大展弦比气弹机翼柔性非线性变形的气动力效应分析与风洞试验

从飞行器刚弹耦合动力学模型出发，引入柔性机翼准定常假设，建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程，利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为，开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证，采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算，发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性，均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.      

基于遗传算法的升力体外形优化设计

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.      

THE MODIFIED TRIPLES ALGORITHM FOR FLUSH AIR DATA SENSING SYSTEM APPLIED TO THE VEHICLE WITH BLUNT FORE-BODIES1)

针对传统的用于钝头体飞行器的嵌入式大气数据传感系统的经典三点式算法对测压孔配置约束性严格的特点,对经典三点式算法进行了改进及验证。首先,对于经典三点式算法及改进算法进行了论述;其次,针对不同测压孔配置对算法精度的影响进行了系统的评估;最后,对于传统的经典三点式算法与改进三点式算法的优劣进行了比较。结论为：(1)改进的三点式算法对于测压孔的配置敏感性变差,即对测压孔约束很宽松,可用测压孔数增加,从而使得算法的适用性更强;(2)改进的三点式算法的精度与三点式算法相当,但是需要对测压孔进行系统选取及对比验证。     

分布式航天器真空热试验测控系统设计

针对航天器真空热试验对数据采集、温度控制及系统功能的要求,设计开发了一套基于LXI总线的分布式测控系统。针对目前控制系统对于温度控制系统大滞后、非线性的控制性能不佳的缺点,采用模糊自整定PID算法提升了当前控制系统的控制品质,实现了对航天器的外热流模拟与温度控制。实际运行结果表明,该系统具有可靠性高、扩展性强、控制精度高等优点,并且试验准备时间比原有系统减少一半以上,提高了试验人员的工作效率。     

临近空间高升阻比布局高速气动性能对比

针对临近空间飞行器三类典型的气动布局概念:翼身组合体、翼身融合体和扁平升力体开展对比分析,研究关键几何设计参数对其升阻特性的影响规律.结果表明:翼身组合体布局适用于对升阻比要求比较高,对有效装载容积要求比较低的飞行器设计;扁平升力体布局适用于对有效装载容积要求比较高,对升阻比要求比较低的的飞行器设计;翼身融合体布局适用于对各项性能要求比较均衡的飞行器设计.     

不同对流马赫数下光束畸变的实验研究

利用双曝光CCD相机成像技术,研究了小直径光束穿越可压缩混合层流场后所引起的气动光学效应.实验研究结果表明:在不同对流马赫数(Mc=0.17,0.45)下,光束投影(点扩散函数,PSF)发生了不同程度的变形和偏移.此外在不同对流马赫数下细光束投影都存在扩束、缩束和面积几乎不变的现象,但光束投影出现扩、缩束的概率不同.     

抗阵风载荷的小型无人飞行器设计及相关风洞舵效比较

本文目的在于探索验证微小型飞行器的气动布局与抗突风载荷能力的关系,结合风洞试验验证了结果并进行了数据分析。在低雷诺数条件下采用大边条、小展弦比非常规的气动布局设计,根据性能指标要求对飞行器的机翼面积、翼展、翼型等相关参数进行了分析设计;运用数值模拟等手段对全机简化模型进行了气动力计算,对结果进了行初步的定性分析,为初始的设计提供了验证;结合实际的靶机制作得到了实际飞机的风洞验证缩比模型,对其进行了风洞的常规测力实验。根据风洞试验结果对飞机升降舵舵面与副翼舵面偏转0°、±15°、±30°的气动性能进行了评估,为进一步的理论分析提供依据。结合实际外场飞行实验情况得出飞行器的实际气动性能,并对大量相关风洞试验数据进行了分析;探索性地给出了一条适用于微小型飞行器进行的新设计方法和设计流程,为设计适应于阵风载荷等恶劣气候条件下微小的型飞行器提供了参考新思路。     

我和《计算物理》

各位编委、各位老师: 大家好! 我来自中国航天空气动力技术研究院,主要从事航天器的 CFD(计算流体力学)研究. 中国航天空气动力技术研究院这个名称大家可能有些陌生,如果再往前推10多年,中国航天空气动力技术研究院还只是中国航天科技集团旗下的一个直属研究所,叫701所;年纪大一些的许多人对这个名称或许更熟悉,甚至现在还有人在非正式场合管我们单位叫701所. 中国航天空气动力技术研究院是我国最早从事空气动力学专业研究的科研机构,其中的计算空气动力学方向与计算物理直接相关.     

自由活塞激波风洞压缩管非等熵流动分析

在自由活塞驱动的高超声速地面试验设备中,自由活塞压缩器的运行状态对于试验气流状态参数、试验时间及设备安全性起到决定性的作用.研究基于FD-21自由活塞激波风洞结构参数,针对典型的活塞压缩器运行状态展开数值模拟和等熵理论预测,分析压缩管中的波系结构和非等熵效应引起的流动参数变化.进一步地,将压缩管中的总熵变来源分解为激波和黏性两部分;改变驱动压力、活塞质量、压缩管初始压力和压缩管长度进行数值模拟,分析熵变变化规律,并进行参数影响的归一化分析,结果表明归一化后的熵变仅与压缩比有关;最后,对等熵理论进行修正,修正后的压缩管压力与实验和数值结果更为吻合.