检索结果-内蒙古大学图书馆

兵工学报 2021年第11期42卷 2522-2530页

作者：薛栋刘金王欢尹晋涛江春茂袁先士西安现代控制技术研究所陕西西安710065 中国航天空气动力技术研究院北京100074

为在风洞中真实模拟弹箭飞行运动状态,提高弹箭模型动稳定性导数测量水平,在CG-01高速风洞全新研制了一套动稳定性导数实验系统。该系统包含控制子系统、数据采集子系统、数据处理子系统和中小长细比模型实验装置、大长细比模型俯仰振... 详细信息

为在风洞中真实模拟弹箭飞行运动状态,提高弹箭模型动稳定性导数测量水平,在CG-01高速风洞全新研制了一套动稳定性导数实验系统。该系统包含控制子系统、数据采集子系统、数据处理子系统和中小长细比模型实验装置、大长细比模型俯仰振动实验装置、旋转弹模型实验装置3个不同的实验装置。针对中小长细比模型,采用传统强迫振动方法建立了滚转、偏航和俯仰振动的实验装置;通过尾部强迫振动方式,开发出针对小口径、大长细比模型的俯仰振动实验装置;利用电机驱动弹体旋转,研制出两自由度旋转模型实验装置。整套实验系统经过了标模风洞验证实验,结果表明:中小长细比模型动稳定性导数实验装置在不同马赫数和迎角下测量的结果具有较高的精度;与国内外实验数据和计算流体力学数据进行了对比分析,实验结果处在可接受的误差范围内。大长细比模型和旋转模型动稳定性导数实验装置具有较高的工程应用价值。

关键词：弹箭模型动稳定性导数实验系统高速风洞 Basic Finner模型

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计算高亚声速情况下三维机翼动稳定性导数的面元法

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空气动力学学报 1987年第2期 97-102页

作者：庄礼贤童秉纲中国科学技术大学

本文应用我们提出的跨-亚音速三维谐振机翼的局部线化面元法,同时采用了与之配偶的亚临界定常流绕三维厚度机翼的面元法迭代解,对几种不同平面形状的机翼,进行了俯仰和滚转阻尼导数的计算和分析,并和现有的实验数据以及线化理论的计算... 详细信息

本文应用我们提出的跨-亚音速三维谐振机翼的局部线化面元法,同时采用了与之配偶的亚临界定常流绕三维厚度机翼的面元法迭代解,对几种不同平面形状的机翼,进行了俯仰和滚转阻尼导数的计算和分析,并和现有的实验数据以及线化理论的计算结果进行了比较,从而表明,本方法可以得到满意的动导数计算结果;还表明,当接近临界马赫数时,动导数计算必须计及跨音速非线性效应。

关键词：动稳定性导数三维机翼面元法数值分析动导数稳定性导数亚声速

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激波管风洞中锥模型静、动稳定性导数的测量

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力学学报 1980年第1期 84-89页

作者：马家驩唐宗衡张小平郭燕萍中国科学院力学研究所

利用激波管风洞来开展高超声速气动力学的实验研究,国内外都已进行了大量的工作。但是由于它的工作时间极短,给测试技术带来一定的困难,所以对于飞行器的稳定性研究却只限于静稳定性方面。事实上,飞行器再人大气层后的振动运动形态直接... 详细信息

利用激波管风洞来开展高超声速气动力学的实验研究,国内外都已进行了大量的工作。但是由于它的工作时间极短,给测试技术带来一定的困难,所以对于飞行器的稳定性研究却只限于静稳定性方面。事实上,飞行器再人大气层后的振动运动形态直接关系到气动载荷和气动加热情况,因而动稳定特性的研究同样是一个令人十分关心的问题。在

关键词：动稳定性导数实验结果所得风洞模型自由飞自由飞试验静稳定性导数锥模型

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在高超声速脉冲型风洞中测量静、动稳定性导数的模型自由飞方法

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空气动力学学报 1983年第4期 77-85页

作者：马家驩唐宗衡张小平中国科学院力学研究所

再入弹头落地时的动导数,以及有升力面的再入飞行器在高超声速情况下的动稳定特性,是高超声速飞行器设计师们所关心的问题之一。而研究这一课题的必要途径之一,则是地面模拟试验。一般来说,动稳定性的地面模拟试验方法基本上可分为两大... 详细信息

再入弹头落地时的动导数,以及有升力面的再入飞行器在高超声速情况下的动稳定特性,是高超声速飞行器设计师们所关心的问题之一。而研究这一课题的必要途径之一,则是地面模拟试验。一般来说,动稳定性的地面模拟试验方法基本上可分为两大类:一类是模型有约束的;另一类则是模型自由飞。由于支承干扰往往产生难以完全排除的明显影响,模型自

关键词：模型自由飞脉冲型弹道靶自由飞试验动稳定性导数炮风洞高雷诺数风洞高超声速

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基于敏感性分析方法计算三维钝锥的气动稳定性导数

基于敏感性分析方法计算三维钝锥的气动稳定性导数

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中国力学大会——2013

作者：郭晨曦任玉新清华大学航天航空学院工程力学系

发展了一种基于敏感性分析的气动稳定性导数数值计算方法,使其适用于一般三维问题。通过计算流体力学方法,求解非惯性系下的欧拉方程和敏感性方程,可以直接计算静态稳定性导数和动态稳定性导数。为了验证该方法,构造了一个具有动导数精... 详细信息

发展了一种基于敏感性分析的气动稳定性导数数值计算方法,使其适用于一般三维问题。通过计算流体力学方法,求解非惯性系下的欧拉方程和敏感性方程,可以直接计算静态稳定性导数和动态稳定性导数。为了验证该方法,构造了一个具有动导数精确解的算例并验证。随后计算了钝锥在超音速流动条件下围绕定点作受迫俯仰振动的气动力导数。

关键词：动稳定性导数敏感性分析方法

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再入弹头小不对称俯仰气动特性测量技术研究

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实验流体力学 2015年第5期29卷 55-59页

作者：赵俊波付增良梁彬张石玉高清中国航天空气动力技术研究院北京100074

再入弹头小不对称俯仰力矩的精确测量一直是风洞试验领域的一个难题。设计了轴承铰接式自由振动系统,以同时测量模型的动稳定性导数和静力矩系数。滚动轴承提供系统在俯仰通道的自由度,同时在弹性梁断裂时保护模型不受破坏;可拆卸弹性... 详细信息

再入弹头小不对称俯仰力矩的精确测量一直是风洞试验领域的一个难题。设计了轴承铰接式自由振动系统,以同时测量模型的动稳定性导数和静力矩系数。滚动轴承提供系统在俯仰通道的自由度,同时在弹性梁断裂时保护模型不受破坏;可拆卸弹性梁可根据试验要求更改结构尺寸,调整系统振动频率及应变片输出信号的质量。利用本系统在Φ500mm高超声速风洞进行了模型风洞试验,试验结果重复性及试验稳定性好,静态力矩系数测量结果达到10-6量级,证明了系统的精确性与可靠性。

关键词：风洞试验再入弹头动稳定性导数静力矩俯仰自由振动

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掠飞灵巧弹药动力学特性及稳定性研究

掠飞灵巧弹药动力学特性及稳定性研究

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作者：陈亮南京理工大学

学位级别：博士

掠飞灵巧弹药直接以母弹作为稳态扫描平台,利用小射角条件下弹道平直的特点,一边飞行一边高速旋转,对目标实施探测毁伤。由于采用了新的稳态扫描机理,掠飞灵巧弹药对其气动性能提出了诸多新的需求,同时其运动特性及稳态扫描特性与传统... 详细信息

掠飞灵巧弹药直接以母弹作为稳态扫描平台,利用小射角条件下弹道平直的特点,一边飞行一边高速旋转,对目标实施探测毁伤。由于采用了新的稳态扫描机理,掠飞灵巧弹药对其气动性能提出了诸多新的需求,同时其运动特性及稳态扫描特性与传统灵巧弹药相比也存在显著差异。为此,本文采用理论分析、数值仿真以及实验研究相结合的方法,对其气动特性、运动特性以及稳态扫描特性的相关问题开展研究,给出了相应的理论模型、研究方法及结论。研究成果可为弹箭气动特性分析、气动外形优化设计、运动稳定性分析以及命中概率与毁伤效能分析提供参考。论文主要完成了以下几方面的工作:(1)根据掠飞灵巧弹药对高转速、低阻力系数的需求,对其开展了以“增旋减阻”为目标的多目标优化设计。通过对不同尾翼结构在滚转状态的受力进行分析,建立了简化条件下的弹箭平衡转速与尾翼几何参数之间的解析关系。采用基于旋转坐标系的定常CFD(Computational Fluid Dynamics)仿真方法,对理论分析结果进行验证,并对比分析了不同尾翼结构滚转性能的差异。在此基础上,以新型扭曲尾翼结构为例,提出了基于正交仿真实验、逐步回归分析以及多目标遗传算法的弹箭气动外形多目标优化方法,并对掠飞灵巧弹药开展了以“增旋减阻”为目标的多目标优化设计,获得了尾翼结构的Pareto多目标优化方案。结果表明,所提出的优化设计方法具有良好的寻优能力,可有效处理优化目标之间存在矛盾关系的弹箭气动外形多目标优化问题。(2)为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对带有平板尾翼和扭曲尾翼的两种模型开展了静态和自由滚转风洞实验研究。提出了适合于小尺寸实验模型的平衡转速测量方法,获得了两种尾翼结构的掠飞灵巧弹药模型在亚、跨、超音速条件下,平衡转速和各项气动参数随攻角的变化规律,对比分析了静止和滚转状态下模型气动特性的差异。结果表明,掠飞灵巧弹药各项气动参数变化规律均具有一定非线性特性,在滚转运动状态下,由于翼面压力系数降低以及弹体和尾翼马格努斯效应的影响,导致了弹箭出现了压心前移、俯仰力矩系数降低以及偏航力矩系数增大等现象,这对弹箭飞行稳定性是不利的。(3)针对掠飞灵巧弹药在飞行过程中同时存在俯仰、滚转以及锥动运动的特点,开展了掠飞灵巧弹药耦合运动状态下的动导数研究。考虑到弹箭多自由度耦合角运动模拟的复杂性,提出了基于欧拉转动定理和球形滑移网格方法的复杂角运动模拟方法,该方法利用著名的罗德里格斯转换矩阵插值求得弹箭在每个时间步的角速度修正值,并指定给球形滑移网格区,从而对掠飞灵巧弹药在三自由度耦合角运动状态(俯仰、滚转、锥动运动相耦合)下的非定常流场进行了模拟求解。在此基础上,通过对非定常气动参数进行参数辨识,分析了滚转频率和锥进频率对其俯仰组合动导数和升力系数动导数的影响规律。结果表明:本文提出的复杂角运动模拟方法,可有效消除姿态角计算的累积误差;在耦合角运动状态下,掠飞灵巧弹药气动力系数迟滞环发生了明显的振荡和偏移,同时俯仰组合导数和升力系数动导数均随滚转频率和锥进频率增加而显著变化。(4)针对掠飞灵巧弹药属于高速旋转尾翼弹的特点,对其开展了非线性角运动特性及极限圆锥运动特性的理论研究。在掠飞灵巧弹药气动特性研究基础上,建立了掠飞灵巧弹药动力学方程以及非线性角运动方程,并结合改进拟线性法、振幅平面法以及奇点理论对攻角方程进行了求解分析。在理论推导过程中,针对现有理论方法的不足,通过对振幅平面方程进行泰勒展开,并分不同参数取值情况对振幅平面方程非零奇点的存在性和稳定性进行全面深入的讨论,给出了具有明确解析关系的旋转弹箭极限圆锥运动形成条件,以及极限圆运动幅值和频率表达式。最后结合掠飞灵巧弹药气动参数研究结果,对理论模型进行了验证。结果表明,本文给出的稳定极限圆锥运动形成判据,与现有理论结果相比,更为全面且明确,基于所得判据条件,可方便有效的对弹箭极限圆锥运动特性进行分析判断。(5)结合掠飞灵巧弹药非线性角运动特性和弹道特性,对其在极限圆锥运动状态下的稳态扫描特性进行了建模分析。考虑掠飞灵巧弹药在非线性空气动力和力矩作用下,可能形成稳定极限圆锥运动的情况,在气动特性以及非线性角运动特性的研究结果基础上,通过对其运动学方程进行坐标变换,推导了掠飞灵巧弹药在极限圆锥运动状态下的稳态扫描方程以及地面扫描间距方程,分析了极限圆锥运动幅值、频率以及各项气动参数对其扫描间距的影响。结果显示,与无极限圆锥运动的情况相比,当存在极限圆锥运动时,掠飞灵巧弹药形成的扫描迹线不再均匀,而是出现疏密变化,这可能导致原本满足探测目标要求的扫描间距在局部大于目标特征长度,从而遗漏扫描目标,这是掠飞灵巧弹药设计时必须加以避免的。

关键词：掠飞灵巧弹药多目标优化气动特性耦合运动动稳定性导数数值仿真风洞实验飞行动力学非线性运动飞行稳定性极限圆锥运动稳态扫描扫描间距

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基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术

基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术

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作者：米百刚西北工业大学

学位级别：博士

飞行器气动设计中的绝大部分问题都与非定常气动力密切相关,尤其是随着航空科学技术的发展,传统的基于静态气动力特性的理念已经不能满足先进军民用飞行器的设计需求,因而基于非定常气动力的新型综合设计方法开始得到更多的关注和应用... 详细信息

飞行器气动设计中的绝大部分问题都与非定常气动力密切相关,尤其是随着航空科学技术的发展,传统的基于静态气动力特性的理念已经不能满足先进军民用飞行器的设计需求,因而基于非定常气动力的新型综合设计方法开始得到更多的关注和应用。非定常气动力设计涉及的两个关键问题是动稳定性分析和大迎角气动力建模,前者直接影响飞行器的品质分析和飞控系统设计,后者则是评价大迎角下飞行器性能的重要途径之一。因此,开展有关动稳定性分析和大迎角非定常气动力建模的研究有着十分重要的价值和意义。然而目前的研究工作存在明显的不足之处,动稳定性分析不够精细,大迎角气动力模型的适用性差且精度不高。针对该问题,本文基于高精度的计算流体力学(CFD)方法,开展了动稳定性导数快速精细计算分析和大迎角非定常气动力模型开发等相关问题的研究。主要对复杂环境下的飞行器静、动态气动特性和相应的导数特性进行了计算分析,建立了若干新的单独/组合动导数计算方法,改进并建立了新型的基于流场物理特性的大迎角非定常气动力建模方法,并对这些新方法进行了验证分析。本文的主要研究工作如下:1)采用高精度的CFD方法,研究了复杂流场环境下的飞行器静、动态气动特性,辨识分析了其稳定性导数特性。基于多种动态网格技术,将传统的小幅度强迫谐和振荡方法分别应用于地面/水面效应、大型飞机的翼梢涡/尾喷流/螺旋桨滑流、两机编队以及考虑自身进排气效应等工况,分析了这些环境下的飞行器静、动态气动力特性,进一步辨识并且对比了其静、动导数特性与无干扰理想环境下的差异。结果表明,地面/水面对气动导数的影响趋势类似,但是由于水面具有柔性特点,两者的影响效果存在差别;大型飞机的翼梢涡对流过气流表现出剪切效应,尾喷流为加速效应,螺旋桨滑流则为更加强烈的旋转效应,尾流的存在使得后方的飞行器气动导数特性与无干扰状态差异很大,甚至发生性质上的转变;而两架飞翼无人机编队时,横向的间距对于气动导数的影响更为剧烈;进排气的动力效应影响使得飞翼式飞行器自身的动态阻尼特性有所提高。2)建立了若干新型的动导数精细化计算方法并完成了标模的验证分析工作。针对传统的动导数计算方法不够精细且效率较低的问题,开展了快速计算和精细计算两个方面的新型方法研究。使用谐波平衡法和时间谱方法进行若干样本点时刻的流场计算,基于该气动力结果重建整个非定常周期性过程并辨识动导数,从而提高传统方法的计算效率。进一步建立了升沉振荡法、旋转流场法、差分法和阶跃响应法来精细地辨识组合/单独动导数。升沉振荡法借鉴传统的组合动导数辨识方法,直接辨识时差导数,配合组合动导数结果实现单独动导数计算;旋转流场法计算对象为阻尼导数,通过圆环域将描述定常拉升运动的旋转参考系方法简化,使用定常方法辨识阻尼导数实现动导数的分离;差分法通过对同一变量不同大小值的非定常流场进行计算,使用得到的瞬时非定常气动力值插值得到组合/时差动导数;而阶跃响应法从定常计算开始,经过迎角阶跃、迎角变化率阶跃和俯仰角速度阶跃依次得到静导数、时差导数以及阻尼导数,是一种系统的方法。采用Finner、SACCON、HBS以及SDM等多个标模对这些新方法进行了验证分析。结果表明,组合/单独动导数计算值与试验或文献参考值吻合得很好,且这些新型方法均能够应用到横航向,实现多轴耦合的精细动导数计算分析。3)分析了传统的气动导数模型在小迎角和大迎角非定常气动力建模中的适用性,并对其进行了改进分析。基于静动导数计算方法得到的结果,建立了传统的气动导数模型,以NACA0015翼型为例,进行了该模型的小迎角和大迎角气动力建模适用性分析。结果显示原始模型在大迎角完全无法使用。对此,通过扩展高阶项并将气动导数表示为减速频率的多项式函数改进了原始模型,新的模型可以描述一定的非线性效应,对NACA0015大迎角非定常气动力的预测结果也较好。然而,由于该模型的建模出发点未发生改变,对于复杂模型的大迎角动态运动,尤其是运动和气动力严重耦合的情形,适用性依然很差。4)使用三角翼标模,对比分析了不同计算方法的静态大迎角计算精度,并在此基础上使用NACA0015翼型的动态运动对选择的高精度计算方法进行了对比验证。首先以70度尖前缘三角翼构型为研究对象,针对流场特点设计了空间网格分布,对比分析了包括无粘模型、层流模型、S-A一方程模型、k-?两方程模型、k-?SST两方程模型以及SAS自适应尺度模型等对大迎角流场的计算精度。结果显示,湍流模型的处理加强了涡系强度,大迎角下的气动力计算值较试验值偏大;无粘模型计算的涡系破裂过早;层流模型的结果较湍流模型好;SAS模型的计算结果和流场特性与试验值吻合最好,计算精度最高。接着使用NACA0015翼型的大迎角动态运动进一步验证分析了SAS模型,并与DES和SST模型结果进行了对比。结果表明,DES和SAS的计算值均与试验值吻

关键词：动稳定性导数地面/水面效应尾流进排气非定常气动力建模大迎角减缩频率振幅计算流体力学

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参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用

引用

弹箭与制导学报 2016年第6期36卷 113-117页

作者：张石玉赵俊波梁彬付增良高清中国航天空气动力技术研究院北京100074

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点。基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验。建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型。运用... 详细信息

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点。基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验。建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型。运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数。气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高。辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大。

关键词：再入飞行器气浮轴承小气动力矩动稳定性导数参数辨识技术

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