喷管分离流动及其侧向载荷

利用商业软件CFX对某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动进行了三维数值模拟.计算获得了喷管入口总压从8MPa减小到1MPa时的流场参数分布和侧向力载荷情况.结果表明,随着入口总压的降低,喷管内流场会依次经历自由激波分离和受限激波分离两种分离激波模态.受限激波分离模态下喷管壁面压强具有较大波动,再附着点压强甚至高于环境压强.流动分离情况下,喷管将受到一定侧向载荷作用,载荷方向随机分布.入口总压为4MPa时计算得到的侧向载荷最大,实际侧向载荷峰值可能出现在自由激波分离与受限激波分离转换瞬间.     

超声速横向喷流侧向控制的数值模拟

为研究来流攻角和喷流位置对横向喷流侧向控制力的影响,通过数值方法模拟了超声速条件下的横向喷流干扰流场,计算得到的壁面沿程压力分布与实验结果吻合良好.采用喷流力放大因子和实际作用位置表征喷流侧向控制力的实际作用效果,引入法向干扰力沿程增加系数来分析弹体表面的压力特征区域对侧向控制力的影响.计算结果表明:在喷流干扰下,侧向控制力大小不等于喷流设计推力,并带有绕喷流中心位置的低头力矩;低压尾迹区是影响侧向力实际作用效果的决定因素;攻角的增大和喷流位置的后移,分别有助于削弱低压尾迹区的干扰强度和作用范围,从而增强侧向控制力的实际作用效果.      

无人直升机系留气动载荷CFD计算分析

系留气动载荷作为无人直升机系留装置的设计输入,通常以机身大风侧向角气动特性风洞试验数据为基础进行计算。采用CFD计算方法对某无人直升机算例样机的机身大风侧向角气动特性进行了计算,包括自由来流、停放在开阔地面和船艉甲板3个状态,以机身气动特性CFD计算结果为基础计算了其系留气动载荷。结果表明:无人直升机在开阔地面停放时的系留气动载荷与自由来流时基本一致。而受船体上层建筑的影响,停放在船艉甲板时的系留气动载荷与自由来流时有较大的差别,除部分风侧向角状态的偏航力矩之外,力和部分力矩的绝对值相对较小,部分风侧向角状态的力和力矩方向相反。研究结果可为选取无人直升机系留气动载荷计算方法和不同停放环境下的机身气动特性的CFD计算及风洞试验状态提供一定的参考。      

罐车转向时液体晃动的仿真分析

采用VOF模型对罐车转向时液体晃动进行了数值模拟,对单室受力及侧倾力矩进行了计算.计算结果表明,无防波板时,随向心加速度增加,竖直、水平方向受力峰值及侧倾力矩均变大;随充液比增加,竖直方向受力峰值增大,水平方向受力峰值与侧倾力矩峰值先增大后减小;带防波板时,竖直、水平方向受力峰值减小,当防波板面积大于纵剖面积30%时防波板面积的增加能显著改善罐体受力;侧倾力矩峰值先增大后减小,在防波板面积等于纵剖面积30%时达到最大值,当防波板面积大于纵剖面积40%时防波板面积增加能提高防晃效果.     

基于指端6维力传感器的接触点测量算法研究

在硬手指接触模型下应用6维力传感器测量值计算接触点位置时,有可能出现无解现象.针对这一问题,分析和证明了硬手指和软手指接触模型下解的存在性和相容性,指出当测量力和力矩正交时,硬手指算法有实根,且符合相容性,反之则不然.当测量力和力矩非正交时,对任意非零接触力旋量,软手指算法存在唯一实数解.因此在实际测量过程中,可通过判断测量力和力矩是否正交,作为选择使用两种算法的依据,以确保测量结果和控制系统稳定可靠.通过实验对上述方法进行了验证.      

星上控制力矩陀螺群隔振平台的动力学特性

为能够给星上有效载荷提供一种超静环境,提出一种星上控制力矩陀螺群(CMGs,Control Moment Gyroscopes)的隔振方案,并对所使用的隔振平台的动力学特性进行研究分析.首先介绍了不同参数模型的隔振元件工作原理和参数特性;其次利用牛顿-欧拉法对含有隔振平台和CMGs的卫星进行动力学建模;最后通过频域和时域的方法分析并对比了各个参数模型下的隔振平台力衰减特性以及对星体姿态稳定度的改善程度.结果表明:两参数加调谐质量阻尼器模型下的隔振平台对共振峰值有一定的衰减作用,三参数模型下的隔振平台在力衰减和对姿态稳定度的改善程度上要明显优于其他2种模型.     

月球车刚性车轮与土壤相互作用的力学模型与测试

基于车辆地面力学中土壤的承压、剪切特性以及土力学中被动土压力理论,建立了月球车刚性车轮在松软土壤上前进和转向的轮地作用力学模型;通过数值计算,分析了土壤参数变化及车轮运动滑转率变化对挂钩牵引力、驱动力矩和转向力矩的影响;设计了一套车轮性能参数测试系统,对所设计的一种刚性车轮在松软土壤上运动的力学特性进行了初步的实验测试,并与所建立的力学模型进行了验证分析.      

基于试验气动力的纵向机动飞行载荷分析

提出了一种基于非线性风洞试验数据(简称试验气动力)同步进行纵向机动飞行过程和飞行载荷的计算分析方法.通过曲面样条插值将试验气动力的升力系数和俯仰力矩系数引入纵向机动飞行过程的计算,同时基于试验气动力的压力分布进行全机飞行载荷的静气动弹性修正.弹性载荷的计算采用线性气动力影响系数矩阵处理.采用偶极子格网法提供气动力(简称理论气动力).将基于这两种气动力的计算结果进行了对比.结果表明:基于试验气动力的机动飞行过程更为合理;基于理论气动力的载荷随机动飞行过程的变化趋势有可能与基于试验气动力的载荷变化趋势不一致.      

汽车DYC滑模控制器设计及系统稳定性分析

直接横摆力矩控制(DYC,Direct Yaw Moment Control)可在极限工况下产生维持车辆稳定行驶所需的附加横摆力矩,从而提高汽车的主动安全性能.建立了能够满足汽车稳定性控制测试要求的非线性汽车动力学模型,设计了用于汽车DYC的滑模变结构控制器(SMC,Sliding Mode Controller),并利用李氏函数证明了系统的稳定性,最后在Matlab/Simulink环境下对SMC的稳定性和控制效果进行了仿真测试.仿真结果表明了控制算法的有效性,并通过与PID(Proportional-Integral-Derivative)算法控制效果的对比说明了SMC具有更好的鲁棒性,拥有更好的应用潜力.     

汽车DYC模糊PID控制方法

直接横摆力矩控制DYC(Direct Yaw-Moment Control)是提高汽车操纵稳定性特性的重要方法,其研究对于提高汽车的主动安全性具有重要意义.在深入研究汽车操纵动力学和先进控制理论的基础上,设计了具有智能积分模块的模糊PID(Proportion-Integral-Differential)控制器,将该控制方法应用于DYC控制.建立了能够反映车辆转向工况基本动力学性质的车辆动力学模型,在Simulink环境下对开发的智能积分模糊PID控制器进行了仿真测试与分析.仿真结果验证了算法的可行性和有效性,表明智能积分模糊PID控制方法可以实现较为理想的DYC控制效果,在该领域具有良好的应用前景.     

多操纵面无尾布局飞机横航向控制

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面单侧作动和同步差动对无尾布局飞机横航向气动特性的影响.结果表明:在线性段,升降副翼和襟副翼正向单侧作动以及同步差动都具有一定的增升效果,全动翼尖单侧作动使得全机升力系数减小.操纵面作动对偏航力矩控制的规律性不明显,通过比较发现全动翼尖单侧作动对偏航力矩的控制效果要高于升降副翼和襟副翼作动.操纵面作动对滚转力矩具有较好的控制效果.升降副翼和襟副翼正向作动均会带来负的滚转力矩,舵偏角度越大负向滚转力矩越大.升降副翼作动对滚转力矩的控制效率高于襟副翼,全动翼尖作动对滚转力矩的控制效率较低.相比单侧作动,两侧同步差动可以提高滚转力矩控制效率.     

战斗机武器外挂投放与内埋投放比较

为了研究弹体外挂投放与内埋投放的区别,利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术,分别对亚声速和超声速来流条件下,同一弹体外挂投放和内埋投放进行了数值模拟,得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。通过对比分析表明:亚声速和超声速来流条件下,内埋投放由于受舱体内强非定常流场以及舱体唇口剪切层的影响,弹体受很大的抬头力矩,弹体姿态角变化较大,投放特性劣于外挂投放。进一步研究表明:在弹射时给弹体一定的低头角速度,使弹体以低头姿态穿越剪切层,则可以大幅度降低剪切层带来的不利影响,提高内埋投放弹体分离品质。     

抬升角对食蚜蝇飞行动稳定性的影响

抬升角的存在对昆虫飞行时的气动力会产生不同程度的影响,其对昆虫飞行动稳定性的影响也非常值得探索。首先,求解Navier-Stokes方程得到了有抬升角时食蚜蝇的纵向与横向稳定性导数;然后,用特征模态分析法研究其动稳定性。结果表明:有抬升角时,在侧向来流作用下食蚜蝇的滚转力矩对应的导数比无抬升角时明显减小,而其余导数无明显变化,导数减小是由于抬升角的存在使得有侧向来流时因左右翅举力不同产生的正向滚转力矩数值明显减小,而由侧向力产生的负向滚转力矩数值略有增大,从而使得其总的负向滚转力矩数值增大;但有侧向来流时滚转力矩所对应导数的减小并未引起食蚜蝇飞行动稳定性的改变,其纵向和横向的特征模态仍与无抬升角时相同。      

Experimental discrimination of electrostatic and magnetic forces in particle–particle aggregation

The aggregates formed in low gravity are generally fractals. The fractal dimensions and the site growth probability measures of the resulting fractal structures strongly depend on the properties of the forces that cause the aggregation. Using some approximations, we solved the equation of motion and obtained the relation giving the particles separation as a function of time. The electric force between two charged particles and the magnetic force between two particles with a magnetic moment were considered. The two relations are different and it is shown that one can identify and separate these two interactions by analysing the recording of the aggregation. The apparatus used to record the aggregation has a resolution in the order of one micrometer per pixel and has the possibility of recording simultaneously two views at right angles. From a three dimensional recording of an aggregation, it will be possible to obtain the product of the two charges or magnetic moments causing the aggregation.     

质心位置对超空泡射弹尾拍运动影响分析

基于均质平衡流理论,通过求解混合介质的RANS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations)方程、SST(Shear Stress Transport)湍流方程和不同介质之间的质量输运方程,结合刚体运动方程和网格变形方法,研究了不同质心位置的超空泡射弹尾拍运动特性以及尾拍运动下超空泡形态特性,对比分析了不同质心位置的超空泡射弹尾拍运动的刚体运动和尾拍力的变化特征.结果表明,射弹尾拍运动对空泡形态的对称性有较大影响,发生碰撞处的空泡壁面朝着弹体转动的方向发展;射弹尾拍运动的转动角度、角速度、角加速度以及尾拍阻力和尾拍升力等都表现出周期性变化规律,且随着质心与射弹头部距离的增加,转动惯量增大,变化周期也增大.     

前体边条控制技术对航向静稳定性的影响

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可将全机航向失稳迎角提高约8°左右,且侧滑角越小,航向失稳迎角提高越多。通过测压和PIV试验数据可以发现,前体边条提高航向静稳定性,主要是由于前体边条产生边条涡,该涡主要影响机身前体,使得前体背风侧负压力值减小,从而导致前体截面不稳定偏航力矩减小,增加了全机的航向静稳定性。      

翅尖轨迹对食蚜蝇悬停时气动特性的影响

食蚜蝇悬停飞行时的抬升角相对较小,在上下拍起始和结束时刻要比拍动中部的大,这样就使得翅尖的拍动轨迹呈现出浅“U”形。为了分析该翅尖轨迹是否会对其气动特性产生影响,利用计算流体力学的方法分别计算了4只食蚜蝇在考虑抬升角和忽略抬升角2种情形下的气动力,分析对比了2种情形下的不同时刻绕翅膀的瞬时流线,并计算比较了2种情形下气动功率系数与平均举力系数的比值。研究结果表明:抬升角的存在会使其维持体重所需的举力增加10%左右;举力增大的同时能耗却比忽略抬升角情形下要低3%左右。      

一种变体飞行器的动力学建模与动态特性分析

对可变展长、可变后掠角的变体飞行器物理模型进行了简化,基于Kane方法,将变体运动假设为已知的可控输入,利用约束方程来表示机翼的变形运动,选取飞行器位移运动速度以及角速度在机体坐标系下的6个分量作为广义速率,建立了该变体飞行器的六自由度动力学模型.定义了附加力与附加力矩的概念用于描述变体运动对飞行器产生的动力学影响,仿真结果表明,在平稳飞行条件下,相对于变形引起的空气动力的变化,机翼变形产生的附加力和附加力矩都较小.在不同的变形速度下,对变体引起的飞行器纵向运动响应进行了仿真分析,仿真结果表明,变体过程中飞行器的高度、速度以及俯仰角等状态均会发生很大变化.