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VTVL高超声速航天飞行器优化气动布局研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对垂直起飞、垂直降落飞行器-一种先进的、能重复使用航天飞行器的选型和气动经布局,研究分析了飞行器外形尺寸参数高超声速再入气动性能的影响,给出了优化气动布局,并通过实验验证了布局的正确性,结构实验和理论分析给出了飞行器高超声速气动特性参数。 相似文献
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为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明:在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。 相似文献
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针对航天飞行器高空高速飞行面临的黏性干扰问题,以尖楔外形和典型后缘舵航天飞行器为研究对象,采用计算流体力学手段,开展高度(雷诺数)、壁温(壁温比)对壁面边界层流动的影响研究,获得黏性干扰流场结构变化及影响规律。结果表明:随着高度、壁温增大,黏性干扰效应增强,边界层逐渐增厚,机翼对空气舵的干扰影响增强,可造成航天飞行器空气舵表面压强降低,舵效显著减小。 相似文献
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基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性. 相似文献
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后缘舵在机翼的遮挡下其热流峰值明显低于全动舵,但因其与机身、机翼均会发生干扰,其局部流动结构和热环境特性更为复杂。基于数值模拟方法及风洞试验开展了后缘舵/机身缝隙干扰区的气动加热机理研究,发现后缘舵在机身上的投影线处形成一条高热流条带,该热流条带上的热流干扰因子远大于压力干扰因子。数值模拟结果及风洞试验的纳米示踪的平面激光散射技术均表明产生这一现象的原因是气流在翼面迎背风压差的作用下穿过缝隙对机身与舵之间的漩涡产生抽吸,高温气体向机体下方运动在机身上再附形成高热流带。基于此分析,提出通过底面局部倒圆角、减小漩涡再附角度进而降低机身干扰热流峰值的局部外形优化方法。3个典型工况的数值计算结果表明,优化后的模型较原始模型峰值热流降热幅度达到了27%~31%,降热效果显著。 相似文献
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针对高超声速飞行器再入过程中气动舵面烧蚀与失效的问题,选用具有良好热防护性能的尾装襟翼作为气动执行机构,但欠驱动的气动控制将使飞行器存在不稳定内动态,从而使飞行器成为非最小相位系统。为抑制不稳定内动态对系统稳定性的危害并提高襟翼飞行器在临近空间高超声速飞行的控制品质,在飞行器的俯仰与偏航通道中各引入一对姿控发动机,构成襟翼与直接侧向力复合控制系统。建立了襟翼飞行器复合控制系统数学模型,并基于该模型分析了过载输出时系统内动态的有界稳定条件。针对内动态稳定的复合控制系统,运用输入-输出反馈线性化方法设计了控制器,并分析了襟翼和姿控发动机之间的配合机理。进行了快时变背景下的对比仿真,仿真结果表明,该复合控制系统有比纯襟翼控制作用下更好的动态品质,并对气动参数快时变具有一定的鲁棒性。 相似文献
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为了预防高超声速飞行器空气舵系统流、固、热、电、磁等多物理场的耦合作用所引发颤振失稳开展颤振抑制研究,建立了将热环境下舵面结构动力特性、高超声速非定常气动力、舵机环节非线性动力学特性耦合起来的舵机-舵面耦合系统数学模型和颤振特性分析方法;对某舵系统进行了数值分析,研究了热环境、电动舵机设计参数以及指令信号幅值对颤振速度的影响,提出在舵机电流环加入超前滞后环节的颤振抑制措施。仿真结果表明,该方法能有效地提高舵系统的颤振速度。 相似文献
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风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究.针对风洞实验的特点,发展基于"风洞洞壁静压监测反馈调节系统"的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性.此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进行对比,研究并分析了风洞洞壁对亚声速及跨声速风洞实验的干扰影响.结果表明,在亚声速情况下,风洞洞壁对流场的影响较小,而对于跨声速流动,洞壁干扰影响较强,激波位置向后移动,且移动幅度较大. 相似文献