多因素影响下的起落架收放系统性能分析

起落架收放系统是集机、电、液的混合复杂系统,影响收放性能的因素也呈多样性.针对目前大多研究并未较好地将收放各部分系统综合考虑的研究现状,提出了一套结合理论分析、多学科仿真技术及试验验证的分析方法,为起落架收放系统提供了较准确的分析手段.首先采用功率键合图法详细地推导了起落架收放系统动力学方程;在理论模型的基础上,建立了结合起落架动力学和液压系统的多学科协同仿真模型,并用试验结果对虚拟样机模型进行验证;最后详细讨论了混合系统中各关键参数对起落架收放性能的影响.研究结果表明,联合仿真模型的压力曲线与试验实测数据吻合良好,同时侧风、摩擦阻力、阻尼孔、液弹、油液泄漏等关键参数对收放性能都有不同程度的影响,分析结果可用于指导起落架收放参数设计、收放故障分析及可靠性研究.      

飞翼布局无人机进排气影响及机理分析

进气道尾喷管的存在不仅影响着飞机机身前后的流场特性与压力分布,而且影响着飞机升力特性、阻力特性以及力矩特性.为了研究进排气效应对飞机气动特性的影响,采用计算流体力学(CFD)数值模拟技术,建立飞翼布局无人机(UAV)堵锥整流模型和动力影响模型,其中动力影响模型是根据发动机不同的工作状态,在进气道以及尾喷管截面上设置不同的边界条件,对比分析这两种计算模型在流场特征和气动特性上的差异性,揭示内在的影响机理.进排气效应的研究有助于飞机/发动机的一体化气动综合设计.      

Continuous morphing trailing-edge wing concept based on multi-stable nanomaterial

Morphing technology is one of the most effective methods to improve the flight efficiency of aircraft. Traditional control surfaces based morphing method is mature and widely used on current civil and military aircraft, but insufficiently effective for the entire flight envelope. Recent research on morphing wing still faces the challenge that the skin material for morphing should be both deformable and stiff. In this study, a continuous morphing trailing-edge wing with a new multi-stable nano skin material fabricated using surface mechanical attrition treatment technology was proposed and designed. Computational fluid dynamics simulation was used to study the aerodynamic performance of the continuous morphing trailing-edge wing. Results show that the lift coefficient increases with the increase of deflection angle and so does the lift-drag ratio at a small angle of attack. More importantly, compared with the wing using flaps, the continuous morphing trailing-edge wing can reduce drag during the morphing process and its overall aerodynamic performance is improved at a large angle of attack range. Flow field analysis reveals that the continuous morphing method can delay flow separation in some situations.     

基于广义动态尾迹倾转旋翼飞行器数学建模

为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明：建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。     

卫星氢镍蓄电池电解液在轨回流特性仿真

氢镍蓄电池电解液在轨流动特性是影响其工作性能和使用寿命的重要因素,对蓄电池设计与优化具有重要意义。针对高轨通信卫星使用的80Ah氢镍蓄电池,建立了电解液流动运动的三维仿真模型,采用计算流体动力学（CFD）数值仿真方法,对氢镍蓄电池单体内的电解液在轨微重力条件下的流动特性和分布特点进行了仿真研究。通过对比分析不同边界条件下的仿真结果,提出了在蓄电池极堆与壳体两端之间增加电解液流动路径可以提高电解液回流速度,并改进卫星氢镍蓄电池在轨工作性能,研究结果可为卫星蓄电池和电源系统设计提供参考。     

适合临近空间通信的Ka/V双频口径耦合天线设计

为了减缓飞行器在临近空间高速飞行时产生的等离子体鞘套“黑障”对其通信影响,根据ITU分配的临近空间3区业务频段,设计了一种在Ka/V双频段工作的口径耦合微带天线。该天线在中间缝隙开一圆孔,通过改变圆孔大小实现双频工作,并组成1×4的天线阵列,实现了在Ka和V两个频段的通信。设计结果表明：在Ka频段的-10dB带宽达到11.33%,V频段带宽达到2.52%,满足其在临近空间3区业务的通信频段。该天线易于实现,结构简单,可为临近空间通信飞行器天线设计提供参考。     

基于等效质量的太空机械臂多体系统碰撞分析

从等效质量角度出发,针对不同的操作环境,提出多体系统离散碰撞动力学建模及连续碰撞动力学建模方法,并分析碰撞对系统造成的影响。首先,由系统动力学方程及能量方程推导出太空机械臂末端等效质量,在此基础上,针对刚/柔环境,分别建立多体系统离散碰撞动力学模型和连续碰撞动力学模型,并针对七种连续碰撞模型提出选取标准,以便更真实地模拟实际碰撞过程。最后,以典型的太空七自由度机械臂为例开展仿真试验,两种方法的对比结果校验了该算法的正确性。     

三角平动点附近高阶解在轨道位置保持中的应用

首先给出三角平动点附近的高阶解析解,并计算了三种特殊的运动类型。以日–地+月系三角平动点附近无长周期运动分量的拟周期轨道作为目标轨道,探讨轨道保持问题。针对三角平动点任务的轨道保持问题,我们研究了两种轨道保持策略,分别为多点打靶轨道保持与重构目标轨道的策略。计算中,将轨道控制问题转化为非线性规划问题,并以优化方法求解。仿真表明优化方法在轨道保持问题求解方面非常有效。     

稳定伞变阻尼过程动态特性研究

对稳定伞变阻尼过程的动态特性进行了研 究,仿真分析了稳定伞变阻尼时软管 椎套系统的动态响应过程。研究结果表明,通过改变伞撑角达到控制稳定伞阻尼的目的,从而使得加油装置下沉高度发生改变,达到控制加油锥套的位置。     

桨叶气动外形对直升机桨-涡干扰噪声影响研究

针对旋翼桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)现象的复杂特征,建立了一个基于Navier-Stokes方程/自由尾迹模型的耦合欧拉-拉格朗日数值方法,用于干扰过程中脉冲气动载荷的计算。噪声的预测采用基于声学类比法的FW-H方程。应用上述方法以AH-1/OLS旋翼为研究对象,从"设计降噪"角度分析了具有后掠、前掠、尖削和下反桨尖形状旋翼的桨-涡干扰噪声特性。结果表明:目前直升机常采用的桨叶外形(尖削、后掠)对于降低桨-涡干扰噪声是有限的;而采用前掠、下反桨叶的旋翼具有较好的噪声隐身特性。