失效概率矩独立全局灵敏度分析的高效算法

失效概率矩独立全局灵敏度分析对指导可靠性优化至关重要，本文从乘法降维及Edgeworth级数展开的角度提出一种失效概率矩独立全局灵敏度指标分析的高效算法。所提算法通过Edgeworth级数展开将失效概率矩独立全局灵敏度指标的求解转化为输出无条件及条件前四阶整数矩的求解。对于输出的无条件及条件四阶矩的计算，基于乘法降维的思想，本文推导了重复利用计算输出的无条件矩的输入输出样本来计算条件矩以及外层关于输入变量一维积分的计算公式，使得仅需重复利用输出无条件前四阶矩求解产生的积分网格内的数据即可同时求得输出的前四阶条件矩以及外层关于输入变量的一维积分。所提算法大大提高了失效概率矩独立全局灵敏度的分析效率。航空发动机涡轮盘以及汽车前轴的分析结果验证了所提算法的高效性及准确性。     

A CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model

A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop.     

基于动网格技术的飞机舱弹分离过程 CFD/ RBD耦合数值仿真

飞机舱弹分离瞬间特性严重影响导弹/炸弹的打击精度。采用计算流体动力学(CFD)和刚体动力学(RBD)模型耦合求解的数值仿真方法,应用网格弹性光顺和局部重构相结合的动网格技术,有效地避免了刚体运动而引起的网格畸变,仿真计算了炸弹舱弹分离后俯仰角度变化过程 .仿真结果表明,舱弹分离时向炸弹施加 1个合适的抛 射力矩,有助于炸弹在下降过程中快速地调整其打击姿态。     

基于重叠网格的唇口移动变几何进气道数值模拟研究

吸气式冲压发动机的进气道需要在比较宽广的马赫数范围内工作,而变几何进气道具有良好的气动性能,成为了最佳选择。重叠网格技术是解决存在复杂运动边界流动模拟问题的有效策略,在应用于变几何进气道非定常流动模拟时需要进一步完善。采用发展的重叠网格技术,对变几何平动方式的进气道开展了数值模拟研究。针对存在物面接触重叠网格的挖洞操作在执行时无法取得合理的插值模板问题,引入了虚拟单元赋值方法和“Collar”网格方法,实现了多体相交时重叠网格的计算。为了引入“Collar”型重叠网格,对其算法作了适当修改以适应本论文所建立的洞面优化方法。对平移过程中内收缩变化所造成的对启动过程的影响进行了研究。通过迎着来流方向平移唇口,增大了进气道的内收缩比,导致内压缩段出现边界层分离,分离泡随着唇口的前移而增大,当其移出内压缩段时,原本启动的进气道进入不启动状态,而后移唇口减小了内收缩比,使分离泡减小并向下游移动,辅以边界层排移,可以改善进气道的启动性能。此外,平移速度和振荡频率对启动过程的影响也进行了研究,进气道迟滞效应随平移速度和振荡频率增大而增大。     

PVM平台下通量守恒的嵌入自适应网格解激波和底部流

运用嵌入式自适应网格技术来提高结构网格求解复杂流场的分辨率。该方法根据流场的形成,将密集网格嵌入到物理量剧烈变化的区域,使求解精度得以提高的同时,避免较大的计算开销,从而达到求解效率和求解精度之间的平衡。 Ｐ Ｖ Ｍ 平台使得被嵌入的网格可以在网络中不同的机器上完成,大幅度降低了墙上时间。原始网格与被嵌入网格之间数值通量守恒的实现增强了该方法在捕捉间断时的有效性和可靠性。     

基于自由型曲面的贴体网格生成

本文建立了基于自由型曲面的曲面网格生成的数学模型,生成了曲面网格,把它作为三维Ｄｉｒｉｃｈｌｅｔ问题的边界条件,求解三维Ｐｏｉｓｓｏｎ方程,获得了满足数值模拟要求的三维贴体网格。采用上述方法,完成了基于自由型曲面的某直升机调座舱三维贴体网格的生成,结果令人满意。     

任意平面域的三角形网格和混合网格生成

本文以阵面推进法为基础,给出了一种可对任意平面域进行三角形网格和混合网格自动生成的方法。该方法包含了易于生成与调控的矩形背景网格技术,简便的外形输入和初始阵面划分技术,加速查寻的数据结构,以及节点松弛和基于Ｄｅｌａｕｎａｙ准则的对角线交换技术。网格生成的实例表明,方法能快速可靠地生成任意平面域的高质量三角形网格和适于粘性计算的三角形／四边形混合网格,具有较好的通用性与实用性。     

论火工装置的抽样试验与可靠性评估问题

对航天器用的火工装置,提出运用序贯检验方法制定其抽样试验方案以及运用贝叶斯方法评定其可靠性的建议。算例表明,文章所提建议适用于解决小子样成败型产品的可靠性设计、试验和验证等问题,对节省产品研制经费有重要意义。     

数控系统在S域和P域的分析设计方法

讨论一种典型的采样控制系统──直接数字控制（ＤＤＣ）系统（简称数控系统）在Ｓ域和Ｐ域的分析设计方法。根据采样控制系统理论,从数控系统在Ｚ平面的稳定性判据出发,利用ｔｕｓｔｉｎ变换（Ｐ变换）,通过Ｚ平面、Ｓ平面和Ｐ平面之间的映像关系,导出数控系统在Ｓ域和Ｐ域的稳定性判据,进而提出了数控系统在Ｓ域和Ｐ域的分析设计方法,并详细说明了这两种设计方法的具体方法与步骤。     

非结构网格下Euler方程的高分辨率高精度解

提出了一种非结构网格下求解Ｅｕｌｅｒ方程的高分辨率高精度迎风格式。以Ｒｏｅ的矢通量差分分裂为基础,吸收了ＮＮＤ格式的优点,使其具有捕捉激波和滑移线的良好性能;在时间方向上采用Ｊａｍｅｓｏｎ的Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ积分,并结合局部最大时间步长和残差光滑技术加速收敛。最后成功地完成了二维平板激波反射、跨音速Ｌａｖａｌ喷管内的流动和ＧＡＭＭ超音速前台阶绕流等算例,显示了该方法的有效性