非圆截面导弹的气动力研究

研究了非圆截面导弹前体的气动力，探讨了这种导弹因上洗引起的翼体干扰因子－ＫＷ（Ｂ）值。分析了相对于导弹弹体中心线的弹生趣和弹体横截面形地ＫＷ（Ｂ）值的影响。     

气动力优化EFP性能的模拟

在作用的速度范围内，我们用数值模拟的办法研究了气动力优化条件下铁ＥＦＰ的侵彻和穿透性能。介绍通过三维纳维耶—斯托克斯（Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ）编码和二维、三维欧拉（Ｅｕｌｅｒｉａｎ）流体编码预报外弹道和终点弹道的例子。对三个ＥＦＰ构形在额定马赫（Ｍａｃｈ）数６和攻角范围０°～５°之间进行气动力预报。终点弹道学评定单块有限钢靶的特征。对撞击速度范围在１５００ｍ／ｓ～２５００ｍ／ｓ之间以及倾角达２０°的侵彻状态进行模拟。分析和讨论位于弹丸几何形状上的气动力要求与它的终点弹道性能之间的一致性。     

彩虹-4无人机

所属单位 中国航天空气动力技术研究院 产品简介 彩虹-4无人机是在彩虹-3无人机的基础上研发的一种新型无人驾驶飞行器。     

结冰导线舞动机制分析

应用稳定性理论并结合线路的实际工况分析了结冰导线的舞动机制。经研究发现:气动升力曲线初始斜率为负且其绝对值足够大时,结冰导线可能发生舞动;气动阻力曲线初始斜率为正且足够大时,结冰导线可能发生舞动;气动力矩曲线初始斜率为正且足够大时,结冰导线可能发生舞动; Den Hartog原理为此结论中的特例。据此结论和对动力学方程的分析得出:结冰导线发生舞动的原因是气动升力曲线初始斜率、气动阻力曲线初始斜率、气动力矩曲线初始斜率可以产生负阻尼或负刚度,从而使得结冰导线吸收风能。     

一种考虑攻角影响的超音速翼面颤振分析方法

采用活塞理论计算非定常气动力，用新的方法考虑了攻角的影响，和颤振运动方程耦合求解三维翼面的颤振临界条件。分别计算了四种翼型(平板翼，圆弧翼，六边形翼和四边形翼)的颤振临界速度，计算结果和风洞试验数据比较，二者相当一致。     

结合定常CFD技术的当地流活塞理论

结合定常CFD技术和超音速非定常气动力工程计算方法——活塞理论，发展了一种基于超音速、高超音速定常流场求解非定常气动力的当地流活塞理论。适用于超音速、高超音速飞机颤振中的小振幅非定常气动力计算。通过与非定常Euler方程求解结果的比较，发现在马赫数不太高或大迎角的超音速流动中，其精度比原始活塞理论高得多，也能够计算超音速、高超音速下大钝头和考虑机身干扰的复杂外形非定常气动力，扩大了活塞理论的应用范围。与非定常Euler方程或N-S方程的数值求解相比，计算效率很高。     

绝热气动力学方程组整体光滑解的存在性与非存在性

本文研究Lagrange坐标下绝热气动力学方程组的Cauchy问题,得到了其整体光滑解的存在性定理与非存在性定理。     

减少风力机转矩波动的异步变桨控制

为了减少大型风力机的风轮转矩波动,本文根据风剪切、塔影和湍流对风轮转矩的影响规律提出了一种新型的异步变桨控制策略,即独立地对每个桨叶的桨距角进行控制,从而改变了桨叶上气动力产生的摆振力矩,减少了风轮转矩的波动和桨叶上的不平衡载荷;同时采用单神经元自适应PID控制策略设计异步变桨控制器。仿真结果不仅验证了基于单神经元自适应PID的异步变桨控制策略的正确性和有效性,而且证明采用该异步变桨控制系统不但减少了风轮转矩被动,还减少了桨叶上挥舞力矩的波动、偏航力矩波动和俯仰力矩波动,有效降低了风力发电机组各部件的疲劳载荷,对今后实际风场中异步变桨控制系统的实现具有一定的指导意义。     

同平面高低地球轨道气动辅助空间交会

为了实现同平面气动辅助空间交会,首先分析了其必须满足的2个必要条件:轨道转移问题和调相问题。然后分析了同平面HEO-LEO霍曼轨道转移技术及其调相问题。最后通过应用最优控制理论,求解一个典型同平面高轨道向低轨道转移的最优轨迹,确定了OTV在大气作用阶段轨道相角的变化大小。进一步依据空间交会理论得到了同平面HEO-LEO气动辅助空间交会所必须满足的标准相角的计算公式,并分析了气动辅助空间交会的调相问题。最后将霍曼方法和气动辅助方法进行了比较,得出了气动辅助空间交会不但可以节省燃料,而且能够在合理的时间内实现空间交会的结论。     

T型尾翼颤振特性分析方法

由于T型尾翼特殊的结构和气动布局形式,其颤振特性的分析比较复杂,飞行状态和一些常规分析可以忽略的参数如上反角都会对颤振速度有很大影响。针对这些特殊问题,分析了T型尾翼的颤振特性受平尾上反角、平尾上的定常气动力和固有振动形式等因素的影响。重点研究了T型尾翼颤振计算中特殊的附加非定常气动力,建立了T型尾翼非定常气动力和颤振分析方法。在低速风洞中开展了T型尾翼缩比模型的颤振试验,验证了分析方法。结果表明T型尾翼特殊的气动效应主要影响垂尾的弯扭耦合颤振形式,颤振速度随平尾攻角增加而降低,在设计中采用一定的平尾下反角设计能够提高T型尾翼的颤振速度。通过对试验结果的理论分析,阐述了这种效应产生的机理,并对实际设计提出建议。