搜索结果: 46-60 共查到“知识库 大气层飞行力学”相关记录84条 . 查询时间(3.706 秒)
设计了单喷嘴容热式气-气喷注器推力室，喷注器采用同轴剪切式，氢气/氧气作为推进剂。在同一燃烧室采用了0.92~6.10 MPa范围内7个室压工况，并在同一室压下采用不同燃烧室尺寸工况进行了试验研究，在变化室压和推力室尺寸时，推进剂种类、温度、混合比和喷注速度保持不变，燃烧室尺寸变化时保持几何相似，采用燃烧室壁面测温方法对比了不同工况下内流场的相似性。研究结果表明：不同室压和不同推力室尺寸工况下的推...
火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响，导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究，提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充，以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线，并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究；建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提...
非结构动网格生成的弹簧-插值联合方法
动网格 网格变形 非结构网格 弹簧法 背景网格 Delaunay网格
2010/9/7
提出了基于弹簧法的两点改进，以解决边界发生大变形时的非结构网格变形问题。为了使边界运动引起的网格变形能更好地由边界传递到内部网格中，提出了一种新的基于Delaunay网格插值的弹簧倔强系数逐层改进方法。为了提高弹簧法的计算效率，引入背景网格和直接插值方法，提出了弹簧-插值法。弹簧-插值法首先生成计算域的背景网格(粗网格)，然后由弹簧法求解边界运动引起的背景网格变形，最后利用变形后的背景网格直接插值...
基于导弹协同作战任务规划系统进行合理任务分配的需求，研究了导弹可以修正控制飞行时间的裕度。根据导弹-目标在视线坐标系和角动量坐标系下的运动关系，得出了导弹相对于目标的加速度，并基于此给出了导弹剩余飞行时间的估算方法；当前时刻导弹剩余飞行时间的估算值与已经飞行的时间以及任务规划系统指定的期望到达时间构成时间反馈作用，用于修正控制导弹到达目标的最终飞行时间。由于真比例导引律在工程实现和解析运算中具有一...
进行了基于扰动放大N-因子的目标压力分布设计方法的多目标自然层流（NLF）翼型反设计方法研究。流场分析和转捩位置计算用XFOIL程序，大大减少了计算花费。用N-因子设计方法进行有NLF范围要求和满足气动约束的目标压力计算，压力恢复段的压力分布用Stratford分离准则来进行设计。用基于响应面方法的优化方法来进行反设计计算，使用不含二阶交叉项的二次多项式模型的响应面模型，大大减少了构造模型...
风雨严重影响飞机的飞行安全。基于动量定理建立了一种根据降雨条件、风场特性、飞机特征和飞行状态计算雨滴对飞机产生的撞击力和力矩的方法，研究了风雨对飞机气动特性的影响，进而建立了飞机在风雨中飞行的运动方程。通过引入驾驶员的操纵模型，对飞机在风雨中飞行的运动特性进行了数值仿真研究。仿真结果表明：降雨会使飞机的升力减小，阻力增大，平衡迎角增加，不利于飞机的飞行安全；当降雨过程中伴随有风时，风会改变飞机的飞...
考虑拦截器使用耗尽关机固体推进系统的情况，提出需用速度增益曲面概念，设计了基于该概念的大气层外超远程拦截导引方法。根据Lambert导引，给定拦截时间就有唯一的指令推力方向与之对应，导引过程分为两个阶段：零控拦截到达阶段，选择最优拦截时间，需用速度增益曲面迅速与助推时间-拦截时间平面相切；零控拦截保持阶段，拦截时间不断减小，保持需用速度增益曲面在助推时间-拦截时间平面上滑动，消耗多余的推进剂。利用...
MHD加速器模式磁控进气道的优化设计
超燃冲压发动机 磁流体动力学 磁控进气道 磁流体加速器
2010/9/7
为提高超燃冲压发动机进气道在非设计状态下的性能,对磁控进气道进行了研究。采用二维磁流体动力学(MHD)模型对加速器模式的磁控进气道进行了数值模拟和参数优化。分析了电磁作用使空气流率增加的原因，选取了一组优化的设计参数进行数值模拟，确定了磁流体关键参数与进气道主要性能参数的匹配原则。分析表明磁场的大小和方向以及电磁作用的位置对进气道性能有重要影响；唇口附近及上方的电磁作用对增加空气流率起到了关键的作...
舰载飞机与航母之间的参数适配特性是弹射起飞总体方案设计阶段的关键问题之一。针对舰面起飞的复杂环境，建立了舰载飞机弹射起飞的数学仿真模型。在此基础上，分析了各主要机舰参数对弹射起飞安全性的影响，并计算得到满足弹射起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合。研究结果表明：在弹射起飞过程中，增加弹射能量、前起落架突伸力和升降舵预置偏角均可抑制航迹下沉；在适配值集合内，随着弹射能量的增加，升降舵预置偏角的适配...
Halo轨道Richardson三阶近似解析解的改进
Halo轨道 Lindstedt-Poincaré法 长期项 限制性 三体
2009/10/27
Halo轨道可以用来进行观测太阳活动，观测月背面，地月中继通信等航天任务。Richardson 的三阶近似解析解是共线平动点的Halo轨道确定的基础。Richardson解析解是基于一种Lind stedt\|Poincaré法的消去长期项的方法，在保留三阶小量方程中，假设角频率和位移展开 到数量级第三级，并通过依次提取数量级相同的变量构成的方程进行推导的。在Richardson 的解析解中，数量...
IPS转移轨道设计技术
行星际高速公路 转移轨道 不变流形 三体问题
2009/10/27
行星际高速公路（IPS）在未来深空探测中有着重要作用，转移轨道设计技术是IPS设计理论的关键技术之一。在系统综述和总结前人研究成果的基础上，首先分析了IPS的理论基础，然后从不变流形理论出发，研究了IPS转移轨道设计问题，重点分析了不变流形与出发天体停泊轨道不能相交的情况下，转移轨道的设计与优化方法。最后将IPS返回轨道分解为大气层外飞行段和大气层内飞行段分别优化，讨论了IPS返回转移轨道设计问题...
边缘钝化对乘波构型性能影响分析
关键词:乘波构型 边缘钝化 气动热 升阻比
2009/10/27
基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化。为了研究钝化对乘波构型性能的影响，利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘波构型气动力和气动热的影响。分析表明：乘波构型边缘钝化可以有效降低最大热流密度，但同时也会降低布局的气动性能。随着钝化半径的增大，乘波构型的气动性能降低较为明显，但对热流密度的影响逐渐...
槽道流壁面展向周期振动减阻的一维谱分析
湍流 直接数值模拟 展向壁面振动 减阻
2009/10/27
通过直接数值模拟（DNS）对壁面做展向周期运动的槽道湍流进行研究，建立了槽道湍流数据库。发现通过改变振幅大小和振动周期，可以使壁面摩擦阻力明显减少。对减阻前后一维湍流脉动能谱进行了定量分析，结果表明，控制后湍流脉动能普遍下降，流向和展向速度脉动都受到了很大的抑制，并且总动能在减少的同时，能量从时间尺度大的脉动向时间尺度小的脉动传输。分析了阻力变化周期中三个特征时段拟涡能谱的变化规律，发现总涡能在得...
登月返回地球再入轨迹的优化设计
登月航天器 再入飞行
2009/10/27
针对登月飞船返回地球，其再入速度为108km/s，返回舱的气动加热问题大幅度上升（相对再入速度为78km/s）。给出了多个不同条件下的最优返回再入飞行轨迹设计方案：(1) 二次再入飞行方案；(2) 单次再入飞行方案；(3) 多次再入飞行方案。二次再入飞行方案优于单次再入飞行方案，因为前者可使热防护系统质量下降，具体体现在气动加热上，并容易工程实现。气动加热环境的结果如下：二次再入的最大气动热流...