重型货物空投系统过程仿真及特性分析

建立了货物空投系统仿真计算模型,包括货台在舱内和舱外全过程的运动特性、降落伞拉直和充气过程的轨迹特性计算等,提出了伞群模拟和多吊带系统分析的新方法。结合目前已有的降落伞性能计算模型和物伞系统运动模型,对重型货物空投全过程进行了完整计算,开发了空投过程三维动画仿真软件,通过与试验数据的对比,表明本模型能很好地满足应用的需要。分析了空投速度、伞包安装位置和牵引比等因素对空投过程的影响,指出了实际系统的改进方向。     

无人机伞降回收运动分析

针对小型无人机伞降回收的特点,研究了在无人机回收过程中,飞机及降落伞系统的运动轨迹及姿态。通过分析机伞间的力学关系,建立了机伞系统运动模型,并进行了仿真分析,给出了无风情况下回收运动的仿真结果。结果表明,系统能够满足无人机回收要求,可以决定最佳的回收参数,从而得到最优回收轨迹和姿态。     

基于AMESim的涡扇发动机控制系统 综合仿真

以AMESim为平台,采用模块化的设计方法,分别建立航空发动机、传感器、燃油系统、电子控制器和执行机构数学模型.将模块封装打包建立涡扇发动机控制系统模型库,并将之组成为完整的发动机及调节器系统综合仿真平台.以主燃油控制系统为例,介绍了各仿真模块的建立过程,仿真结果表明,系统模型能反映各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行组合优化能够有效提高系统性能.      

面向对象的航空发动机性能仿真程序设计方法研究

本文提出了一种用于建立扩展性强、灵活可靠的航空发动机性能仿真方法。通过建立一个面向对象的航空发动机基本类库（或称为航空发动机应用程序框架）,针对不同的研究目的或不同类型的航空发动机,能够非常方便可靠地建立起高效专用的发动机性能仿真程序。本文提出了在仿真程序中建立异常处理机制以方便仿真软件的调试和提高它的可靠性。本文在该框架的基础上建立了某双轴涡扇发动机的性能仿真模型和某涡轴发动机的性能仿真模型,揭示了该框架的灵活性和专用性     

基于Modelica和Dymola的航空发动机建模与性能仿真

本文介绍了Modelica/Dymola软件的主要特点,航空发动机模块划分的原则和方法,以及利用Modelica/Dymola软件开发的航空发动机通用模型库中主要部件的建模方法,并采用己建立的部件模型,搭建了双轴涡扇发动机的系统级模型,对其起动过程进行了仿真.结果表明,仿真结果符合实际情况,该模型库对于航空发动机的概念设计和初步设计具有重要意义和实用价值.     

基于伞载多体动力学的降落伞开伞过程研究

针对降落伞开伞过程中柔性大变形、强非线性和强耦合性的特点,采用伞载多体动力学方法,以充气时间为自变量,分别建立拉直、充气和稳降3个阶段的动力学模型。对降落伞开伞过程中物伞系统运动学和动力学进行数值分析,研究降落伞开伞过程,通过某型号降落伞飞行试验验证,表明：基于多体动力学的降落伞开伞过程计算简单方便,能够快速指导降落伞的设计迭代,计算结果可以很好地体现降落伞的开伞特性。     

锥形降落伞开伞过程流动结构相互作用的数值模拟

根据多结点开伞模型建立了锥形降落伞系统的变形动力学方程组来对充气过程中的伞衣柔性体变形过程进行模拟.结合多结点模型动力学方程结算代码和计算流体力学软件,对降落伞的充气过程进行流固耦合动态仿真,从而得到充气过程中伞衣外形和流场的变化,以及充气时间、下降速度变化和下降距离等相关数据,与国外研究成果相吻合.      

应用轨迹优化策略的直升机任务科目基元仿真

任务科目基元的飞行试验是ADS-33E-PRF对直升机飞行品质的判定标准。针对直升机设计过程中飞行品质难以事先评定的特点,提出了一种基于轨迹优化策略的直升机任务科目基元数值仿真方法。该方法将飞行品质规范对直升机位置、姿态和速度的限制处理为状态量的边界约束,以完成任务科目基元的时间为目标函数,结合直升机自身的性能和安全性约束,建立了针对任务科目基元的直升机轨迹优化模型。求解该模型得到直升机完成相应任务科目基元所用的时间,便可定性判断直升机飞行品质是否满足ADS-33E-PRF对这一任务科目基元的要求,从而在设计之初对优化直升机总体设计参数提供参考。对某型直升机悬停转弯机动科目进行仿真计算,验证了该方法的正确性和有效性。     

补燃循环发动机关机过程仿真研究

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其关机特性进行了研究。在分析发动机系统工作原理的基础上,应用模块化建模的思想,建立了该系统中各主要部件的数学模型;采用新的面向对象仿真语言Modelica和MWorks平台,开发了可扩展的发动机仿真模型库;在此基础上,利用模型库搭建了液氧煤油补燃循环发动机关机过程仿真模型,并对发动机关机过程进行了仿真计算,计算结果表明与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于5%,动态相对误差小于15%,初步验证了所建仿真模型的正确性;进一步分析了吹除气体压力、阀后腔道容积、关机工况等因素对发动机关机过程的影响。     

基于模型的飞行仿真系统设计

采用基于模型的仿真软件设计思想,研究了飞行仿真系统的设计方法,针对具体的任务和功能 要求,建立了仿真系统的结构体系。研究了仿真软件框架的设计方法和结构层次的关系,并对各个层次功能 要求进行了介绍。对飞行仿真软件系统的模块设计进行了研究,确立了模型的描述形式和接口设计规范。     

基于冲量定理的高速空投假人最大动载计算模型研究

假人高速空投试验旨在评估开伞过程中人体所受最大动载,由于该试验重复性差、成本高,有必要建 立计算模型为系统设计提供理论依据。基于冲量定理建立最大动载计算模型,计算特定空投条件下假人最大 动载;选取某典型假人高速空投系统作为算例,开展基于多体动力学的系统仿真,并根据仿真结果确定计算模 型的关键参数,给出最大动载计算模型的数学表达式。结果表明:本文模型可以快速有效确定假人最大动载, 评估救生伞系统安全性,具有较高的工程应用价值。     

末敏弹减速运动和稳态扫描段运动特性的研究

对末敏弹这一全新反坦克武器在减速运动和稳态扫描段的运动特性进行了仔细的研究。恰当地引入了降落伞的附加质量和附加惯性矩,完整地分析了伞体和弹体所受的外力和外力矩,建立了由伞体和弹体组成的末敏弹系统二体运动模型。编制了完整的计算程序。给出了末敏弹扫描角速度、扫描角和扫描曲线随时间的变化,以及扫描覆盖区随高度的变化。计算结果与试验结果有很好的一致性。该模型可进一步用于末敏弹系统的弹道修正、参数优化和弹道模拟。     

反尾旋伞动态仿真计算研究

简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用，特别是对失速／过失速／尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理，建立了反尾旋伞的数学模型，估算确定了反尾旋伞阻力面积，并对用反尾旋伞出尾旋进行了动态仿真计算；同时，研究了不同尺寸反尾旋伞的尾旋改出效果。     

折叠式群伞充气接触的膜索非线性有限元算法

降落伞由折叠到打开的充气过程和多束降落伞捆绑在一起充气的过程都伴随着一个高度非线性的柔性结构接触问题,因此模拟降落伞群伞流固耦合问题必须首先解决降落伞群伞非线性结构接触的数值模拟问题。对于降落伞这类柔性瞬变非线性织物结构,数值模拟织物系统的接触现象以及预测接触结果对降落伞工作状况的影响对于降落伞群伞设计具有很重要的指导意义。基于三维降落伞膜索非线性有限元编程模拟技术设计了一种针对单伞和群伞非线性动力系统的接触搜索算法,推导设计了针对接触随机性的接触切线刚度矩阵计算方法。针对降落伞群伞非线性有限元计算的庞大数值计算量,设计编写了一种基于消息传递接口(MPI)通信协议的膜索结构并行接触模拟FORTRAN程序,测试了该数值模拟程序的并行计算效率。针对高度折叠的C-9降落伞群伞充气问题,使用PC-Cluster计算机群进行了数值仿真模拟,验证了该接触非线性有限元程序的计算效果,预测了C-9降落伞群伞的接触过程,并分析接触现象对降落伞群伞充气工作的影响。     

基于拉格朗日力学的伞-弹系统动力学模型

为了回避牛顿力学体系在多体动力学建模过程中存在的复杂约束力求解问题,以拉格朗日力学体系为基础,从分析力学的角度出发,建立了铅垂平面内降落伞-弹系统五自由度动力学模型。详细介绍了拉格朗日力学体系动力学建模过程,推导了铅垂平面内伞-弹系统动能公式,解决了伞-弹系统广义力求解问题,给出了伞-弹所受空气动力的广义力表示。算例将建立的伞-弹系统模型和牛顿力学体系下简化的伞-弹模型进行对比,两种模型计算结果吻合,验证了本文模型的正确性。降落伞-弹系统动力学模型验证了拉格朗日力学在常规飞行器动力学建模中的可行性,为使用ADAMS等基于拉格朗日力学思想建模的商业软件进行伞-弹系统动力学求解提供理论依据,可以用于指导伞-弹系统的分析和设计。     

Simulation of 3D parachute fluid–structure interaction based on nonlinear finite element method and preconditioning finite volume method

A fluid–structure interaction method combining a nonlinear finite element algorithm with a preconditioning finite volume method is proposed in this paper to simulate parachute transient dynamics. This method uses a three-dimensional membrane–cable fabric model to represent a parachute system at a highly folded configuration. The large shape change during parachute inflation is computed by the nonlinear Newton–Raphson iteration and the linear system equation is solved by the generalized minimal residual(GMRES) method. A membrane wrinkling algorithm is also utilized to evaluate the special uniaxial tension state of membrane elements on the parachute canopy. In order to avoid large time expenses during structural nonlinear iteration, the implicit Hilber–Hughes–Taylor(HHT) time integration method is employed. For the fluid dynamic simulations, the Roe and HLLC(Harten–Lax–van Leer contact) scheme has been modified and extended to compute flow problems at all speeds. The lower–upper symmetric Gauss–Seidel(LUSGS) approximate factorization is applied to accelerate the numerical convergence speed. Finally,the test model of a highly folded C-9 parachute is simulated at a prescribed speed and the results show similar characteristics compared with experimental results and previous literature.     

内置式空中发射运载火箭发射方向研究

对运载器与载机分离过程的几个阶段采用统一模型进行研究,建立了分离过程物伞系统的刚体-质点模型。以此数学模型为基础,对空中发射的分离过程用Matlab/Simulink进行了仿真计算。结果表明,前向发射在分离过程结束时运载器的高度损失和速度损失比后向发射小,性能优于后向发射,对实际工程应用具有重要参考价值。     

十字伞伞群的多节点静力学模型动力特性计算

为计算某型救灾专用空投系统十字伞伞群的气动特性,建立了多节点静力学模型来计算伞衣充满时的气动外形;对不同臂长比和伞绳比的十字伞进行数值模拟,并与文献中风洞实验结果对比验证;根据建立的模型得到十字伞伞群的气动外形并进行气动力特性研究.结果表明:计算结果和文献结果一致性较好,建立的多节点静力学模型合理可行;十字伞轴向力随臂长比和伞绳比的增大而增大;随攻角增大轴向力先减小后增大,而法向力则增大.建立的模型可用于伞群的气动外形计算,并为降落伞系统的设计提供参考.      

失速改出伞阻力特征面积估算方法

研究了高平尾布局飞机的气动特性。使用失速改出伞是飞机改出深失速的重要途径,但如何确定失速改出伞的关键参数(阻力面积等)却没有现成的方法。以ARJ21-700飞机为例,分别使用公式分析法、类比法综合估算出失速改出伞的关键参数,通过模型自由飞和模拟仿真分析验证其具有足够效能将飞机改出深失速状态。形成了一套新机失速改出伞的设计方法和关键数据图表,可供其他型号飞机失速改出伞的设计研制使用。