平流层飞艇上升段高度控制方案

为更好地进行平流层飞艇上升段控制并提高上升速度,建立飞艇三自由度纵向动力学方程。从理论上分析了副气囊单一控制存在上升速度较慢的问题,提出了在飞艇上升段采用螺旋桨推力＋动升力＋静升力的复合控制方案,分别对2种方案设计了控制器,并通过数字仿真验证了在飞艇上升段采用复合控制方案的合理性。     

高超声速升力前体构型设计与数值分析

采用楔形角方法设计生成了一种小型高超声速巡航飞行器升力前体构型,利用带惩罚函数的单纯形法对得到的升力前体进行了优化设计,通过数值模拟方法研究了优化设计后的升力前体气动特性.结果表明:楔形角方法是一种生成高超声速飞行器升力前体的高效方法;升力前体在不同飞行马赫数下上下表面存在压力沟通,将导致前体预压缩面在展向存在横向流动,造成进气道进口流场不均匀;采用在升力体两侧增加侧缘的方法可有效减小前体预压缩面横向流动,提高前体升力.     

平流层大型飞艇概念设计与建模

介绍了平流层大型飞艇的概念设计,从几何外形、结构布局、动力、能源等几方面阐述了平流层飞艇的设计方法;分析了一种具有差动升降舵的高空大型飞艇的受力情况,并对该飞艇进行了建模,得到其非线性数学模型。最后对所得到的非线性模型进行了开环仿真验证,得出了几点重要结论。     

钻石背弹翼气动特性风洞实验研究

采用模块化方法设计了ー组具有“钻石背”弹翼的风洞实验模型,进行了六分量测カ实验,实验马赫数范围为Ma=0.4~0.8,攻角范围为-2°?12°俯仰控制舵偏角为-5°.实验结果表明：“钻石背”弹翼能提供较大的升力,具有“钻石背”弹翼的飞行器升阻比可达5以上,有很强的滑翔增程能力,适用于无动カ制导炸弹的滑翔增程;攻角>6°时,升力随攻角变化曲线的当地斜率迅速降低,应按最大升阻比选择滑翔飞行的攻角。     

微小型制导弹药的尾翼气动特性研究

针对相同空间约束条件下鸭式布局微小型制导弹药尾翼气动设计问题,提出了弹出式尾翼与折叠式尾翼两种解决方案,完成了两种方案气动外形的三维建模,利用计算流体力学方法计算得出0.4～0.8Ma之间的气动特性,分析比较两者的阻力特性和升力特性,得到了折叠式尾翼对微小型制导弹药的增升效果优于弹出式尾翼的结论.在微小型制导弹药的设计过程中,可利用折叠式尾翼设计方法有效的提高微小型制导弹药的可用过载.     

浅析再入机动飞行器十字布局与叉字布局的气动特性差异

利用典型状态的风洞试验结果对十字布局与叉字布局再入机动飞行器的气动特性进行了分析也比较。研究结果表明，叉字布局的静稳定裕度变化范围大于十字布局，机动配平能力高于十字布局，升力、升阻比与十字布局相当，舵面控制效率大于十字布局，舵前缘压力与十字布局相当，舵面压力则远大于十字布局，俯仰、偏航、滚转控制的气动交连耦合影响比十字布局严重。     

现代组合飞艇技术特点及其应用前景

介绍了几种现代组合式飞艇的结构与性能参数，包括直升机组合飞艇、飞航式飞艇和盘翼式飞艇；对现代组合飞艇的开发前景作出展望。     

喷咀轴向位置对复合增程弹气动特性的影响

底排-火箭复合增程弹分置式布局,即底排装置设置在弹底,火箭助推装置设置在弹丸前端的弧形段部分,是一种特别适合于子母弹的先进布局方式。文中对火箭喷咀轴向位置的变化对分置式结构底排-火箭复合增程弹气动特性影响进行了风洞实验研究。实验Ma数为2.0和3.0,迎角为0°～6°,喷流压力比为0～189.6,喷流介质为冷空气,喷咀倾角30°,喷咀数量4个,喷咀轴向位置有三种,分别位于弹丸肩部、头部弧形段和圆柱部。实验研究结果表明:喷流后喷咀轴向位置位于弹丸肩部时弹丸阻力系数和俯仰力矩系数下降幅度最大,而升力系数及压心系数增加幅度最大,底阻增加幅度最小,是最有利于飞行的一种布局方式。     

正常式布局巡飞弹气动特性的数值模拟

为研究正常式布局巡飞弹的空气动力特性,利用Pro/E建立巡飞弹的三维模型,导入Gambit进行网格划分,采用Fluent软件数值模拟巡飞弹的气动特性并提取弹道气动数据.数值模拟对比研究了不同音速下弹体的绕流流场,获得了压力分布情况.系统地分析了巡飞弹在不同攻角、不同马赫数下升力、升力系数、阻力、阻力系数以及翻转力矩等气动特性的变化规律,研究结果对巡飞弹的气动力设计具有一定的参考价值.     

四边形格壁后掠式栅格翼气动特性研究

格壁剖面形状不同的栅格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面栅格翼比矩形剖面栅格翼减阻能力更好.文中基于此对后掠45°的栅格翼进行数值模拟研究,结果表明,投影尺寸相同的3种四边形后掠式栅格翼与其正置式相比均能够有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的栅格翼气动特性均优于矩形剖面后掠式栅格翼.