约为1700r/min时,旋翼的拉力较大同时功耗较小。 展开更多
关键词 小型旋翼 数值模拟 升阻比 流场特性
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空间返回航天器气动外形设计与需求分析 预览
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作者 方方 田园 +1 位作者 赵攀 李志辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期816-825,共10页
本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及... 本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响,提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想,研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象,用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、N-S/DSMC耦合算法、N-S解算器,对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究,与飞行试验数据对比分析,提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。 展开更多
关键词 空间返回 气动外形 升阻比 设计约束 返回性能 数值模拟
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典型弹道升力式火星进入器性能比较分析 预览
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作者 刘中玉 李齐 +1 位作者 魏昊功 耿云飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期863-870,共8页
进入器的减速效率和着陆精度是火星进入、下降、着陆过程的关键问题,利用数值方法分析了火星科学实验室、“龙飞船”和“猎户座”飞船三种典型弹道升力式火星进入器的气动特性和进入轨迹,研究气动参数、进入姿态和进入器质量等参数偏差... 进入器的减速效率和着陆精度是火星进入、下降、着陆过程的关键问题,利用数值方法分析了火星科学实验室、“龙飞船”和“猎户座”飞船三种典型弹道升力式火星进入器的气动特性和进入轨迹,研究气动参数、进入姿态和进入器质量等参数偏差对开伞状态的影响,比较典型弹道升力式火星进入器气动特性和着陆性能,讨论几何构型对弹道升力式火星进入器性能的影响。研究结果表明:钝锥前体外形可以产生更高的阻力系数,但与球冠大底相比气动热环境也更严酷;同样的进入条件的前提下,三种进入器进入过程的最大过载和开伞高度相差不大,“龙飞船”的开伞动压相对较低,有利于降低减速伞系的开伞载荷。相关研究结论可为我国后续火星探测任务进入器气动外形设计提供有益参考。 展开更多
关键词 火星进入器 弹道升力式飞行器 升阻比 进入轨迹 着陆精度
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