无尾升力式飞行器Weissman判据图仿真

针对无尾升力式飞行器横航向气动耦合严重的问题,开展了Weissman判据在此类飞行器稳定性设计中的应用研究.采用调整布局的方法获得飞行器布局集,采用基于Newton理论的工程方法获得对应的气动数据集.运用飞行动力学仿真手段分析了飞行器在无控和副翼控制时的横航向飞行稳定性.结合仿真结果和Weissman判据分区规则获得飞行器Weissman判据图.研究表明,无尾升力式飞行器的关键设计点气动稳定性位于Weissman判据图的B区.文章的方法可用于再入机动飞行器的耦合稳定性设计.      

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.      

基于翼身融合布局载机的组合空射飞行器概念设计与气动优化

提出了一种使用翼身融合布局载机背载火箭助推空天飞行器的概念设计及其载机平台的气动优化设计, 本设计第1级是1个大型亚跨声速翼身融合布局载机, 第2级是两个推进剂外贮箱, 第3级是一种有翼火箭推进飞行器, 空基发射相对陆基或海基发射的优势是在同等入轨质量条件下, 可以大幅度减小初始发射质量, 大幅度节省推进剂, 显著降低发射成本, 提高空天发射的便捷性, 经过设计估算, 可以1×106 kg量级起飞达到陆基多级火箭2×106 kg量级发射航天飞机级质量的目的, 并可以重复使用。对于第3级飞行器, 利用空天飞行器因其具有的高度和速度而蓄积的引力势能和动能, 具有实现环球飞行量级的大航程高速无动力滑翔飞行的潜力, 探索空射型助推滑翔式系统如何将这些巨大能量缓慢释放用于实现无动力远距离高空高速滑翔飞行。考虑到高超声速飞行器部分的气动优化潜力有限, 利用多点多约束气动优化设计方法实现了载机平台高空发射状态升阻比的较大增加和起飞状态升力系数的显著增长, 用以增大载机平台的载重能力, 而载重能力的增加可用于提升空射系统的入轨质量或者滑翔航程, 从而优化系统整体。      

材料防热的多尺度现象与防热建模

新型高速飞行器返回再入及在大气层内飞行的过程中面临多样化的气动加热环境,材料工艺的改进和多组分的添加使材料高温热响应特性变得更加复杂,并呈现多尺度特性.文章从飞行热环境、材料工艺特征和细微观响应等方面对材料防热机理和建模方法进行了阐述,对不同类型飞行器热环境特征与防热建模难点进行了分析,对各类防热材料工艺与热响应特点进...     

组合式高超声速飞行器布局设计与优化分析

针对高超声速飞行器气动布局设计难点,文章提出了基于多个基准流场的多部件组合设计方法.以锥导乘波体为基准,采用分段接序、多片组合的高超声速可调参数的气动布局设计,将飞行器分解为前体、机翼和中心体设计.前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局思路,使得飞行器各部件功能清晰化.最终实现具有"乘波特性"的高超声速巡航飞行器参数可调的布局设计.文中对比了组合布局与传统乘波体的差异,在前体不变的情况下,研究了中心体长度、长宽比和长厚比对飞行器气动性能的影响.采用自由变形技术（free-form deformation,FFD）实现了高超声速飞行器的参数化和优化设计流程.结果表明组合布局具有更高的容积效率,可实现多参数化调节,具有良好的乘波特性,可为未来提高高超声速飞行器升阻比和满足应用要求提供方案参考.      

高速飞行器失控成因及操稳判据发展综述

首先介绍了高速飞行器设计所面临的静稳定裕度、航向操纵性、三通道耦合、安全边界等问题,进一步梳理了高速飞行器的失控成因,包括飞行环境、飞行姿态、控制耦合、惯性耦合、动力学耦合等因素,在此基础上,回顾了一系列适用于飞行器设计的典型抗失控判据,如横航向稳定性参数、动态航向稳定性参数、横/航向操纵偏离参数、Weissman组合判据、横向稳定性特征参数等.这些参数或判据不仅可以在设计初期预测气动布局的好坏及其对操稳特性的影响,帮助工程师改进气动布局以使飞行器获得最佳的性能,还可用来预测飞行器在当前气动布局下所需要的控制资源以帮助飞行器合理应对耦合的影响,最后在设计完成后还可用这些判据分析飞行器飞行过程中的稳定性以及控制策略的合理性.      

应用中学物理知识分析高速滑翔飞行器的关键气动参数

利用初等物理学与数学的知识, 针对一种无动力、 长距离、 长航时的高速飞行器, 重点分析了滑翔飞行 器的初始速度、 初始高度、 升阻比、 重阻比等参数对滑翔飞行航程和飞行末速度的影响, 指出最关键的参数是初始速 度和升阻比, 这两个参数数值大, 滑翔飞行的距离就远, 飞行末速度就大. 这与较复杂的3 D弹道方程的数值计算结 论一致. 本文采用的物理数学分析方法, 建立了简便的解析式, 对设计高超声速滑翔飞行器有一定的工程应用价值     

X43高超声速飞行器的飞行热走廊研究

建立飞行器的热走廊物理模型和求解方法对于设计飞行器防热结构、确定飞行轨道和优化气动外形等均有重要的工程应用价值,本文对X43高超声速飞行器的飞行热走廊的物理含义进行了分析,初步建立了飞行热走廊的物理模型,给出了该物理模型下飞行热走廊的控制方程和求解方法,通过对X43高超声速飞行器典型位置的飞行热走廊的计算,研究了高超声速飞行器的热走廊规律和特征,研究了防热材料的性能对飞行走廊的限制,明确了防热材料的关键防热参数,通过研究发现: (1)防热材料的发射系数越大,其对应的热走廊越宽阔,飞行轨道的选择余地也越大; (2)不同位置、不同流态对应的热走廊边界不同,推迟转捩发生可以增加热走廊区域,有利于防热.     

风洞热结构考核中温度场相似准则问题研究

高速飞行会让飞行器结构承受大量的气动加热从而导致结构温度或应力失效,高超声速飞行器设计过程中通常需要进行结构考核试验。受风洞设备能力限制,试验模型尺寸、来流条件等方面与实际飞行条件存在很大差异。对真实模型进行缩放处理后进行风洞热结构考核,并通过相似关系转换获得真实飞行器结构温度情况,为飞行器防热布局设计提供有效数据支撑,有着迫切需求。本文通过热传导方程对模型相似参数进行讨论,并根据风洞试验实际边界情况进行了讨论研究。获得了具有针对性的相似准则关系。最后,经过对提出的相似参数进行的算例考核计算和初步分析,验证了该相似准则的正确性。     

基于N-S方程的支撑机翼高亚声速气动外型设计

相对常规悬臂梁布局飞机，支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角，从而可以减小诱导阻力、波阻，并增加层流范围，是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计，在巡航Mach数为0.7，设计升力系数为0.6的条件下，支撑机翼构型相对无支撑构型升阻比仅减小6.3%，而初始无支撑翼身组合体构型相较常规悬臂梁翼身组合体构型最大升阻比提高了约35%，设计结果表明支撑机翼构型是可明显提高飞行性能的未来高亚声速飞机的一种新型外型.文章也对支撑外型、位置参数及机翼内翼下翼面外型修型对支撑机翼构型的干扰影响进行了研究，研究结果表明:支撑上翼面外型、支撑弦长、相对厚度、展向位置、扭转角分布及机翼下翼面外型对支撑机翼构型气动影响较大.      

Optimisation and Efficiency Improvement of Electric Vehicles Using Computational Fluid Dynamics Modelling

Due to the rise in awareness of global warming, many attempts to increase efficiency in the automotive industry are becoming prevalent. Design optimization can be used to increase the efficiency of electric vehicles by reducing aerodynamic drag and lift. The main focus of this paper is to analyse and optimise the aerodynamic characteristics of an electric vehicle to improve efficiency of using computational fluid dynamics modelling. Multiple part modifications were used to improve the drag and lift of the electric hatchback, testing various designs and dimensions. The numerical model of the study was validated using previous experimental results obtained from the literature. Simulation results are analysed in detail, including velocity magnitude, drag coefficient, drag force and lift coefficient. The modifications achieved in this research succeeded in reducing drag and were validated through some appropriate sources. The final model has been assembled with all modifications and is represented in this research. The results show that the base model attained an aerodynamic drag coefficient of 0.464, while the final design achieved a reasonably better overall performance by recording a 10% reduction in the drag coefficient. Moreover, within individual comparison with the final model, the second model with front spitter had an insignificant improvement, limited to 1.17%, compared with 11.18% when the rear diffuser was involved separately. In addition, the lift coefficient was significantly reduced to 73%, providing better stabilities and accounting for the safety measurements, especially at high velocity. The prediction of the airflow improvement was visualised, including the pathline contours consistent with the solutions. These research results provide a considerable transformation in the transportation field and help reduce fuel expenses and global emissions.     

Aerodynamic and energy-efficiency-based assessment of plasma actuator's position on a NACA0015 airfoil

In recent years, there has been an increase in the number of research papers on plasma and its use in active flow control applications. The main objective of this study is to assess the plasma actuator's position on a NACA0015 airfoil in terms of aerodynamic forces. In addition, optimization of the plasma actuator's position and its configuration are studied in order to identify the optimum configuration for improvement in lift coefficient. The experiments are conducted in an open-suction-type wind tunnel at Reynolds numbers of 48,000, 75,000, and 100,000. The plasma actuators are mounted on various positions (x/C) starting from the leading edge to trailing edge of the airfoil. The experimental results on aerodynamic force measurement are presented to illustrate the increasing lift effect of the generated plasma. It is also shown that the plasma actuators used as an active flow control device appears to shift the stall angle of the airfoil. The results of the experimental study suggest that the energy efficiency of airborne systems can be improved with the use of plasma actuators due to its increasing lift coefficient effect. This result becomes a vital finding considering that the same flight can be achieved with less fuel and less amount of environmental pollution for the same distance of journey. It is also worth mentioning that increasing lift effect would mean taking off from a shorter runway or allowing the airborne vehicle with the ability to fly with additional payload.     

低空大展弦比无人机翼梢磁梯度测量探头气动特性及影响

针对一种低空大展弦比无人机, 文章进行全机和翼梢磁梯度测量探头数值模拟.全机计算给出翼梢磁梯度测量探头对全机气动特性和操稳特性的影响; 翼梢磁梯度测量探头计算实现了气动外形优化设计, 在保持全机操稳特性的前提下, 最大程度地减小全机气动阻力增量.结果表明, 磁梯度测量探头对全机气动阻力增量在9%之内, 俯仰力矩变化在5%之内, 对全机操稳特性的影响不大, 气动外形优化设计基本满足该低空大展弦比无人机的安全飞行技术要求.      

一种宽速域乘波体的设计及气动特性研究

为了解决乘波体偏离设计条件下气动特性会恶化,特别在低速时,升力严重不足这个问题,提出了通过增大后掠角生成前缘涡,增加背风面的升力,以改善乘波体低速气动性能.首先使用Visual Basic编程语言,并通过CATIA软件二次开发技术,实现了锥导乘波体的参数化设计和自动生成.再通过控制圆锥角和流场长度这两个设计参数,获得了大后掠乘波体构型.最后,运用剪切应力输运（shear-stress-transport,SST）模型,计算了所得乘波体的气动特性,并分析了流场变化,发现乘波体在设计状态下激波能很好附着在前缘上,在小的正攻角下,乘波体可获得比设计状态更高的升阻比,满足巡航要求.运用k-ω模型计算了乘波体的低速气动特性,得到了不同攻角下升力、阻力和升阻比的变化规律.研究结果发现,乘波体在低速下产生了明显的涡结构,在合适攻角下,能产生数量可观的附加升力,提高了乘波体的水平起降性能.      

Falling paper: Navier-Stokes solutions, model of fluid forces, and center of mass elevation

We investigate the problem of falling paper by solving the two dimensional Navier-Stokes equations subject to the motion of a free-falling body at Reynolds numbers around 10(3). The aerodynamic lift on a tumbling plate is found to be dominated by the product of linear and angular velocities rather than velocity squared, as appropriate for an airfoil. This coupling between translation and rotation provides a mechanism for a brief elevation of center of mass near the cusplike turning points. The Navier-Stokes solutions further provide the missing quantity in the classical theory of lift, the instantaneous circulation, and suggest a revised model for the fluid forces.     

使用类别形状函数的多目标气动外形优化设计

在飞行器的气动外形优化设计中, 参数化方法和优化算法具有十分重要的作用, 对优化的计算时间设计空间的数学特性有着深刻的影响.类别形状函数(class and shape transformation, CST)方法是一种简洁高效的参数化方法, 但对于复杂曲面很难使用统一的CST方法进行拟合.文章首先介绍了CST方法的三维实现, 分析了其数学性质, 提出了分块CST参数化方法, 保留CST方法的特性, 实现了分块曲面之间的光滑连接.针对气动外形优化设计的复杂情况, 需要根据具体的飞行任务提出设计目标, 并处理不同目标的矛盾问题.其次采用Pareto策略自动寻找最优方案集, 并基于分块CST参数化方法遗传算法和气动力快速计算方法, 对类乘波翼身组合飞行器进行了优化设计, 并改变原有问题的设定条件优化得到了全新外形.研究结果表明分块CST方法参数少, 精度高, Pareto策略处理多目标准确有效, 是气动外形优化设计中非常有用的工具.      

再入过载的匹配渐进展开分析与卸载方法研究

探月飞船返回地球时将以第二宇宙速度再入地球大气层,面临极其严苛的气动环境,因此对于再入气动过载的分析具有重要意义.再入运动方程是一组非线性很强的常微分方程,数值方法计算量大,不适用于在线任务.因此,本文采用一种近似解法对气动过载进行分析.首先,基于匹配渐进展开方法将再入纵向运动解在大气外层区域与内层区域分别展开,得到统一形式的闭型近似解,在此基础上分段求解气动过载,并与精确解进行对比分析.其次,利用闭型近似解,通过当前状态反解虚拟初始条件,在此基础上提出初次过载峰值的解析预测方法,并分析了不同条件下预测的相对误差变化规律.最后,基于过载峰值的解析预测对飞船的初次再入过程进行卸载,将飞船在再入过程中耗散的总能量进行重新分配,并通过蒙特卡罗飞行仿真试验验证了卸载方法的有效性.