可控翼伞气动力及雀降操纵力仿真计算
飞行器气动特性及空气动力学控制研究
飞行器气动特性及空气动力学控制研究一、引言飞行器气动特性和空气动力学控制是现代航空工程领域中最为重要的研究内容之一。
飞行器的安全、性能和可靠性都和其气动特性密切相关。
因此，对飞行器气动特性的深入研究，可以为飞行器设计、优化提供重要依据；而掌握飞行器空气动力学控制技术，可以实现飞行器的自主导航、自主飞行和防撞等功能，有助于提升飞行安全性。
二、飞行器气动特性研究1.气动力学基本原理气动力学是研究运动流体力学和空气动力学的一个分支学科。
其基本原理有万有引力定律、牛顿运动定律、连续定律、动量定律、能量定律等。
而空气动力学则是研究运动空气对物体的作用力及物体在空气中的运动规律的学科。
2.飞行器气动特性的影响因素飞行器的气动特性受到多种因素的影响，包括形状、大小、质量、速度、滑行等。
飞行器的外形设计决定了其气动力学性能。
形状优良、流线型的飞行器抗风性能好、飞行时阻力小，大大提高了飞行器的飞行效率。
此外，飞行器大小和质量也会影响其气动特性，比如小型无人机在飞行时相较于大型飞机更容易受到气流的控制；飞行器速度和滑行也会影响其气动特性。
3.飞行器气动特性的数值模拟为了对飞行器气动特性进行深入研究，数值模拟成为一种有效手段。
数值模拟可以在计算机上精确计算飞行器在空气中的气动力学性能，对飞行器设计和优化等领域具有重要作用。
常用的模拟方法包括计算流体力学、风洞实验、流场可视化等。
三、空气动力学控制研究1.空气动力学控制的基本原理空气动力学控制是指通过飞行器自身的控制系统，利用空气动力学原理实现自主导航、自主飞行和防撞等功能。
其中，飞行器的姿态稳定是实现空气动力学控制的基本前提。
姿态稳定可以通过控制飞行器的三个方向的角速度，控制器通过精确调整角速度实现姿态的稳定。
2.空气动力学控制的主要手段空气动力学控制的主要手段包括：舵面控制、发动机推力调整、气动制动、姿态控制等。
其中，舵面控制是指利用飞行器上的控制面板，通过改变舵面的状态来调整飞行器的姿态；发动机推力调整是通过调节发动机的推力来实现飞行器的速度和姿态控制；气动制动则是通过改变飞行器运动时的气动阻力，来控制飞行器的速度和姿态。
飞行器动力系统的动态建模与仿真
飞行器动力系统的动态建模与仿真在现代航空航天领域，飞行器动力系统的性能和可靠性至关重要。
为了更好地设计、优化和预测飞行器动力系统的工作特性，动态建模与仿真是一种不可或缺的工具。
飞行器动力系统是一个复杂的多学科交叉领域，涵盖了热力学、流体力学、燃烧学、机械工程等多个学科的知识。
其主要组成部分包括发动机、燃料供应系统、进气系统、排气系统等。
发动机作为核心部件，又可以分为多种类型，如喷气式发动机、涡轮螺旋桨发动机、火箭发动机等，每种类型都有其独特的工作原理和性能特点。
动态建模是对飞行器动力系统的物理过程和行为进行数学描述的过程。
通过建立精确的数学模型，可以捕捉到系统中各种参数之间的关系，以及它们随时间的变化规律。
例如，对于喷气式发动机，建模需要考虑空气的吸入、压缩、燃烧、膨胀和排出等过程。
在建模过程中，需要运用各种数学方法和理论，如微分方程、偏微分方程、数值分析等。
在建立模型时，首先要对系统进行合理的简化和假设。
这是因为实际的飞行器动力系统非常复杂，如果不进行简化，建模将变得极其困难甚至无法实现。
然而，简化也需要谨慎进行，以确保模型能够准确反映系统的主要特性和关键行为。
例如，在建模燃烧过程时，可以假设燃烧是均匀的、完全的，但同时需要考虑实际中可能存在的燃烧不完全、火焰传播速度等因素的影响。
模型的参数确定是建模过程中的一个关键环节。
这些参数通常包括物理常数、几何尺寸、材料特性等。
获取参数的方法有多种，如实验测量、理论计算、参考已有文献和数据等。
实验测量可以提供最直接和准确的参数值，但往往受到实验条件和设备的限制。
理论计算则基于物理定律和数学公式，可以在一定程度上预测参数值，但计算过程可能较为复杂。
参考已有文献和数据可以节省时间和成本，但需要对数据的可靠性和适用性进行评估。
建立好模型后，接下来就是进行仿真。
仿真就是利用计算机软件对建立的模型进行数值求解，以得到系统在不同工况下的性能参数和输出结果。
仿真软件通常包括专业的航空航天仿真工具，如MATLAB/Simulink、ANSYS Fluent 等。
飞机气动力学仿真模拟技术
飞机气动力学仿真模拟技术一、背景介绍飞机气动力学仿真模拟技术是一种利用计算机数值方法对飞机气动力学性能进行仿真模拟的技术，被广泛应用于飞机设计、改进、验证和优化方面。
二、飞机气动力学基础在介绍飞机气动力学仿真模拟技术之前，我们需要先了解一些飞行器气动力学基础知识。
气动力学基本定理包括质量守恒定律、动量守恒定律和能量守恒定律。
在飞行器气动力学中，流体是空气，因此气体物理学中常用的伯努利定理也非常重要。
伯努利定理说明了在不同位置的飞机上，气流速度与气压的关系。
在高速运动中，飞机表面涌入气流压力大，以至引发迎风面鼓胀，涡流分离等气动现象。
结合上述定理，我们可以推导出飞机所受的气动力矩与力。
三、1. 建模建模是仿真模拟技术的第一步。
需要根据要仿真的飞机类型，建立一套数学模型以代替现实飞机。
数学模型包括几何、质量、惯性以及各处结构参数等。
2. 建立数值方法当模型完成后，我们需要建立数值方法。
数字计算方法包括欧拉法、拉格朗日法、欧拉-拉格朗日法、谱方法等。
这些数值方法可以使计算机模拟并计算飞机行驶过程中获得各种应力、变形等结果。
3. 计算计算机模拟在计算计算机模拟时，需要选择合适的计算机软件。
各种付费和免费的计算机软件在市场上都有供应。
4. 仿真结果分析得出仿真结果后，需要进行分析。
可以通过3D动画等方式对各种地面、空中的情况进行仿真展示。
也可以获取力学参数的网络成果，比如拉力、推力、倾角、结构强度等一系列结果。
四、飞机气动力学仿真模拟技术的应用1. 飞机设计与改进飞机气动力学仿真模拟技术可应用于新飞机的设计与改进，以及对既有飞机的升级改造。
通过仿真模拟，可以减少试飞时间，优化设计，在保证安全性能的前提下，提高飞机性能。
2. 飞行安全性评估飞机气动力学仿真模拟技术可以重现飞机失事原因，模拟出飞机在各种气流、天气、高原环境等复杂情况下的性能，以此进行飞行安全性评估，为飞机运营与改进提供决策依据。
3. 飞行员训练飞机气动力学仿真模拟技术可模拟不同天气、不同场地的情况，让飞行员在真实情境下进行仿真飞行，得到比静态训练更为生动实际的训练效果。
微型直升机旋翼的气动力计算
微型直升机旋翼的气动力计算
微型直升机是一种小型无人机，它需要能够准确计算旋翼气动力才能保证飞行稳定性和机动性。
旋翼气动力计算是微型直升机设计中十分关键的一项技术。
首先，进行微型直升机旋翼的气动力计算需要了解旋翼的基本结构和工作原理。
旋翼是微型直升机的主要升力来源，它由多个叶片组成，通过快速旋转产生提升力。
在旋翼运动过程中，空气会受到压力和阻力等力的作用，这些力会影响旋翼的运动轨迹和角速度。
接下来，需要建立旋翼气动力模型。
旋翼气动力模型可以分为绕流理论模型和计算流体力学模型两种。
绕流理论模型是基于物理现象的理论分析，可以非常准确地预测旋翼的气动力。
而计算流体力学模型是通过建立数值模型来模拟空气流动过程的，相对较为简单但精度相对较低。
然后，需要选择适当的数值方法进行模拟计算。
目前常用的数值方法有有限元法、有限体积法和边界元法等，不同方法的精度和计算速度也不同。
一般来说，需要根据旋翼气动力模型的性质来选择合适的数值方法。
最后，进行旋翼气动力计算，得到旋翼在不同条件下的气动力数据。
这些数据可以用于微型直升机的设计和仿真，以验证设计方案的可行性和性能。
总之，微型直升机旋翼的气动力计算是一项十分重要的技术，它能够为微型直升机的设计和运行提供重要的理论依据和数据支持。
随着科技的不断发展，相信旋翼气动力计算技术也会不断得到进步和完善。
大型翼伞的三维气动性能分析
大型翼伞的三维气动性能分析陆伟伟;张红英;连亮【摘要】随着回收物质量的增加和回收物可控定点回收要求的提出，大型翼伞的设计研究迫在眉睫。
文章采用有限体积法求解K-epsilon二方程湍流模型下的Navier-Stokes（N-S）方程，对某大型翼伞进行三维定常数值模拟，研究考虑伞衣鼓包下翼伞的气动性能，同时对翼伞单侧后缘下拉情况下（翼伞转弯过程）的气动性能进行初步分析。
结果表明，翼伞的升力系数随迎角的增大而增加，达到失速迎角后缓慢降低。
翼伞阻力系数在负迎角时随迎角增大而缓慢降低，而在正迎角时随迎角增大而增加。
翼伞升阻比开始时随迎角增大而增加，在迎角等于8°时达到最大值后随迎角增大而逐渐降低。
同时，单侧后缘下拉翼伞相比普通翼伞升力与阻力系数均有所增加，但其最大升阻比却有所减小。
%With the increase of the weight of recovery item and the recovery requirements controlled for landing at fixed-point being proposed, the design study of a large parafoil is imminent. The finite volume me-thod is used to solve the Navier-Stokes(N-S)equation with K-epsilon two-equation turbulence model. A 3D steady numerical simulation for the large parafoil is conducted for the aerodynamic performance in view of the canopy deformation, while a preliminary analysis of the aerodynamic performance is made for parafoil unila-teral flap deflection(parafoil turning process). The results show that the parafoil lift coefficient increases with increasing angle of attack and slowly decrease after reaching the stalling angle. The drag coefficient slowly de-creases with the increasing angle of attack when the angle of attack is negative, and increases with increasing angle of attack whenpositive angle of attack is arrived. And the lift-drag ratio increases with increasing angle of attack at the beginning and gradually decreased with increasing angle of attack after reaching the maximum value 8 degrees. Meanwhile, the lift and drag coefficients of the unilateral flap deflection parafoil increase compared to those ordinary parafoil, but its maximum lift-drag ratio somewhat decreases.【期刊名称】《航天返回与遥感》【年(卷),期】2015(000)003【总页数】10页(P1-10)【关键词】大型翼伞;数值模拟;气动性能;鼓包;回收着陆【作者】陆伟伟;张红英;连亮【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016;南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016;南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016【正文语种】中文【中图分类】V2440 引言冲压式翼形伞（后统称翼伞）是近代发展起来的一种新型降落伞。
冲压翼伞充气过程的数值模拟
冲压翼伞充气过程的数值模拟田似营; 常浩; 凌蕾; 杨周【期刊名称】《《航空科学技术》》【年(卷),期】2019(030)008【总页数】7页(P28-34)【关键词】冲压翼伞; MSD模型; 松耦合; 充气过程; 数值模拟【作者】田似营; 常浩; 凌蕾; 杨周【作者单位】海鹰航空通用装备有限责任公司北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V244.21+6降落伞作为一种空中安全救生和稳定减速装置，以其特有的重量（质量）轻、体积小、减速效果好等特点，在航空航天、兵器、体育运动以及救灾等方面得到了广泛的应用[1]。
与传统降落伞相比，冲压翼伞克服了普通降落伞低滑翔比、不可控制两大缺点，并具有可操控性、高滑翔比、高可靠性、低成本等优点，近几年来逐步广泛应用于多个领域。
因降落伞开伞过程涉及复杂的流固耦合问题，相关研究一直是一个难题。
降落伞的开伞过程主要分为拉直、充气和稳定下降三个阶段，充气阶段是最复杂的阶段。
目前对于降落伞充气阶段的研究大体分为三类：完全试验法、半试验半理论法及完全理论法。
完全试验法是通过多次试验分析降落伞充气过程的规律；半试验半理论法通过试验与理论相结合，理论计算中的相关数据需要由试验得到；完全理论法则是不依赖试验直接研究充气过程。
对于降落伞充气过程的数值模拟，按照流场模拟计算和伞衣结构模拟计算耦合方式的不同可分为紧耦合和松耦合。
紧耦合是每个时间步均将流场方程和结构方程联立求解，因方程特性不同，造成计算速度很慢，导致计算资源浪费。
松耦合是将上个时间步的流场计算结果传递至结构方程，并进行下个时间步的计算，再将结构计算结果传至流场方程进行下个时间步计算，可大大提高计算速度。
目前常用的数值模拟方法有基于质点-弹簧-阻尼模型（MSD 模型，也叫多节点模型）的耦合模拟、基于变空间域/稳定时间-空间（DSD/SST）格式的耦合模拟、基于任意拉格朗日-欧拉（ALE）格式的耦合模拟和基于浸没边界法的耦合模拟[2，3]。
飞行器气动性能的实验与仿真结合
飞行器气动性能的实验与仿真结合在航空航天领域，飞行器的气动性能是决定其飞行性能、安全性和经济性的关键因素之一。
为了深入研究和优化飞行器的气动性能，实验和仿真这两种方法被广泛应用，并且将它们有机地结合起来，能够为飞行器的设计和研发提供更全面、准确和高效的支持。
实验方法是通过在风洞等实验设施中对真实的飞行器模型进行测试，直接测量气动力、压力分布、流场等参数。
风洞实验可以提供真实的物理环境和准确的测量数据，但其成本较高、周期较长，且在一些复杂工况下难以模拟。
仿真方法则是利用计算机软件对飞行器的气动性能进行数值模拟。
通过建立数学模型和求解流体力学方程，能够快速获得大量的流场信息和气动性能参数。
然而，仿真结果的准确性往往受到模型简化、边界条件设置和计算方法等因素的影响。
将实验与仿真结合，可以充分发挥两者的优势，弥补各自的不足。
在飞行器的设计初期，通过仿真方法可以快速筛选出多个设计方案，并对其气动性能进行初步评估。
然后，选择有潜力的方案进行风洞实验，以获得更准确的性能数据。
实验结果可以用于验证和修正仿真模型，提高仿真的准确性。
反过来，仿真可以对实验难以测量的区域进行补充分析，进一步完善对飞行器气动性能的认识。
例如，在研究飞行器的机翼气动性能时，首先可以利用仿真软件对不同的机翼形状、翼型和弯度等参数进行模拟计算，得到不同方案下的升力系数、阻力系数和压力分布等数据。
根据仿真结果，选择少数几个性能较好的方案制作模型进行风洞实验。
在风洞中，可以测量到更加真实的气动力和流场细节。
将实验数据与仿真结果进行对比分析，如果两者存在差异，可以对仿真模型进行调整和优化，如改进网格划分、调整边界条件等，从而提高仿真的可靠性。
此外，实验与仿真结合还可以用于解决一些特殊的气动问题。
比如，在飞行器的高速飞行、大迎角飞行或复杂流动情况下，流场特性非常复杂，单纯依靠实验或仿真都难以准确描述。
通过将实验获得的局部流场特征与仿真的整体流场结果相结合，可以更全面地了解飞行器在这些特殊工况下的气动性能。
飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识1.1飞行器几何参数飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。
对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。
要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。
当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。
它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。
第二章 机翼的气动特性分析2.1机翼几何参数2.1.1 翼型的几何参数翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。
他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。
可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布)(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U += （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。
b x x /=，b y y /=分别为纵、横向无量纲坐标。
相对厚度和相对弯度b c c /=，b f f /=。
最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。
翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。
2.1.2 机翼的几何参数1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即22()l l S b z dz-=ò（2—2）式中，b （z ）为当地弦长。
几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为/pj b S l = （2—3）2202()l A b b z dz S =ò （2—4）显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。
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可控翼伞气动力及雀降操纵力仿真计算
张顺玉;秦子增
【期刊名称】《国防科技大学学报》
【年(卷),期】1999(021)003
【摘 要】本文建立了可控翼伞气动力计算的等效翼型－柔性模型以及雀降操纵力
计算的双体铰接模型。用曲面涡格法对翼伞的气动力进行了计算，在此基础上对翼
伞的雀降操纵力也进行了计算。
【总页数】4页(P21-24)
【作 者】张顺玉;秦子增
【作者单位】国防科技大学航天技术系;国防科技大学航天技术系
【正文语种】中 文
【中图分类】V244.216
【相关文献】
1.航天器可控翼伞回收系统雀降性能研究 [J], 张晓今
2.基于CFD方法的动力伞雀降控制优化研究 [J], 陈自力;张昊
3.前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响 [J], 李健
4.翼伞雀降技术 [J], 赵秋艳
5.一种用于空投翼伞雀降时的声波高度计系统设计 [J], 任建新;王青青;牛振中
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