赵飞
- 作品数：13 被引量：9H指数：2
- 供职机构：中国空间技术研究院更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术经济管理更多>>
- 内流道对高超声速飞行器动态特性影响分析
- 2020年
- 采用数值模拟的方法针对典型吸气式高超声速内外流一体化飞行器X-43A开展了动态特性研究。对动态特性的研究方法采用强迫振动法,非定常流场的时间推进采用双时间步的LU-SGS方法。针对飞行器内流道堵塞与通流两种状态以及内流道对整机动态特性的影响进行了分析。基于X-43A飞行器与飞马座助推器分离之后的弹道实测数据,对进气道堵罩分离前后的整机动态稳定性与机动性变化进行了分析。研究结果表明,X-43A飞行器在内流道堵塞与通流两种不同状态下俯仰通道均处于动稳定状态。在马赫7飞行过程中,飞行器动稳定性在堵罩分离之前减小,堵罩分离之后动稳定性增大。
- 万千乔宇航赵飞石泳
- 关键词：高超声速飞行器数值模拟动态特性
- 临近空间高超声速飞行器武器投放影响因素
- 2023年
- 为了深入分析临近空间高超声速飞行器武器投放的可行性,解决地面试验难以模拟复杂工况的难题,对临近空间高超声速飞行器的飞行高度、载机攻角和导弹初始安装角、弹射力大小和弹射力作用时间5个影响因素进行研究。数值模拟利用动网格流体-动力学双向耦合方法,求解了不同工况下导弹投放的姿态变化。结果表明:负攻角有利于快速和安全地完成机弹分离任务,当载机攻角由4°调整为-4°时,X轴方向角位移由5.49°减小到-6.98°,导弹抬头趋势完全消失。随着飞行高度的增加,导弹抬头趋势逐渐消失,飞行高度35 km时导弹位移和角位移都有利于机弹分离。初始安装角对导弹位移和角位移的影响显著,初始安装角从5°调整为-3°时,导弹Z轴负向位移提升了36.23%,Z轴负向角位移提升了184.24%,负初始安装角各个方向位移和角位移都具有显著的优势。弹射力大小和作用时间直接影响导弹投放姿态,弹射力大小20 kN、作用时间0.05 s是最佳的弹射力组合。研究可为临近空间高超声速飞行器武器投放的可行方案及科学预测提供参考。
- 崔玉红徐艺哲吕凡熹赵飞张宇佳孙佳濛左光
- 关键词：高超声速武器投放飞行器动网格
- 液体火箭发动机互击式喷嘴喷雾特性研究
- 撞击式喷嘴系统由于其结构简单及较高的雾化效率广泛应用于液体火箭发动机中。但目前的研究多集中于同种工质的自击行为,而对异质互击的研究相对较少。本文针对双组元异质互击过程进行了理论和实验研究,重点分析了工质相溶性对射流撞击雾...
- 赵飞刘昶秀左光石泳
- 文献传递
- Starship新型舵面形式气动特性数值模拟被引量：5
- 2021年
- 作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制。通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理。在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关。后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小。在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强。其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性。
- 张宇佳左光徐艺哲杜若凡赵飞屈峰
- 关键词：气动特性着陆
- 分体式油箱及供油方法
- 本发明涉及分体式油箱及供油方法，包括每个分体油箱被分隔板分成两腔结构，每个腔均配备燃油泵，抽取燃油箱内的燃油供给发动机，两个供油干路通过三通、油路分离连接器，及附属管路连通，形成一种交叉供油方案。油箱的每腔安装油位计，并...
- 赵飞刘昶秀侯砚泽石泳
- 卫星设备接口数据建模技术研究
- 在卫星设计过程中,目前主要采用人工方式以非结构化的文件形式管理卫星设备接口数据,数据管理的可靠性和效率不高,数据一致性差,影响了设计效率的提升.文章通过对卫星设备接口数据特点分析,提出了一种针对卫星设计数据的数据建模方法...
- 赵飞周雯
- 文献传递
- 类X-43A飞行器高超声速分离仿真被引量：3
- 2022年
- 高超声速飞行器级间分离过程广泛存在于军事和航空航天应用中。为了对该过程中气动干扰和各分离参数的影响有更加深入认识,以类X-43A飞行器为研究对象,采用网格变形/局部网格重构的方法对其进行仿真研究。详细分析了高超分离过程中典型的流场结构,尤其是飞行器和助推器之间的级间干扰;另外,重点讨论了初始攻角、弹射力对分离过程中飞行器和助推器的轴向/法向相对距离、气动力以及飞行器攻角的影响规律。结果表明:级间分离过程受到涡流和激波的双重干扰;攻角对飞行器和助推器法向相对距离影响较大,小攻角或负攻角更有助于二者分离;弹射力对轴向相对距离影响显著,较大的弹射力能够使飞行器较快脱离级间干扰区,达到安全的分离距离。
- 赵飞刘丽玲石泳左光万千张宇佳
- 关键词：网格变形气动干扰
- 军工行业涉密信息系统综合管控体系研究与实践
- 2018年
- 高效、可行、全方位的涉密信息系统综合管控体系,是涉密信息系统管理研究的热点问题。文章介绍了一种全新的涉密信息系统综合管控架构,描述了管控架构包含的内容、关联关系和工作模式,提出综合管控平台建设的技术实现方法,为涉密信息系统的综合管理、动态管控提供一种可行、高效的方法。
- 赵飞刘闯斌
- 关键词：军工行业保密管理信息安全涉密信息系统管控体系
- 高升阻比飞行器变体气动控制方法
- 本发明涉及一种高升阻比飞行器变体气动控制方法，包括以下步骤：步骤S1、根据飞行器的外形特征和飞行弹道，进行气动数值仿真，获得飞行器的气动特性数据与飞行器表面压力分布，确定所述飞行器的绕流流场特征；步骤S2、根据气动数值仿...
- 杜若凡吕凡熹赵飞徐艺哲张宇佳侯砚泽石泳
- 类Starship飞行器大迎角动态特性数值研究被引量：2
- 2022年
- 再入飞行器的动态稳定性是其任务成败的关键因素,因此有必要对新型类Starship飞行器大迎角动态特性进行深入研究。为辨识动导数,采用基于分区弹簧近似法动网格技术的非定常N-S方程求解器开展强迫振动的数值仿真。有限体积离散采用Roe格式及SST湍流模型,时间方向采用全隐式GMRES方法进行迭代求解。在高超声速弹道外形(Hyper ballistic shape,HBS)标模验证的基础上,获得了类Starship飞行器典型大迎角状态下不同飞行马赫数、重心位置、操纵面偏转角、迎角和减缩频率的俯仰动导数变化规律:典型状态下,俯仰动导数超声速时为负,亚声速时为正;随不同因素的变化,Ma=0.3和Ma=5.0时的俯仰动态特性差异明显;高速下操纵面上偏会导致阻尼减小,且后翼影响更显著。计算结果表明了本文方法在宽速域、大空域复杂外形飞行器动态特性辨识中的应用价值。
- 吕凡熹赵飞刘瑜杜若凡石泳张宇佳
- 关键词：动导数数值模拟大迎角
