上风格式的若干性能分析

采用理论分析和数值试验相结合的方法，对上风格式的三个典型代表：FDS、FVS及AUSM格式的性能进行了分析比较：FDS格式具有高的间断分辨率但可能出现非物理懈；FVS格式捕捉强非线性波的能力很强，计算效率高，但耗散比较大；AUSM格式兼有高间断分辨率和高计算效率且克服了两者的弱点。以一维无粘激波管流场为算例考察了这些格式性能与间断分辨率。     

拖曳系统基本飞行性能算法研究

分别采用拖缆模型中的刚化柔性悬索和线性弹簧模型对拖曳系统的起飞性能和平飞性能进行了仿真计算。计算结果表明．运载器的质量和气动特性对拖曳系统的飞行性能影响极大，拖缆采用刚化柔性悬索和线性弹簧模型的计算结果基本一致．说明在拖曳系统中，上述两种拖缆模型的使用是适当的。     

E 级计算给 CFD 带来的机遇与挑战

E 级(Exascale)计算机有望在2020年前后投入使用,E 级计算将给计算科学和科学研究带来革命性的变化。计算流体力学(CFD)作为超大规模计算机应用的重要领域之一,将迎来前所未有的发展机遇,同时也将面临极其严峻的技术挑战。本文对当前国内外超大规模 CFD 计算的现状进行了概述,探讨了未来 CFD 的发展趋势,并对 E 级计算给 CFD 带来的机遇与挑战进行了分析,最后提出了适应未来 E 级计算的 CFD 发展思路与建议。为了实现 E 级计算的宏伟目标,CFD 与计算机科学、应用数学等学科的“协同设计”势在必行。我们期待本文的分析能对我国的高性能计算应用、CFD 发展有一定的启示作用。     

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起（如边条,小配平翼）的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。     

考虑保持架间隙碰撞的球轴承-机构系统动力学分析

基于套圈滚道圆环的几何结构方程,建立了钢球和套圈的三维动态接触关系.考虑钢球和保持架的间隙碰撞作用,建立球轴承-曲柄滑块机构系统多体接触动力学模型.运用广义-α方法计算分析了不同转速、径向游隙和保持架兜孔半径间隙下球轴承-机构系统的运动精度和动力学特性,获得球轴承-机构系统的动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架中心的运动轨迹和动态作用力等动力学响应.计算结果表明:随着转速和球轴承径向游隙的增加,约束反力、系统动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架与套圈中心的相对运动轨迹、球轴承内部的作用力、钢球与保持架的间隙碰撞力均增加.随着保持架兜孔半径间隙的增加,保持架与套圈中心的相对运动轨迹、钢球与保持架的间隙碰撞力和钢球打滑均增加.      

一种叶轮机三维叶型黏性反问题方法

提出了一种应用于叶轮机三维叶片气动设计的黏性反问题方法,该方法将叶片表面边界视为是运动的壁面,通过建立并求解壁面法向动量方程,从而可根据给定的压力分布或压力面与吸力面之间的压力差分布直接求解叶型几何.结果表明:该方法可与定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模拟配合进行求解,鲁棒性强、计算耗时短,且符合真实黏性流动环境,无需对叶型进行黏性修正.算例验证结果显示,该方法在单排和多排叶片环境下都能获得反问题解,计算稳定性和收敛性良好.      

3-D有限元转子系统动力减缩的部件模态综合方法及应用

为了对3-D有限元转子模型进行动力学减缩,提出基于部件模态综合的旋转子结构方法.该方法利用实模态振型矩阵减缩子结构自由度,不同转速下的减缩陀螺矩阵由转速系数乘以单位转速的减缩陀螺矩阵得到.与复模态减缩相比,避免了重复求解变换矩阵的缺点,减缩精度优于基于Guyan减缩的旋转子结构法.利用该方法减缩了某航空发动机转子模型87%的自由度数.经比较,由Campbell图所得临界转速的最大误差为0.04%,稳态不平衡响应计算结果与原模型也几乎完全相同,使用的内存和计算时间均不到原模型的20%,验证结果证明该方法可行.      

Invariant and energy analysis of an axially retracting beam

The mechanism of a retracting cantilevered beam has been investigated by the invariant and energy-based analysis. The time-varying parameter partial differential equation governing the transverse vibrations of a beam with retracting motion is derived based on the momentum theorem. The assumed-mode method is used to truncate the governing partial differential equation into a set of ordinary differential equations (ODEs) with time-dependent coefficients. It is found that if the order of truncation is not less than the order of the initial conditions, the assumed-mode method can yield accurate results. The energy transfers among assumed modes are discussed during retrac-tion. The total energy varying with time has been investigated by numerical and analytical methods, and the results have good agreement with each other. For the transverse vibrations of the axially retracting beam, the adiabatic invariant is derived by both the averaging method and the Bessel function method.     

空间飞行器实时仿真多体系统动力学建模

为了解决传统的多体系统动力学模型因必须显式表达多体系统的拓扑构型信息,使得所建数学模型非常复杂而不太适合空间任务级实时仿真的问题,针对具有中心体结构的空间飞行器,采用拟坐标拉格朗日方程推导出简洁的多体系统姿态动力学数学模型,并利用通用仿真平台建立了可实时运行的多体系统姿态动力学仿真模型.在仿真模型上施加测试用极限环控制律,模型输出正常的姿态动力学响应.仿真结果表明,所建模型在模型粒度和运行效率间取得了平衡,满足空间任务级仿真对模型逼真度和实时性的要求.     

基于Kane方法的双旋弹飞行动力学建模及仿真

针对双旋弹飞行动力学建模,提出了基于Kane方法建立树形多刚体系统动力学方程的方法.分析了双旋弹后体和前体的运动,并分别建立了其动力学方程,综合得到了双旋弹的七自由度飞行动力学方程.基于四元数转换,建立了双旋弹转动运动学方程.通过编程对双旋弹的无控和有控运动特性进行了仿真分析.结果表明,双旋弹无控时以小迎角稳定飞行;有控飞行时弹体产生配平迎角,且纵向和横向修正会出现交叉耦合.