给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法

乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用.密切锥乘波体设计是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率.本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波体设计灵活性为目的,拓展了密切锥乘波体设计方法,推导设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,并使用一个微分方程组给出了具体的数学表达,奠定了定平面形状乘波体设计的理论基础.通过介绍此微分方程组的数值求解过程,并分析应用此关系的注意事项,本文提出了给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法.根据此设计几何关系,以渐变前缘、弯曲前缘和双后掠等为例生成定平面形状乘波体外形,结合计算流体力学方法分析这几类外形的流场,通过流场分布与设计曲线的比较,说明通过此方法设计得到的乘波体外形保持了高超声速状态的乘波特性,并可以方便的控制平面形状,为提高乘波体的设计灵活性、改善性能缺陷提供了新的途径.     

密切曲面锥乘波体——-设计方法与性能分析

介绍了密切曲面锥(osculating curvedcone, OCC)乘波体的设计方法, 并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析. 密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场, 在定义乘波体激波型线(inlet capture curve, ICC)和前缘捕获型线(front capture tube, FCT)后, 采用密切轴对称和流线追踪技术, 设计生成密切曲面锥乘波体. 采用数值方法对设计的密切曲面锥乘波体进行了模拟, 理论设计结果和数值模拟结果一致. 对密切曲面锥乘波体和密切锥乘波体进行了比较, 密切曲面锥乘波体克服了密切锥乘波体压缩量不足及容积率偏小的缺点.      

基于商用CFD软件的乘波体气动外形设计方法研究

乘波体设计在超声速和高超声速飞行器设计中已经得到广泛应用,但具体设计方法仍有值得探讨之处.本文针对乘波体的工程设计,探讨了一种基于粘性流场计算的简便设计方法.这种方法以商用CFD软件为工具,首先生成锥形体的超声速粘性流场,然后采用最大压强梯度单元确定激波位置,再用圆柱面相交的方式得到乘波体上表面,利用圆柱面与激波的交线为前缘线,通过流线追踪得到乘波体的下表面,最终得到乘波体构型.本文将所用激波定位方法与存在精确解的无粘锥形流场的计算结果进行了对比,验证了该方法的可靠性.然后以马赫数M=3,设计飞行高度H=15km为设计条件,利用本文提出的方法对其气动性能进行了数值模拟和分析,并特别研究了气动性能随马赫数M和攻角的变化规律.结果表明,利用本文方法所设计的乘波体在设计点和非设计点处都具有良好稳定的气动性能.由于整个设计过程均使用现有商用CFD软件完成,既减少了自行编程所花费的时间,又具有良好的通用性,因此便于在以后的乘波体研究和工程设计中推广.     

基于局部偏转吻切方法的多级压缩乘波体设计

乘波体因优异的气动特性,被认为是突破现有升阻比屏障的有效途径之一,已成为高超声速飞行器气动设计的研究热点.针对常规单级压缩乘波前体压缩量不足的问题,基于局部偏转吻切方法提出一种多级压缩乘波体设计方法,实现了多道非轴对称激波的逆向乘波设计.通过引入多道非轴对称激波,可充分发挥乘波前体的预压缩效果,并为复杂外形条件下的...     

刚体平面平行运动瞬时加速度中心的确定方法

首先用解析法得到了求瞬时加速度中心的公式,并对其作了讨论;其次介绍了当刚体作匀角速平面平行运动、变角速平面平行运动,且刚体上两点的加速度相互平行、相互垂直时求瞬时加速度中心的几何作图法.     

基于多项式约束的三角平动点平面周期轨道设计方法1）

平动点是圆型限制性三体问题中的五个平衡解.其中,三角平动点在平面问题中具有“中心×中心”的动力学特性,其附近存在着大量的周期轨道,研究这些周期轨道的构建方法在深空探测中具有理论及工程意义.本文从振动角度分析周期轨道,通过多项式展开法构建出主坐标下周期轨道两个运动方向之间的渐近关系.从新的角度分析了系统的动力学特性和平面周期运动两个方向内在关联以及物理规律.这种多项式形式的关系式,可以作为约束条件用于数值微分修正算法中,通过迭代的方式寻找周期轨道.数值仿真算例验证了方法的正确性及精确性.文章从振动的角度对周期轨道进行分析,改进了微分修正算法.提出的方法可以被拓展至圆型/椭圆型限制性三体问题的三维周期轨道构建中.     

基于神经网络技术的乘波体优化设计

乘波体是高超声速飞行器的主要组成部分,也是飞行器产生升力的主要部分. 针对基 于计算流体动力学(CFD)分析的乘波体优化设计问题,引入人工神经元网络响应面方法. 选 取一定数量的乘波体外形,进行气动性能分析后,利用乘波体的外形控制参数和气动参数做 为训练样本对乘波体进行训练. 利用这些训练样本对人工神经网络进行训练. 在优化计算中 以充分训练的神经网络替代CFD分析,发展了一种基于神经网络技术的乘波体优化设计方法. 利用该方法在马赫数6、雷诺数7\times 10^6条件下,分别对乘波体进行了最大升阻比的单目标和综 合考虑升阻比、容积及表面积的多目标优化. 计算结果表明,采用神经网络响应面技术可在 保证计算稳定性的条件下有效提高计算效率.     

疏导式热防护在翼前缘中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题,为了保证翼前缘的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析,得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下,翼前缘驻点温度下降了304K,尾部最低温度升高了130K,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了翼前缘的热载荷,强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果,并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动,验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。     

HEAT-PIPE-COOLED THERMAL PROTECTION FOR THE LEADING EDGE OF THE WING

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题,为了保证翼前缘的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析,得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下,翼前缘驻点温度下降了304K,尾部最低温度升高了130K,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了翼前缘的热载荷,强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果,并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动,验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。     

基于实验设计方法的高超声速飞机前缘型线优化分析

为探索前缘线变化对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26 km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数明显高于其对纵向压心影响,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%,但相对压心变化范围仅为3.87%.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量.      

隔板支持刚度对机翼前缘鸟撞性能的影响分析

基于瞬态动力学软件PAM-CRASH,引入状态方程定义鸟体的本构模型,计算铝合金平板在鸟撞下的动态响应,计算结果与试验结果吻合较好,表明建立的数值模型合理可靠.采用数值模拟计算了两种结构形式以及相同结构形式不同隔板厚度的前缘结构在鸟撞下的动态响应,比较其吸能情况,并分析其规律,为后续前缘结构设计工作提供支持.     

形状记忆合金作动器的设计及优化

采用Ｂｒｉｓｉｏｎ［１］等提出的ＳＭＡ材料的本构关系，分析了形状记忆合金作动器在三种热交换方式（自然冷却、强制冷却和采用半导体热泵技术）下的动力特性，同时研究了ＳＭＡ丝在恒载和载荷变化时对完成正逆相变所用时间的影响，并简单讨论了影响作动器响应的几个因素和改进方法     

压电曲壳结构形状控制和优化设计

板壳结构作为航空、航天工程以及控制系统中的重要工作元件,在工作状态 中,要承受机械载荷、温度载荷、冲击载荷等各种负面影响, 而航空航天部件对结构形状变化非常敏感,如飞行器机翼、信息接收天线等结构, 微小的结构变形就会引起很大的性能改变,想要在设计初始阶段充分考虑所有不 利因素的影响显然是比较困难的. 利用压电材料控制结构变形往往是现代空间结 构开关控制中一个很好的选择. 基于一般壳体有限单元法, 推导了空间任意曲壳 压电单元, 利用约束方程连接主体壳元和压电壳元, 模型中约束方程的使用大大 减少了结构自由度, 使得计算速度有了明显的提升. 在此基础上, 重点研究了压 电曲壳结构的形状控制方法, 首先利用最小二乘法优化结构的电压分布, 控制结 构形状接近最优工作状态; 其次构建了以压电壳元厚度和电压联合作为设计变量 的优化控制模型, 采用非线性优化求解方法, 取得了更好的控制效果. 数值算例 表明了该文计算模型、 优化设计和控制方法的有效性.     

STATE OF THE ART OF CONSTITUTIVE RELATIONS OF HYPERELASTIC MATERIALS 1)

超弹性材料是工程实际中的常用材料, 具有在外力作用下经历非常大变形、在外力撤去后完全恢复至初始状态的特征. 超弹性材料是典型的非线性弹性材料, 其性能可通过材料的应变能函数予以表征. 近几十年来, 围绕应变能函数形式的构造, 已提出许多超弹性材料本构关系研究的数学模型和物理模型, 但适用于多种变形模式和全变形范围的完全本构关系仍是该领域期待解决的重要问题. 本文从3个不同角度, 对超弹性材料本构关系研究的最新进展进行了总结和分析: (1)不同体积变化模式, 包含不可压与可压两种; (2)多变形模式, 包含单轴拉伸、剪切、等双轴以及复合拉剪等多个种类; (3)全范围变形程度, 包含小变形、中等变形到较大变形范围. 超弹性材料本构关系研究的最新进展表明, 为了全面描述具体材料的实验数据并在实际问题中应用超弹性材料, 需要建立适合于多种变形模式和全变形范围的可压超弹性材料的完全本构关系. 对实际超弹性材料完全本构关系的建立及可压超弹性材料应变能函数的构造, 笔者还提出了相应的实施步骤和研究方法.     

形状记忆合金管接头空间轴对称有限元分析

本文采用形状记忆合金（ＳＭＡ）的三维本构方程和有限变形理论，考虑拉、压不同应力状态对相变点移动的规律，编制了ＳＭＡ轴对称大变形的有限元程序，与单向拉伸下解析所得的应力、应变曲线相比，证实程序的正确性．文末计算一ＳＭＡ管接头，并指出按空间轴对称计算的必要性．