电动飞机分布式螺旋桨对气动性能影响的建模研究

作为电动飞机的一项关键技术，分布式螺旋桨推进已成为绿色航空未来发展的重要研究方向。本文以结合多参考系（MRF）的RANS方法作为气动性能分析手段，采用Kriging代理模型对分布式螺旋桨的安装位置对全机气动性能的影响进行了建模研究，并对基准构型和优选构型的流动进行了对比分析。结果表明，螺旋桨往前方移动后全机的升阻比增大；相对于原始构型，优选构型的上表面低压区面积明显增大，吸力峰明显增强，下表面的压强增大，低压区域减少，分布式电推进系统的效率得到有效提升。本文的研究能够支撑以分布式螺旋桨为动力的电动飞机的总体设计，为螺旋桨的安装提供有效参考，从而进一步提升电动飞机的经济性。     

电动膨胀循环变推力液体火箭发动机推力控制方案

以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象，设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案，其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型，验证了重要部组件模型的准确性，并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定，最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明：在推力变比5∶1全工况范围内，双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制，系统不存在稳态误差，但是调节过程存在波动；针对调节过程而言，双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因，而积分输出造成了控制目标的稳态误差；相比阶跃信号调节，双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好，因此实际使用中，应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。     

非线性因素耦合下电动作动器的 动力学建模与仿真研究

针对飞行器半实物仿真领域对电动作动器高精度建模的需求,对电动作动器的各分系统分别进行动力学方程描述,建立了含间隙、刚度和摩擦等非线性因素的完整电动作动器模型。通过对比模型仿真与实测结果,表明所建分系统的动力学方程是合理正确的。建立的模型对于指导作动器的设计和优化均具有较大的参考价值。     

矢量电推进系统的气动-推进耦合模型

提出了一种适用于矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，旨在通过结合理论模型与工程经验模型，实现对矢量电推进系统气动与推进性能的实时快速评估。为了准确描述系统的气动-推进耦合效应，首先，结合涵道推进增强系数公式与工程经验模型，建立涵道推进模型；紧接着建立了涵道气动模型，并基于推进效应影响完成了模型修正；然后，分析了涵道气流抽吸效应对机翼的影响，根据涵道是否倾转分别进行了讨论，完成了耦合推进系统的机翼增升模型的建立；最后，将所有模型统一至机体坐标系下，得到矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，并依据CFD仿真计算进行了模型验证与分析。结果表明：所提出的气动-推进耦合模型可以准确描述涵道增推与机翼增升效应，能在极快的运算速度下保持较高精度，满足动力学系统与飞行控制系统的实时计算要求。     

基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法

在飞机设计与研制过程中，通过气动参数辨识建立可靠的飞行动力学模型非常重要。传统的气动参数辨识工程算法，诸如极大似然法，需要给出合理的飞行动力学模型以及待辨识参数的初值。基于传统神经网络的气动参数辨识可以避免飞行动力学建模过程，这种方法需要通过增量法、导数法间接地从神经网络提取气动参数。本文提出了一种基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法，可将含待辨识参数的飞行动力学模型作为正则项加入损失函数，直接辨识得到气动参数。该方法可以显著减少建模数据需求，也能提高建模精度。飞行仿真数据验证结果表明，该方法的无噪声、含2%噪声仿真数据，纵向飞行状态空间模型辨识最大相对误差分别为1.80%、4.64%，表明了基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法具有可行性，并对含噪声的飞行数据具有泛化性。     

小型巡飞弹电动推进系统设计及试验验证

为快速获得满足工程需要的小型巡飞弹电动推进系统,采用螺旋桨涡流理论和一阶电动机模型建立了电动推进系统效率计算模型。以巡飞弹巡航阶段电动推进系统效率最高为目标,将爬升阶段巡飞弹所需推力及对应的反扭矩作为约束对桨机参数进行了快速优化设计,得到了电动机与螺旋桨的设计指标。根据该设计指标开展了电动机测功试验,完成了电动机选型;利用Kriging代理模型对螺旋桨进行了详细优化设计,并计算了完整的气动参数。针对设计得到的巡飞弹电动推进系统开展了风洞吹风试验,结果显示螺旋桨理论计算与试验测试误差在85%以内,巡航阶段电动推进系统效率设计结果与测试结果误差在27%以内,表明所提出的电动推进系统设计方法合理有效,能够为此类巡飞弹设计提供一定程度理论指导。      

小型电动无人机深失速回收仿真研究

对几种典型的小型无人机回收方式进行了比较,针对小型电动无人机翼载荷较小的特点,深失速回收方式具有明显优势,并给出了具体的深失速回收方案.通过分析大迎角情况下无人机的动力学模型,推导了在深失速情况下无人机的状态方程,建立了无人机深失速回收仿真模型,并以某型近程电动无人机为对象,在Matlab/Simulink中对深失速模...     

电动无人机动力系统建模与实验

基于叶素修正理论和三维机翼气动系数计算公式,提出了一种分析双叶定距螺旋桨的新方法.并根据外转子无刷电动机工作原理及其特性,建立起电动无人机动力系统性能特性计算的数学模型.使用该模型分析了17组不同螺旋桨和电动机的零空速实验数据,结果表明:该模型原理正确,精度较高,且具有良好的工程操作性,能够有效提高电动无人机动力参数设计的可信度和精度.      

电动膨胀循环液氧甲烷变推力发动机动态特性研究

电动泵压式液体火箭发动机受到了广泛的关注，然而电池有限的输出功率和过于沉重的质量成为限制电动泵压式发动机发展的重要因素。为此本文提出了一种电机驱动燃料泵和涡轮驱动氧泵的电动膨胀循环液体火箭发动机方案，并着重研究了该型发动机的动态响应特性。首先给出了20 kN级电动膨胀循环发动机的技术指标和部组件参数，进一步基于AMESim平台建立了全系统动力学模型，验证了方案的可行性和部组件动力学模型的准确性，并深入研究了单点工况和调节工况的动态响应特性。结果表明，针对启动过程而言，涡轮泵调整时间较电动泵长，这降低了系统响应速度，但工况越高，系统响应速度越快；高工况启动时，甲烷在冷却通道内的剧烈相变和跨临界状态的不连续物性相互耦合易引发系统振荡；就调节过程而言，推力调节时普遍存在超调或凹坑现象，且系统在两相同工况之间调节时，正调响应速度快于负调，这也导致阶跃幅值相等条件下的系统调整时间随目标工况升高而缩短。     

某型水上电动飞机静水起飞阻力峰模拟与分析

针对某型浮筒式水上电动飞机准确计算水阻力峰的问题,利用CFD对其在静水面起飞过程的航行及过渡滑行阶段的运动状态进行了动力学仿真,并对仿真结果进行了试验验证。首先,基于流体体积模型确定了空气与水的两相交界自由表面的形态,基于动态流体相互作用模型明确了飞机的纵倾角及升沉变化,求解了相应状态下的水阻力。然后,通过单浮筒拖曳试验验证了仿真方法的有效性。最后,结合工程实际,进行了姿态限制下飞机水阻力峰的模拟计算,并根据结果进行了电推进系统的选型与设计。所得结果可为水上电动飞机的研究提供参考。     

推进剂供应管道的集中参数近似模型研究——模态近似模型

提出了用模态近似法建立分布参数湍流管道的集中参数近似模型的新方法,发展了适用于水力和绝热气体湍流管道的两种模态近似模型：Ｉ－Ｒ－Ｃ模态和等效层流模型。模型中考虑了频率相关摩擦损失。利用单根管道阀门关断问题的仿真计算对本文的模型进行了验证,计算结果与考虑频率相关摩擦损失的特征线方法的计算结果十分吻合。     

飞机起落架着陆撞击动力分析

根据现有油—气式缓冲器结构形式．针对模拟起落架着陆撞击过程的落震试验模型．考虑起落架航向刚度和阻尼的影响,依据撞击过程中各变量间的运动关系．建立了描述着陆过程中的运动微分方程组．并采用龙格库塔法对运动微分方程组进行求解。最后采用该方法对K8飞机主起落架(单腔)和某机起落架(双腔)落震试验过程进行了模拟．并与试验结果进行了比较。发现计算结果与试验结果吻合较好。     

反潜巡逻机反潜战术机动建模与仿真

针对反潜巡逻机反潜战术机动问题,将整个战术机动过程转化为若干个关键点间的机动;同时,分析了任意两点间的所有可能的机动航线,并建立了对应的机动参数解箅模型,给出了战术机动航线选择策略。最后,以投布声纳浮标为例,设计了仿真流程,对反潜巡逻机的反潜战术机动进行了仿真。仿真表明,航迹理想,所建立的战术机动模型正确,满足仿真需求...     

Optimization of dynamic performance for a ground catapult with reusable supply of the working fluid

A task of minimizing the guide length of a ground catapult was set in order to ensure the mobility for unmanned aircraft systems. A scheme with reusable supply of the working fluid into the pneumatic drive cylinder was proposed. A method of parametric optimization of dynamic performance for a catapult was formulated. The method and models were verified with respect to the basic integral indicators.     

Nonlinear dynamics of a flapping rotary wing: Modeling and optimal wing kinematic analysis

The analysis of the passive rotation feature of a micro Flapping Rotary Wing(FRW)applicable for Micro Air Vehicle(MAV) design is presented in this paper. The dynamics of the wing and its influence on aerodynamic performance of FRW is studied at low Reynolds number(~10~3).The FRW is modeled as a simplified system of three rigid bodies: a rotary base with two flapping wings. The multibody dynamic theory is employed to derive the motion equations for FRW. A quasi-steady aerodynamic model is utilized for the calculation of the aerodynamic forces and moments. The dynamic motion process and the effects of the kinematics of wings on the dynamic rotational equilibrium of FWR and the aerodynamic performances are studied. The results show that the passive rotation motion of the wings is a continuous dynamic process which converges into an equilibrium rotary velocity due to the interaction between aerodynamic thrust, drag force and wing inertia. This causes a unique dynamic time-lag phenomena of lift generation for FRW, unlike the normal flapping wing flight vehicle driven by its own motor to actively rotate its wings. The analysis also shows that in order to acquire a high positive lift generation with high power efficiency and small dynamic time-lag, a relative high mid-up stroke angle within 7–15° and low mid-down stroke angle within -40° to -35° are necessary. The results provide a quantified guidance for design option of FRW together with the optimal kinematics of motion according to flight performance requirement.     

基于单片机的数字化舵系统设计

针对现有的某型模拟电动舵系统,利用先进的微处理器控制技术进行数字化改造,在控制算法方面和舵系统的快速性方面进行了理论上的研究,并进行了数字化舵系统原理样机的研制和实践上的调试。针对设计的数字化舵系统的线性/变结构复合控制器,介绍了数字化舵系统的工作原理和硬件电路设计,采用PL/M-96语言进行数字控制器编程,最后给出了实验结果和仿真结果的对比图,说明了设计的控制器的有效性。     

外部扰动影响下风扇和压气机稳定裕度的计算方法

为了定量评定燃气涡轮发动机的风扇和压气机的气动稳定性，分析了影响风扇和压气机稳定性的外部扰动参数，介绍了工程计算气动扰动和燃扰动对风扇和压气机的影响所采用的标准型扰动，给出了在外部气动扰动和热扰动作用下的风扇和压气机的稳定裕度变化的一种计算方法，可供工程研制中参考。     

飞机横侧动稳定性及反应的奇异摄动理论

应用奇异摄动法分析横侧小扰动运动的动稳定性问题,将四阶问题分解为小根、大根和复根模态,它对应于经典理论中的螺旋、滚转和荷兰滚模态,并给出了动态反应过程的解。     

飞翼无人机进舰下滑纵向固有模态特性研究

针对舰载飞翼布局无人机与常规布局飞行器不同的气动外形,建立无人机飞行状态下附近流场的网格模型,并计算了该型无人机的气动参数。基于插值函数计算得出该型无人机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数对于迎角变化的曲线。建立纵向小扰动方程进行仿真计算,求解出该型无人机在进舰下滑状态时的固有模态特性。计算结果表明,该模型在配平条件下可用于舰载飞翼布局无人机的着舰气动适配性研究。     

壳体动响应阻尼系数的ALE数值反演研究

圆柱壳体作为航空航天工程中的主要结构构形,对其在空气中运动的阻尼特性进行研究具有重要意义。首先运用有限元软件LS-DYNA的任意拉格朗日欧拉算法（ArbitraryLagrangian-Eulerian,简称ALE）模块对不同几何尺寸的圆柱壳体在空气中的运动历程进行动响应计算分析,并通过不同尺度大小空气域对数值计算的准确性进行验证;然后采用粘性阻尼模型模拟空气作用,用Isight优化软件进行最佳逼近,反演出与空气对圆柱壳体作用等效的质量阻尼系数和刚度阻尼系数,并应用于加筋模型和缩小尺寸模型进行验算。结果表明：用反演系数计算的结果和ALE结果吻合良好,质量和刚度的改变对阻尼系数没有明显影响。