翼反角对高压捕获翼构型高超气动特性的影响

为研究翼反角变化对高压捕获翼构型高超声速气动特性的影响，基于一种双翼面、单支撑、翼身组合布局的高压捕获翼概念构型，以飞行马赫数6，飞行高度30km为计算状态，捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量，结合均匀试验设计方法、数值模拟方法和Kriging建模方法，探寻了升阻特性、纵向和横航向稳定性随翼反角的变化规律。结果表明，升力、阻力及升阻比随翼反角的变化规律基本一致，且对上反角变化更加敏感；小攻角时，翼面上反会明显降低升阻比，而下反会使升阻比先略微增大后缓慢减小；大攻角时，翼反角对升阻比的影响较小；纵向稳定性主要受三角翼反角的影响，三角翼上反时，纵向稳定性降低，下反时，纵向稳定性基本不变；翼面上/下反都会提高航向稳定性，但下反的效果更明显；翼面上反会提高横向稳定性，下反则降低，但大攻角飞行时，三角翼上反角过大可能会导致横向稳定性降低

翼反角对高压捕获翼构型低速气动性能的影响

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能,新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力,但在亚声速下的稳定特性还有待研究。本文基于高压捕获翼气动布局基本原理,在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼,设计了一种参数化高压捕获翼概念构型。以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,采用均匀试验设计、CFD数值计算方法及Kriging代理模型方法,研究不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响,分析了升阻特性、纵向/横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等。结果表明,翼反角对升阻比的影响主要体现在小攻角状态下,捕获翼上反时,升阻比略微增大,下反则减小;三角翼上反时,升阻比减小,下反则先略微增大后缓慢减小;翼反角对纵向稳定性的总体影响较小,捕获翼上反会稍微提高纵向稳定性,而三角翼上反则会降低;捕获翼或三角翼上反都会增强横向稳定性,下反则减弱,但大攻角状态时,三角翼上反角过大对提升横向稳定性有限;捕获翼上反航向稳定性增强,下反则减弱,而三角翼下反对提升航向稳定性的效果比上反更加明显

Three Dimensional Shock Topology Detection Method via Tomographic Reconstruction

Shock waves and shock shock interaction are typical phenomena in supersonic or hypersonic flows that have significant impacts on aerodynamic performance. To obtain a comprehensive understanding of the mechanism of shock wave interaction, shock wave detection (SWD) methods are required. However, it is often challenging for most current SWD methods to identify the relationship between shock waves (also known as shock topology). To address this issue, this paper proposes a novel three dimensional shock topology detection method based on the tomographic reconstruction strategy. This method involves extracting parallel slices from the flow field, then utilizing a two dimensional shock topology recognition algorithm to obtain shock lines. Shock bands are obtained by connecting shock lines for every two adjacent slices, and shock surfaces are generated by assembling shock bands. Interaction lines are also formed by connecting interaction points. The detected shock wave is a structure composed of point line band surface, and the topology relationship with other shock waves is obvious. Numerical results show that the shock waves detected by the proposed method can be categorized into families. Moreover, the shock surfaces generated by this method are free of gaps, holes, and un physical fragments, which is an improvement over existing SWD methods

高压捕获翼双翼构型宽速域气动性能研究

宽域高超飞行器气动布局设计已是研究热点之一。高压捕获翼新型气动布局可同时满足高容积率、高升力和高升阻比，此布局前期研究主要针对高超声速状态。基于该背景，以宽域高超飞行器为主要目标，依据高压捕获翼基本设计原理，发展了一种新型双翼构型。对该构型的宽速域气动特性研究结果表明，在亚声速条件下添加捕获翼可使飞行器升力系数提高约16.6%,在跨声速区域捕获翼可抑制飞行器气动焦点跳变，飞行器在全速域范围内均为纵向静稳定

翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性影响分析研究

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能,新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力,但在亚声速下的稳定特性还有待研究.基于高压捕获翼气动布局基本原理,在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼,设计了一种参数化高压捕获翼概念构型.以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,采用均匀试验设计、计算流体力学数值计算方法及Kriging代理模型方法,研究了0&deg;～10&deg;攻角状态下不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响,重点分析了升阻特性、纵向和横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等.结果表明,小攻角状态下翼反角对升阻比的影响比大攻角更加显著,捕获翼上反时,升阻比略微增大,下反则升阻比减小;三角翼上反时,升阻比减小,下反则升阻比先略微增大后缓慢减小;翼反角对纵向稳定性的总体影响较小,捕获翼上反会稍微提高纵向稳定性,而三角翼上反则会降低纵向稳定性;捕获翼或三角翼上反都会增强横向稳定性,下反则减弱横向稳定性,但大攻角状态时,三角翼上反角过大对提升横向稳定性作用有限;捕获翼上反航向稳定性增强,下反航向稳定性则减弱,而三角翼下反对提升航向稳定性的整体效果比上反更加显著.&nbsp;</p

基于层析重建的三维激波识别算法研究

激波是高超飞行器典型的流动特征,其气动加热与力矩特性对飞行器的热防护和稳定性设计具有显著影响,是设计过程中重点考虑的因素之一。因此,基于CFD的激波识别结果,对气动设计具有重要的参考意义。目前激波识别算法存在误识别、漏识别等问题,以及三维激波面拓扑重构的困难。本文基于层析重建方法,提出了一种三维激波识别与拓扑构建算法。在沿流动主方向的平行切片上,利用结合K-means聚类分析的二维激波模式识别算法获得的一系列包含拓扑关系的激波曲线族,建立了基于近邻算法的二维曲线族节点映射关系,从而发展了适用于三维激波曲面及拓扑识别方法。数值试验结果表明,该算法可获得光滑完整的三维激波曲面和激波干扰结构,借助拓扑结构还可清晰地识别出干扰位置,可为高超声速飞行器气动设计提供一种有效的复杂流场分析手段

一种适用于储能驱动薄型折叠机翼的锁定机构

本申请涉及一种适用于储能驱动薄型折叠机翼的锁定机构,其包括转动连接的内翼和外翼,所述锁定机构用以控制所述外翼展开以及折叠后的锁定,所述锁定机构包括：连杆滑块机构,在外翼的展开与折叠过程中产生联动动作；开关机构,用以控制连杆滑块机构的锁定；开锁电机机构,用以控制开关机构解除对连杆滑块机构的锁定；其中,连杆滑块机构、开关机构、开锁电机机构的动作方向皆与航向相错开。本申请具有使得折叠机翼的折叠状态的锁定以及解锁稳定,减少松脱和卡死状态的发生的效果

一种不改变气动外形的折叠机翼分离面设计方法

本发明属于航空航天飞行器折叠机翼结构技术领域,公开了一种不改变气动外形的折叠机翼分离面设计方法,该方法包括：在机翼上下表面各自锯齿型交线的对称轴向段之间建立轴向分离面交线,该轴向分离面交线是基于折叠机翼分离面轴向分离定理和推论设计出的交线,可使外翼绕内翼向下转动时不发生干涉；还包括横向分离面和轴向分离面,所述的轴向子分离面为采用所述轴向分离面交线与锯齿型交线生成的可使得外翼绕转轴顺时针转动时内外翼不发生干涉的曲面；本发明方法设计的分离面无需机翼上下表面的外形,即不改变气动外形,且在折叠机翼展开状态内外翼之间没有间隙,可以避免机翼下方气流渗流到上方,造成升力损失

一种储能驱动折叠翼折叠状态的锁定机构及折叠翼

本申请涉及一种储能驱动折叠翼折叠状态的锁定机构,其包括用于支撑左外翼于折叠状态的左翼连杆滑块传力机构、用于支撑右外翼于折叠状态的右翼连杆滑块传力机构和用于带动两个传力机构同步反向移动的钢绳滑轮传动机构,内翼上沿两个外翼的连线方向设置有滑槽,两个传力机构均滑移连接于滑槽内,所述钢绳滑轮传动机构包括设置于滑槽两端的左光杆滑柱和右光杆滑柱,两个滑柱的连线位于两个传力机构的移动轨迹之间,所述左翼连杆滑块传力机构相背的两侧分别连接有牵引钢绳和止动钢绳,所述牵引钢绳绕过右光杆滑柱且与右翼连杆滑块传力机构连接,所述止动钢绳绕过左光杆滑柱且可拆卸固定于滑槽内。本申请具有改善左右翼解锁同步性不易保证问题的效果

一种折叠翼的同步锁定机构

本申请涉及一种折叠翼的同步锁定机构,属于航空航天领域,包括主机翼以及分别位于主机翼两侧的两个外翼,两个外翼均通过转轴转动连接在主机翼上,所述主机翼与两侧的外翼之间均设置有弹性锁销机构,所述外翼处于完全展开状态或折叠状态时,所述弹性锁销机构插入所述外翼中从而将主机翼和外翼的相对位置锁定,所述主机翼上设置有同步控制所述弹性锁销机构使弹性锁销机构与外翼分离的控制机构。本申请具有提高折叠机翼自折叠状态解锁展开的同步性的效果