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精确空投系统研究进展及趋势

现代防御技术 2024年

作者：姜涛鲁航田德宇中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司

精确空投系统的发展带来了军事补给的根本性变革，实现了装备、军需品适时、适地、适量的补给，在战略和战术层次上全面提高了部队的部署和保障能力。根据精确空投伞降系统类型对国内外精确空投系统及关键技术的研究现状进行了阐述与分... 详细信息

精确空投系统的发展带来了军事补给的根本性变革，实现了装备、军需品适时、适地、适量的补给，在战略和战术层次上全面提高了部队的部署和保障能力。根据精确空投伞降系统类型对国内外精确空投系统及关键技术的研究现状进行了阐述与分析，同时对影响精确空投系统补给能力的关键技术的研究趋势进行了展望。

关键词：空投补给降落伞导航任务规划缓冲

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CO_(2)电弧等离子加热器电热特性研究

核聚变与等离子体物理 2024年第1期44卷 119-124页

作者：朱兴营欧东斌杨国铭曾徽张智文鹏中国航天空气动力技术研究院电弧等离子体应用装备北京市重点实验室北京100074

对管状阴极轴线式CO_(2)电弧等离子加热器的电热特性进行了实验研究,得到了电流、气体流量、励磁电流和前电极长径比对电弧加热器的伏安特性和热效率的影响规律。采用相似理论模型,对实验数据进行回归分析,得到了加热器伏安特性和热损... 详细信息

对管状阴极轴线式CO_(2)电弧等离子加热器的电热特性进行了实验研究,得到了电流、气体流量、励磁电流和前电极长径比对电弧加热器的伏安特性和热效率的影响规律。采用相似理论模型,对实验数据进行回归分析,得到了加热器伏安特性和热损失系数的近似表达式。研究结果发现,CO_(2)气体流量和电弧电流对加热器的伏安特性和热效率都具有显著的影响,前电极的长径比和励磁电流则只对热效率具有影响。电弧加热器伏安特性和热损失系数的回归公式计算值与实验数据一致性较好,伏安特性回归误差<10.0%,热损失系数回归误差<18.2%。

关键词： CO_(2)电弧等离子加热器伏安特性热效率

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倾转机翼/旋翼机过渡姿态规划分析

兵器装备工程学报 2024年第1期45卷 20-26,58页

作者：王宗辉杨云军中国航天空气动力技术研究院北京100074 彩虹无人机科技有限公司北京100074

针对带有倾转机翼段的新构型倾转旋翼机复杂的倾转过渡变构型过程,提出一种基于动量叶素理论的高速段倾转走廊边界计算方法。通过低速时机翼失速限制和高速时旋翼可用功率限制建立倾转过渡走廊计算模型,对比了传统构型倾转旋翼机和倾转... 详细信息

针对带有倾转机翼段的新构型倾转旋翼机复杂的倾转过渡变构型过程,提出一种基于动量叶素理论的高速段倾转走廊边界计算方法。通过低速时机翼失速限制和高速时旋翼可用功率限制建立倾转过渡走廊计算模型,对比了传统构型倾转旋翼机和倾转机翼/旋翼机的倾转过渡走廊差别。对2种构型倾转旋翼机倾转过渡状态下前飞速度、机身迎角、旋翼桨距角姿态进行了对比分析。结果表明:带有倾转机翼段的倾转机翼/旋翼机具有更狭窄的倾转走廊,在短舱角0°状态,倾转机翼段占1/3展长的旋翼机相较于传统构型倾转旋翼机,倾转速度边界从39~57 m/s缩减到41.7~51.2 m/s,倾转操纵难度加大;在大于45°短舱角的倾转前期,同样的前飞速度和短舱倾转角状态下,倾转机翼/旋翼机机身迎角降低约2°,旋翼桨距角增大1°~4°,随着倾转过渡的完成,2种构型倾转旋翼机姿态差异逐渐变小。

关键词：倾转旋翼机倾转机翼倾转走廊倾转过渡姿态动量叶素理论

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影响振荡射流分离控制效果的关键因素

空气动力学学报 2024年第2期42卷 56-67,I0001页

作者：孙启翔王万波黄勇王勋年潘家鑫空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

为找出影响振荡射流对流场分离控制效果的关键因素,采用典型振荡射流激励器对偏转襟翼流场施加控制,通过数值模拟分析施加控制后的流场特点,总结了射流停滞的原因和影响;并对比不同扩张段、脉冲式和扫掠式振荡射流的控制效果,总结了射... 详细信息

为找出影响振荡射流对流场分离控制效果的关键因素,采用典型振荡射流激励器对偏转襟翼流场施加控制,通过数值模拟分析施加控制后的流场特点,总结了射流停滞的原因和影响;并对比不同扩张段、脉冲式和扫掠式振荡射流的控制效果,总结了射流扫掠范围对控制效果的影响。结果表明:射流向流场中传递动量的均匀程度和扫掠范围是影响控制效果的关键因素。射流向流场中传递动量越均匀,扫掠范围越大,则控制效果越好。激励器喉道过小会抑制射流偏转,使射流在出口两侧停滞,导致射流向流场中传递动量不均匀,因此偏转襟翼两侧的控制效果好于中部;增大扩张段会增大射流扫掠范围从而改善控制效果;脉冲式激励器内的尖劈会阻挡射流扫掠至其后方,导致射流扫掠范围小,偏转襟翼中部控制效果差。

关键词：振荡射流偏转襟翼分离流动数值模拟主动流动控制

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受限空间中斜爆震波波系结构及其演化

推进技术 2024年第2期45卷 86-96页

作者：覃建秀朱德华中国航天空气动力技术研究院北京100074

为了研究真实发动机中受限空间内斜爆震波的宏观波系结构,采用欧拉方程结合详细反应机理的数值模拟方法,开展了受限空间的斜爆震波的数值模拟,分析了不同转折角下斜爆震波波系结构及其演化过程。结果表明,在上壁面转折处膨胀波的影响下... 详细信息

为了研究真实发动机中受限空间内斜爆震波的宏观波系结构,采用欧拉方程结合详细反应机理的数值模拟方法,开展了受限空间的斜爆震波的数值模拟,分析了不同转折角下斜爆震波波系结构及其演化过程。结果表明,在上壁面转折处膨胀波的影响下,斜爆震波反射形成的马赫杆在前移过程中衰减,最终会在上扩张壁面附近形成高温回流区和低温三角区的稳定结构,三角区由转折处波系、回流区和下游斜爆震波组成。随转折角增大,最终在转折处点处依次形成激波、弱压缩波和膨胀波,与斜爆震波相交,交点下游的斜爆震波衰减,在末端出现解耦现象。

关键词：斜爆震波波系结构受限空间演化过程膨胀波

基于吸收/发射光谱的火星进入地面模拟流场特性研究

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实验流体力学 2024年

作者：曾徽文鹏杨国铭朱兴营欧东斌中国航天空气动力技术研究院电弧等离子应用装备北京市重点实验室

火星进入器与地球返回器面临的热环境有很大不同。利用电弧风洞模拟火星进入器气动加热环境，进行防热系统设计是火星进入器研制的关键环节。利用发射光谱和中红外量子级联激光吸收光谱测量技术，开展了CO2气氛下的辐射特性和电弧加热... 详细信息

火星进入器与地球返回器面临的热环境有很大不同。利用电弧风洞模拟火星进入器气动加热环境，进行防热系统设计是火星进入器研制的关键环节。利用发射光谱和中红外量子级联激光吸收光谱测量技术，开展了CO2气氛下的辐射特性和电弧加热火星进入地面流场特性的在线定量研究，获得了电弧加热器CO2等离子体电子激发温度、喷管出口自由流静温和关键组分CO摩尔浓度的实时测量结果。发射光谱和激光吸收光谱测量结果表明，电弧加热器具有非常好的长时间稳定运行能力和气流参数重复模拟能力。本文发展的光谱诊断技术可为火星进入器气动热环境流场特性等方面的研究提供有效测量手段。

关键词：火星进入地面模拟电弧加热器发射光谱中红外吸收光谱气流温度组分浓度

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上层大气层飞行器气动布局优化设计

航空学报 2024年

作者：李俊红黄飞靳旭红苗文博程晓丽中国航天空气动力技术研究院中国航天科技集团有限公司航天飞行器气动热防护实验室

针对上层大气层飞行器，基于试验粒子Monte Carlo(TPMC)方法，开展了正方形、正六边形和圆形等不同横截面形状的飞行器本体在定容条件下的气动布局优化研究，获得了飞行器本体阻力最小时的长细比，并以阻力最优时的飞行器本体为基础，... 详细信息

针对上层大气层飞行器，基于试验粒子Monte Carlo(TPMC)方法，开展了正方形、正六边形和圆形等不同横截面形状的飞行器本体在定容条件下的气动布局优化研究，获得了飞行器本体阻力最小时的长细比，并以阻力最优时的飞行器本体为基础，确定了包含太阳电池翼构型的飞行器自配平气动布局，最后对飞行器稳定性进行了分析。研究结果表明：在250km上层大气层，飞行器本体摩阻占比较大，该占比随着飞行器本体长细比的增大而增加；在长细比为12.98时，飞行器本体阻力最小；定容条件下，飞行器本体阻力系数与长细比呈线性变化，摩阻系数与压阻系数则保持不变；三种横截面形状时，正方形截面的飞行器本体阻力最大，六边形次之，圆形最小。对于太阳电池翼结构，由于其侧面积较大，摩阻占比为95.6%，导致在最佳长细比时的飞行器气动阻力增大为其本体的3.1倍；太阳电池翼第一折偏转时（布局1）和三折全部偏转时（布局2），飞行器处于自配平状态的偏转角度分别为33.8°和18°时；对于处于自配平状态的飞行器，布局1和布局2时太阳电池翼发电功能相当，但考虑飞行器本体散热时，布局1要更优越一些；对于安装偏差，质心向飞行器底部偏移时，飞行器处于静不稳定状态，质心向飞行器头部偏移时，飞行器处于静稳定状态。

关键词：上层大气层飞行器自配平气动布局静稳定

气体引射对临近空间升力体飞行器气动力热影响

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空气动力学学报 2024年

作者：李俊红陈智靳旭红苗文博中国航天空气动力技术研究院中国航天科技集团有限公司航天飞行器气动热防护实验室

针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求，采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力热特性，分析了壁面气体质量引射对气动力热特性的影响规律和作用机理。结果表明：壁面质量引射会略微增大激波脱体距离，对激波层和... 详细信息

针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求，采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力热特性，分析了壁面气体质量引射对气动力热特性的影响规律和作用机理。结果表明：壁面质量引射会略微增大激波脱体距离，对激波层和速度边界层有增厚作用，降低了边界层内的速度梯度，使得表面剪切力减小，从而具有较好的减阻效果。对于典型的升力体构型，在高度60～70 km，壁面质量引射减阻效率均不低于47.5%；在高度80 km，壁面质量引射减阻效率不低于10.2%；且壁面质量引射减阻效果随攻角增大而增强，随飞行高度升高而减弱。同时，壁面引射排出的低温气体对飞行器具有隔热保护作用，因此壁面质量引射能显著降低迎风面的热流，具有较好的降热效果。

关键词：壁面质量引射临近空间升力体飞行器降热减阻气动力热

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多飞行状态倾转旋翼气动优化设计

航空学报 2024年第9期45卷 189-200页

作者：王宗辉杨云军赵弘睿王雪晨中国航天空气动力技术研究院第一研究所北京100074 航天彩虹无人机股份有限公司无人机总体技术部北京100074

基于动量叶素理论建立了涵盖悬停、倾斜前飞和高速巡航多飞行状态倾转旋翼气动性能计算模型,将计算模型配合NSGA-II多目标遗传算法(NSGA-Ⅱ),以倾转旋翼悬停、倾斜前飞和高速巡航飞行效率为优化目标,桨叶翼型展向分布、弦长和扭转角等... 详细信息

基于动量叶素理论建立了涵盖悬停、倾斜前飞和高速巡航多飞行状态倾转旋翼气动性能计算模型,将计算模型配合NSGA-II多目标遗传算法(NSGA-Ⅱ),以倾转旋翼悬停、倾斜前飞和高速巡航飞行效率为优化目标,桨叶翼型展向分布、弦长和扭转角等参数为优化变量,设计了一款倾转旋翼。采用由经典的分离涡模拟方法(DES)改进得到的延迟分离涡模拟方法(DDES)对旋翼流场进行模拟仿真,捕获了较高精度的流场尾迹,分析了倾转旋翼流场的诱导速度分布,同时验证了动量叶素理论计算模型具有较高准确性和可信度。计算结果表明,同样飞行工况下,相较于原参考倾转旋翼模型,悬停效率从71.78%提高到75.34%,巡航效率从62.93%提高到71.32%。

关键词：倾转旋翼动量叶素理论 NSGA-II算法飞行效率延迟分离涡模拟