摘要：为提高微型汽车在横风作用下的驾驶安全性,文章利用ANSYS Fluent软件模拟了0°至90°风向下的风洞实验,获取和分析了不同驾驶速度、风向和风速等对车辆稳定性的影响。基于以上研究设计了一款微型汽车横风风扰响应系统,可实现车辆环境智能判定与驾驶员自动警示。该系统可提升微型汽车在复杂风环境下的安全性,拓宽其应用场景,对微型汽车的研究与应用有重要价值。

摘要：轨道降低,航天器受到的气动力增大,气动力对航天器影响显著。考虑自由分子流态下的超低轨航天器,利用分割法把简单外形的航天器分割为几部分,分别计算各部分的气动力,然后相加获得总的气动力效果;通过对平面的气动力进行计算分析,提出了超低轨航天器的减阻设计方法;结果表明:当轨道高度降低到250km左右时,航天器受到的气动阻力比500km高出约2个数量级;一般情况下,超低轨航天器应采用细长体构型,减小迎风面积;侧面积引起的航天器阻力已经不可忽略,应采用侧面光滑技术,减少侧面阻力;当超低轨航天器长细比超过一定限度后,随着长细比增大,大气阻力升高。

摘要：本文建立了某型弹丸的外流场数值仿真模型,通过Cart3D气动力分析软件仿真计算获取到相关的气动参数后,利用相关公式可进行稳定性分析及射程估算,其结果与试验对比基本一致,说明采用数值仿真方法进行弹丸气动外形设计是有效可行的,仿真结果可为方案设计提供参考。

摘要：电磁弹射微重力实验装置是地基微重力模拟技术的前沿研究方向,此类装置的主要问题是弹射过程中电机、结构、气动力等引起的振动和噪声,影响实验舱的微重力水平。本文针对该装置的功能和指标需求,进行了运动规划和动力学建模,研究了实验舱在电磁推力、轨道不平顺、气动噪声等综合激扰下的振动响应,通过仿真分析,评估内舱可以达到4 s微重力时间和10-5g的微重力水平。该工作为电磁弹射微重力装置的设计提供了理论依据。

摘要：目的:吸气式高速飞行器在助推阶段需要对进气道采取保护措施,而应用传统的圆锥体载荷式整流罩存在体积大、质量重等缺陷。为避免载荷罩的空间雍余,基于激波干扰理论,本文旨在提出一种通用型可实现气动自分离的整流罩设计方法,并探讨设计的两组构型在两个弹道特殊状态点的气动力和气动热特性,以及研究构型的适用性和基本气动性能。创新点:1.通过激波干扰理论模型方程,推导出环境变量与构型基本尺寸之间的关系;2.建立气动设计模型,成功求得助推阶段和整流罩分离状态点的气动特性;3.新构型减轻了整流罩系统重量,实现了自分离,简化了机械结构系统。方法:1.通过理论推导,得到飞行器头锥长度和进气口尺寸变化对整流罩构型设计的影响;2.通过数值计算,得到异形整流罩及头锥附近流场分布受设计型面的影响以及产生的适应性气动力。结论:1.整流罩在分离状态可产生负升力,有自动打开的趋势;2.减小整流罩的设计长度有利于气动减阻和降低峰值热流;3.整流罩前缘的极限热流约为13 MW/m^2,在所选复合材料的受热范围内。

摘要：给出了一种基于欧拉方程的跨声速翼型设计方法。方法以Takanashi提出的“正反迭代余量修正”设计原理为基础，在气动力分析模块中，以欧拉方程为基本控制方程并采用Walz边界居方法对其进行粘性修正，反设计模块采用经过改进的二维翼型设计方法。方法的程序经过几个设计实例证明是有效而实用的。

摘要：为了为弹丸总体优化设计提供参考,应用FLUENT仿真软件仿真研究了弹头引信外形对小口径亚音速弹丸气动力特性的影响,得到了头部形状为单一圆台形、组合圆台形和半球形的三种弹丸在不同攻角、不同马赫数下的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心变化规律。结果表明:攻角对阻力系数、升力系数影响不明显。马赫数小于0.7时,头部形状为半球形的弹丸阻力系数最小、升力系数最大;马赫数大于0.7时,头部形状为组合圆台形的弹丸阻力系数最小、升力系数最大。

摘要：为进行某杀伤弹与某子母弹弹道一致性设计,通过FLUENT对弹丸外流场进行数值仿真,获取相关的气动力参数.用仿真结果进行阻力特性分析和射程估算,根据分析结果进行设计方案调整并进行试验验证,结果表明调整方案满足设计要求,说明采用数值仿真方法设计弹丸气动外形是有效、可行的.

摘要：为优化弹丸结构设计,用FLUENT Gambit建立某弹丸外流场数值仿真模型并生成网格,通过FLUENT对弹丸外流场进行数值仿真以获取相关的气动力参数.用仿真结果进行的稳定性分析和射程估算结果与试验结果基本一致,说明采用数值仿真方法设计弹丸气动外形有效可行,仿真结果可为方案设计提供参考.

摘要：飞机操纵面颤振是飞机颤振领域里最复杂、最重要的部分，在所发生的颤振事故中．操纵面颤振最为常见。本文结合Y7-200A飞机操纵面颤振特点，着重分析操纵面颤振的工程处理方法。