CN112287611A - 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法 - Google Patents

一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112287611A
CN112287611A CN202011026832.2A CN202011026832A CN112287611A CN 112287611 A CN112287611 A CN 112287611A CN 202011026832 A CN202011026832 A CN 202011026832A CN 112287611 A CN112287611 A CN 112287611A
Authority
CN
China
Prior art keywords
optimization
separation vortex
protrusion
cabin body
shape
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202011026832.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112287611B (zh
Inventor
聂亮
刘宇飞
李宇
聂春生
周禹
曹占伟
袁野
檀妹静
杨光
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Near Space Vehicles System Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Near Space Vehicles System Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Near Space Vehicles System Engineering filed Critical Beijing Institute of Near Space Vehicles System Engineering
Priority to CN202011026832.2A priority Critical patent/CN112287611B/zh
Publication of CN112287611A publication Critical patent/CN112287611A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112287611B publication Critical patent/CN112287611B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提供了一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括以下步骤：获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析；若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则重新开始优化。本发明采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，可以大幅优化局部气动热环境，在根本上解决局部气动加热严酷的问题，减轻材料/结构的防隔热压力。

Description

一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法
技术领域
本发明属于航天气动热设计领域，特别涉及一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法。
背景技术
飞行器或其他在空气中高速运动的物体，由于控制、通讯或结构设计方面等需要，常常在其表面安装有功能部件，导致飞行器等表面存在凸起物，如吊耳、电缆罩、天线窗口、腹鳍等，如图1为吊耳类凸起物。
飞行器等在高速运动过程中，凸起物会阻挡气流，从而使得高速气流形成激波并伴有分离、再附流动，产生剧烈的气动加热干扰，使得凸起物形成高热流的同时，在飞行器凸起物附近舱体也产生高热流，凸起物附近舱体的热流量值达到无凸起物处的数倍，对材料表面的防隔热设计产生很大的压力。
为解决凸起物局部的高热流给防隔热带来的问题，通常从防隔热本身考虑，局部加强该处的防隔热能力。局部防隔热能力加强一般通过增强材料性能或增大结构厚度两方面考虑，但材料性能的改进受制于材料制造工艺水平，结构厚道增加受制于舱体内部空间且难以从根本上解决问题。
因而，有必要进行提供一种高效率且高可靠性方法，解决飞行器等在空气中高速运行物体表面凸起物对舱体产生的气动热干扰问题，降低凸起物及附近舱体的局部热流带来的超温或烧蚀的不利影响，减轻材料/结构的防隔热压力。
发明内容
针对飞行器等在空气中高速运行物体表面凸起物对舱体产生的气动热干扰问题，本发明人进行了锐意研究，提供了一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，从降低凸起物及附近舱体的局部热流入手，采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，通过优化凸起物的局部外形，改善流动，从而达到减小凸起物及附近舱体的局部热流的目的，流场一旦达到改善的效果可以大幅优化局部气动热环境，从而在根本上解决局部气动加热严酷的问题，减轻材料/结构的防隔热压力，从而完成本发明。
本发明提供了的技术方案如下：
一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括：包括以下步骤：
步骤1，将飞行器舱体和舱体表面凸起物简化为二维压缩拐角结构，根据飞行器飞行状态采用CFD方法进行数值模拟，获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；
步骤2，针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；
步骤3，针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；
步骤4，使用二维简化外形对优化后的外形重新进行数值模拟，对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析，与优化前的数据进行比较；
步骤5，若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则返回第3)步重新开始优化。
根据本发明提供的一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，具有以下有益效果：
(1)本发明对凸起物空间流场分布进行了研究，摒弃了传统的单纯从防隔热出发解决凸起物带来的局部高热流、产生防隔热压力问题，从降低凸起物及附近舱体的局部热流入手，采用局部外形优化的方法对舱体局部高热流区域的热流量进行优化，改善效果明显，可以大幅优化局部气动热环境；
(2)本发明提供的局部气动热优化是一种低成本、高效率且高可靠性的方法，即使气动热优化后难以完全满足舱体材料使用的要求，在此基础上再采用局部防隔热性能加强的方法也是行之有效的，降低了局部防隔热设计难度；
(3)本发明结合凸起物形成的分离涡的结构特点，针对性的提出了局部外形优化方法，优化后凸起物的热流相较于优化前可减小近30％。
附图说明
图1示出吊耳类凸起物三维结构示意图；
图2示出优化前凸起物空间流场分布及流动结构示意图；
图3示出优化后凸起物空间流场分布及流动结构示意图；
图4示出优化前后表面热流曲线；
图5A为图4的局部放大图，图5B为对应的优化前空间流场分布图，图5C为对应的优化后空间流场分布图。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
本发明人针对飞行器等在空气中高速运行的物体表面凸起物对舱体产生的气动热干扰问题，以及传统防隔热方面存在的不足，采用局部外形优化的方法对凸起物附近舱体进行气动热优化，该局部外形优化方法受制的因素较少，流场一旦达到改善的效果可以大幅优化局部气动热环境，从而在根本上解决局部气动加热严酷的问题，并且通过优化局部外形，改善流动，还可以使得气动力性能更为优化，是一种低成本、高效率且高可靠性的方案。
具体地，本发明提供的一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，包括如下步骤：
步骤1，将飞行器舱体和舱体表面凸起物简化为二维压缩拐角结构，根据飞行器飞行状态采用CFD方法进行数值模拟，获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布。
根据飞行器等高速运动物体及凸起物形状，通过求解N-S方程(式1)获得凸起物及舱体附近的空间流场分布及表面热流分布。
Figure BDA0002702354860000031
式中，
Figure BDA0002702354860000032
求解矢量，
Figure BDA0002702354860000033
为无粘通量，
Figure BDA0002702354860000034
为粘性通量，t为物理流动时间，x、y、z分别为为笛卡尔坐标系下坐标。采用有限体积法或有限差分法数值离散N-S方程，并采用一定的数值方法对空间项和时间项进行离散，然后迭代求解可获得凸起物及附近舱体的空间流场分布及表面热流分布。空间流场分布用于下一步流动结构分析，表面热流分布用于与优化后的结果进行对比，获得优化效果。
进一步地，根据飞行器空间流场分布获取参考边界层厚度，基于参考边界层厚度及凸起物高度，判断本发明方法适用性。
一般地，凸起物前方舱体处会出现分离涡，取分离涡前方靠近分离涡位置的边界层厚度作为参考边界层厚度，当凸起物高度大于5倍参考边界层厚度且凸起物前方舱体平坦、无明显凹腔结构时，特别适用本发明提出的优化方法。
步骤2，针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，凸起物前方舱体通常会出现明显高热流区，舱体与凸起物连接处会存在分离涡，分析分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征，用于外形优化色设计以减小舱体上的热流。
具体地，该分离涡的尺寸特征包括分离涡在前方舱体处长度、以及分离涡在凸起物上长度。该分离涡在前方舱体处长度通过分析分离涡与舱体交点到拐角处距离得到；该分离涡在凸起物上长度通过分析分离涡与凸起物交点到拐角处距离得到。
步骤3，针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化。
具体地，外形优化方式包括但不限于在凸起物前方进行直线过渡、倒圆角过渡、二次曲线过渡和多线段过渡。
对于直线过渡外形优化方式，选取分离涡与舱体交点、以及分离涡与凸起物的交点作为直线的两个端点，以此实施直线过渡外形优化。
对于倒圆角过渡外形优化方式，分析分离涡与舱体交点到拐角处距离和分离涡与凸起物交点到拐角处距离，取二者中较长者为半径，以拐角为圆心做弧线，弧线与舱体和凸起物的交点作为倒圆角圆弧的两个端点，倒圆角圆弧与舱体和凸起物相切，以此实施倒圆角过渡外形优化。
以上两种方式，尤其适用于分离涡在前方舱体处长度、以及分离涡在凸起物上长度相近的情况。若上述两长度相差较大，特别是分离涡在前方舱体处长度是分离涡在凸起物上长度的两倍及其以上，或者分离涡在凸起物上长度是分离涡在前方舱体处长度的两倍及其以上，优选采用二次曲线过渡外形优化方式。
对于二次曲线过渡外形优化方式，选取分离涡与舱体交点、以及分离涡与凸起物的交点作二次曲线，使二次曲线在该两交点处相切，完成二次曲线外形优化。
为了加工便利性，同时获得近似倒圆角过渡或二次曲线过渡外形优化效果，还可以采用多线段过渡外形优化方式，将倒圆角圆弧或二次曲线弧线段分为至少两段，通过直线连接相邻两弧线端点，连接后的多线段(如3～5条线段)的走向与倒圆角圆弧或二次曲线弧线段相近，以此实施多线段过渡外形优化。
步骤4，使用二维简化外形对优化后的外形重新进行数值模拟，对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析，与优化前的数据进行比较，此时的数值模拟方法保持与优化前的数值模拟方法一致。
步骤5，若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则返回第3)步重新开始优化，如适当调整直线、多线段、倒圆角圆弧、二次曲线的弧线，直至满足要求为止。
对于局部外形的优化结果，可以从两个方面进行，两者满足其一即可。一是：局部凸起物附近的分离涡结构消失，不再有分离再附流动；二是优化后舱体的热流达到设定的目标值，如热流相比原结果降低30％或热流降低到某一个具体值等。
实施例
实施例1
以吊耳类凸起物为例，此处为简化表达将图1三维外形简化，飞行器舱体和凸起物简化为二维压缩拐角结构，通过数值计算获得该结构的空间流场分布及表面热流分布，如图2所示。
由图2可知，分离涡前方靠近分离涡位置的边界层厚度约为1mm，因此取参考边界层厚度为1mm，而凸起物高度约为10mm，凸起物高度大于参考边界层厚度的5倍，因此该外形适用于本发明提出的优化方法。
针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，由图2可知，前方气流沿舱体流至凸起物时出现流动分离，气体在凸起物与舱体的连接处形成漩涡，气流从凸起物回流到舱体处，形成局部高热流，分离涡在前方舱体处长度约为5mm，在凸起物上长度约为3.7mm，图中Ma表示马赫数。这是典型凸起物对舱体产生干扰的流动结构，当飞行器高速运动时舱体处形成的局部高热流对防热和隔热造成巨大压力。
针对分离涡的尺寸特征在凸起物前侧与舱体连接处进行外形优化，由于分离涡在前方舱体处长度、以及分离涡在凸起物上长度相差不大，在此考虑在连接处进行倒圆角设计。由于分离涡在舱体上的长度更长，以该长度为半径，以拐角为圆心画弧与凸起物相交，交点作为倒圆角圆弧的一个端点，分离涡与舱体的交点作为另一个端点，进行倒圆角优化设计。
对优化后的外形重新进行数值计算，比较局部外形优化前后凸起物及舱体的热流变化。
优化后凸起物及舱体的流场如图3所示，此时流动相对优化前有明显改善，漩涡已经消失，不再对舱体产生干扰，该处舱体的局部热流也有明显减小，达到了优化的目的。优化前后舱体的热流曲线如图4所示，优化前舱体处的热流峰值达到2MW/m2，优化后峰值热流为1.44MW/m2，如图5所示。由此可以看出该外形优化达到了降低舱体处气动干扰的目的，舱体热流较优化前减小约30％。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，将飞行器舱体和舱体表面凸起物简化为二维压缩拐角结构，根据飞行器飞行状态采用CFD方法进行数值模拟，获得凸起物及附近舱体处的空间流场分布及表面热流分布；
步骤2，针对舱体凸起物处的流动结构开展分析，获得分离涡的大小并提取分离涡的尺寸特征；
步骤3，针对分离涡的尺寸特征在凸起物前方与舱体连接处进行外形优化；
步骤4，使用二维简化外形对优化后的外形重新进行数值模拟，对优化后的流场结果和表面热流分布进行分析，与优化前的数据进行比较；
步骤5，若二维简化外形优化结果满足要求，使用真实三维外形验证结果也满足要求，则优化结束；若二维简化外形的优化不满足要求，则返回第3步重新开始优化。
2.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤2之前，还包括方法适用性条件判断步骤：取分离涡前方靠近分离涡位置的边界层厚度作为参考边界层厚度，若凸起物高度大于5倍参考边界层厚度且凸起物前方舱体平坦、无明显凹腔结构，则满足方法适用性条件，继续进行步骤2。
3.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤2中，所述分离涡的尺寸特征包括分离涡在前方舱体处长度、以及分离涡在凸起物上长度。
4.根据权利要求3所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，所述分离涡在前方舱体处长度通过分析分离涡与舱体交点到拐角处距离得到；所述分离涡在凸起物上长度通过分析分离涡与凸起物交点到拐角处距离得到。
5.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤3中，所述外形优化包括直线过渡方式，实现方法为：选取分离涡与舱体交点、以及分离涡与凸起物的交点作为直线的两个端点，以此实施直线过渡外形优化。
6.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤3中，所述外形优化包括倒圆角过渡方式，实现方法为：分析分离涡与舱体交点到拐角处距离和分离涡与凸起物交点到拐角处距离，取二者中较长者为半径，以拐角为圆心做弧线，弧线与舱体和凸起物的交点作为倒圆角圆弧的两个端点，倒圆角圆弧与舱体和凸起物相切，以此实施倒圆角过渡外形优化。
7.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤3中，所述外形优化包括二次曲线过渡方式，实现方法为：选取分离涡与舱体交点、以及分离涡与凸起物的交点作二次曲线，使二次曲线在该两交点处相切，完成二次曲线外形优化。
8.根据权利要求6或7所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤3中，所述外形优化包括多线段过渡方式，实现方法为：将倒圆角过渡方式获得的倒圆角圆弧或二次曲线过渡方式获得的二次曲线弧线段分为至少两段，通过直线连接相邻两弧线端点，连接后的多线段的走向与倒圆角圆弧或二次曲线弧线段相近，以此实施多线段过渡外形优化。
9.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤4中，重新进行数值模拟时，数值模拟方法保持与步骤1中优化前的数值模拟方法一致。
10.根据权利要求1所述的降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法，其特征在于，步骤5中，二维简化外形优化结果和真实三维外形验证结果满足要求的条件包括：局部凸起物附近的分离涡结构消失，不再有分离再附流动；或者，优化后舱体的热流达到设定的目标值。
CN202011026832.2A 2020-09-25 2020-09-25 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法 Active CN112287611B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011026832.2A CN112287611B (zh) 2020-09-25 2020-09-25 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011026832.2A CN112287611B (zh) 2020-09-25 2020-09-25 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112287611A true CN112287611A (zh) 2021-01-29
CN112287611B CN112287611B (zh) 2023-05-12

Family

ID=74421427

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011026832.2A Active CN112287611B (zh) 2020-09-25 2020-09-25 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112287611B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113184214A (zh) * 2021-04-25 2021-07-30 北京临近空间飞行器系统工程研究所 降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构
CN115577472A (zh) * 2022-10-19 2023-01-06 北京宇航系统工程研究所 低干扰大头罩的运载火箭气动布局及其气动特性优化方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8251312B1 (en) * 2009-09-09 2012-08-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and system for control of upstream flowfields of vehicle in supersonic or hypersonic atmospheric flight
CN107084092A (zh) * 2017-06-30 2017-08-22 中科国风科技有限公司 一种风力发电机组的联合增功结构以及方法
CN107605667A (zh) * 2016-07-12 2018-01-19 北京博比风电科技有限公司 一种模块化风力机叶片局部增效设计方法
CN107977491A (zh) * 2017-11-13 2018-05-01 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法
CN109927880A (zh) * 2018-11-23 2019-06-25 中国运载火箭技术研究院 一种三角曲面型燕尾槽式复合材料舵基板及其安装方法
CN210271474U (zh) * 2019-06-10 2020-04-07 河南轩明实业有限公司 一种机器人综合实训台用轨迹及搬运模块

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8251312B1 (en) * 2009-09-09 2012-08-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and system for control of upstream flowfields of vehicle in supersonic or hypersonic atmospheric flight
CN107605667A (zh) * 2016-07-12 2018-01-19 北京博比风电科技有限公司 一种模块化风力机叶片局部增效设计方法
CN107084092A (zh) * 2017-06-30 2017-08-22 中科国风科技有限公司 一种风力发电机组的联合增功结构以及方法
CN107977491A (zh) * 2017-11-13 2018-05-01 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种非稳态情况下飞行器空气舵缝隙的气动热评估方法
CN109927880A (zh) * 2018-11-23 2019-06-25 中国运载火箭技术研究院 一种三角曲面型燕尾槽式复合材料舵基板及其安装方法
CN210271474U (zh) * 2019-06-10 2020-04-07 河南轩明实业有限公司 一种机器人综合实训台用轨迹及搬运模块

Non-Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
万音: "箭体上的凸起物对火箭气动特性的影响" *
朱广生等: "气动热环境试验及测量技术研究进展" *
潘宏禄等: "突起物及其干扰区热环境影响范围分析" *
王丽燕等: "不同射流状态下射流气体与高超声速主流相互作用影响" *
王丽燕等: "低速引射对高超声速飞行器气动加热影响" *
王靖宇: "轻型客车的气动特性分析与造型优化研究" *
聂春生等: "高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究" *
陈琦等: "RANS/LES在超声速突起物绕流中的应用研究" *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113184214A (zh) * 2021-04-25 2021-07-30 北京临近空间飞行器系统工程研究所 降低翼舱体连接处气动加热尾翼局部外形优化方法及结构
CN115577472A (zh) * 2022-10-19 2023-01-06 北京宇航系统工程研究所 低干扰大头罩的运载火箭气动布局及其气动特性优化方法
CN115577472B (zh) * 2022-10-19 2024-03-26 北京宇航系统工程研究所 低干扰大头罩的运载火箭气动布局及其气动特性优化方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112287611B (zh) 2023-05-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112287611A (zh) 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法
JP2011516345A (ja) 表面に凹所を有するウィングレット、及びそれに関連するシステムと方法
CN112340014A (zh) 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
CN112199853B (zh) 一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法
EP3401209B1 (en) Aircraft radome apparatuses and methods
CN110990955B (zh) 一种高超声速Bump进气道设计方法及系统
CN107336842B (zh) 一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法
CN110901885B (zh) 一种飞行器的热防护系统
CN109823516B (zh) 一种飞机隐身舵机鼓包
CN111717381B (zh) 用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型及设计方法
CN105653747A (zh) 超高速飞行器共形亚网格电磁散射特性分析的仿真方法
CN113279860A (zh) 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法
CN103693187A (zh) 一种机翼结构
CN110104164B (zh) 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法
CN105351248A (zh) 一种风扇用高性能翼型
CN109606728B (zh) 一种高超声速飞行器前体设计方法及系统
CN114154434A (zh) 一种无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法
CN109989876A (zh) 叶片及包括其的风力发电机组
CN109677630B (zh) 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
CN103375315B (zh) 一种提高空滤和谐振器表面模态的方法及空滤和谐振器
CN114194373B (zh) 一种飞机机翼及飞机
CN107745796B (zh) 一种背负式大型天线罩双支腿
CN216916264U (zh) 一种低阻力飞机机头外形
CN113639592B (zh) 一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼
CN116341120B (zh) 一种确定乘波特性依赖区的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant