基于ADAMS/View的6×6越野车 前独立悬架参数化设计与分析

采用ADAMS/View提供的参数化建模及参数化分析方法,对6×6越野汽车前独立悬架进行了参数化设计,并对悬架主要的几何参数进行了分析,得出了较好的分析仿真结果.整个过程首先根据整车设计条件确定悬架的尺寸参数和车轮的定位参数,然后利用ADAMS/View建立悬架的虚拟样机模型,最后对所建立的模型进行设计研究(design study)和试验设计DOE(Design of Experiments).通过分析得出随下摆臂的长度值增大和下摆臂的安装倾角的减小,车轮侧向滑移量有大幅减小的趋势.因此选择下摆臂的长度值及其安装倾角为设计变量,以车轮侧向滑移量为设计对象,在ADAMS/Insight中进行了参数优选,得出的仿真结果能够满足设计要求.该方法提高了悬架的设计速度与质量,可为今后设计高性能的悬架系统提供借鉴.     

微带八木贴片天线的特性研究

研究了微带八木贴片天线的频率响应特性和辐射特性。利用电磁仿真软件HFSS分析了天线各贴片大小和贴片间距等参数变化对寄生贴片耦合场强度和相位的影响,得出了耦合场强度和相位随天线参数的变化规律,揭示了天线频率响应和辐射方向图随天线参数变化的本质原因;在此基础上给出了天线的设计步骤。在某项目中应用该设计步骤进行实例设计,针对项目对天线增益的要求优化天线增益方向图,使之满足项目要求;天线实物的测试结果与仿真结果吻合并完全满足设计要求,证明了设计方法的有效性。     

利于翼型优化设计的超临界翼型参数化方法

为减少超临界翼型优化中的设计变量,消除优化结果的不光顺现象、保证C₂连续,在优化过程中控制翼型几何特性的变化范围,设计出了由4条首尾相接的有理Bézier曲线表示的超临界翼型的翼型参数化方法,该方法对翼型数据的参数化过程中主要运用了Bézier曲线拟合算法与SPSA(Simultaneous Perturbation Stochastic Approximation)优化算法,并在Bézier曲线拟合算法中使用了有别于常用方法的数据点参数选择方法.将这种超临界翼型参数化方法与优化算法结合便可实现翼型优化设计,其中的设计变量为21个,优化结果不仅光顺且满足C₂条件,通过设定设计变量变化范围便可控制相应的翼型前缘半径、上下弦最高最低点的位置与曲率、尾部契角等几何特征.      

矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响

通过系列参数试验,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流/矢量喷流之间干扰特性的影响.实验结果表明:在亚音速中小迎角下,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性,只是改变飞机的零升力矩系数m_z0和零升力迎角α₀,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态,减缓机翼涡及边条涡的破裂.此外当飞机处于失速状态时,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用,对飞机的气动特性产生了较大的影响,其干扰区域不仅局限于飞机后体,而且还延伸至前机体,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的10%以上.     

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.      

基于双模式驱动的飞行汽车起飞阶段动力匹配分析

针对折叠翼飞行汽车起飞阶段的动力匹配问题,研究了基本的动力控制策略,通过理论计算分析了起飞阶段双模式驱动特性,提出了最佳切换时刻的概念。对某型飞行汽车传动系统进行了动力匹配计算,并以该飞行汽车参数为基础,在Simulink中建立了不同工况下的行驶仿真模型,对起飞阶段行驶状态进行了仿真分析,给出了基于双模式驱动的动力匹配方案以及最佳切换时刻的选取原则。计算结果表明,通过采取双模式驱动,起飞加速时间缩短22%,起飞滑跑距离缩短13%。进一步对传动系统参数、整车设计参数以及发动机输出特性进行了优化分析,分析计算结果给出了各参数变化对起飞动力性能的影响。      

卫星热控系统的动态特性建模与仿真

受控对象的动态特性是卫星热控系统设计的基础,为了更加简便地进行卫星热控系统的动态特性计算,根据卫星各部分的温度变化特点及它们之间的热量传输关系,将其划分为外壳、辐射器、舱内环境、关键仪器设备以及相变蓄热装置5个集总参数热控环节,建立起各热控环节温度变化的数学模型.应用这一模型可以十分简便地计算内部热源强度及空间外热流变化时卫星各热控环节的温度变化趋势,其计算过程较常规的卫星瞬态温度场计算简单、方便,满足了对卫星热控系统进行仿真研究和控制策略优化的迫切需要,这对发展各种主动热控制技术来说具有尤其重要的意义.     

基于自适应差分进化的矿卡转向运动学仿真

以220 t矿卡自卸车转向系统为基础,建立转向梯形在空间坐标下的运动学方程,并考虑主销后倾角和内倾角的影响,在ADAMS软件中建立模型验证其正确性.重点利用MATLAB软件编制双审判自适应差分进化算法程序,针对变量梯形臂长K、底角Φ求解全局最优化转向特性,使220 t矿卡自卸车内外轮转角满足考虑轮胎侧偏特性的阿克曼转向几何关系,实现车轮在转向时作纯滚动.与ADAMS优化结果作对比分析,结果表明前者的优化效果更明显.实车轮胎对比性试验证明其转向设计更加合理,改善了矿卡自卸车较为严重的轮胎磨损现象,延长了轮胎工作寿命.     

星载电子器件用空气射流散热特性

在前期设计卫星大功率电子设备地面测试用通风散热系统的基础上,对系统散热性能进行了优化设计,对不同结构参数下电子器件的空气射流强化散热开展了数值仿真.研究结果表明系统中喷嘴出口直径、喷嘴出口至换热面距离、射流倾斜角以及喷嘴出口风速等参数对散热性能均有直接影响,并给出了定量的无量纲参数优化设计结果.该结论也可应用于表面热流密度为1 kW/m2级电子器件散热的优化设计,并为星载大功率电子设备对流式热控系统设计和地面测试提供技术参考.      

离散齿谐波传动刚轮齿廓曲线优化设计

基于离散齿谐波传动结构与传动原理,对其传动性能进行分析.基于刚轮齿廓曲线特性与传动性能的关系,建立齿廓曲线优化设计模型.以其齿形压力角最小为优化设计目标,提高传动啮合效率;根据齿廓曲线方程确定优化设计变量,实现齿廓曲线参数最优化;依据其传动特性确定约束条件,以保证实现正常传动.通过实例计算与分析,该方法可以有效减小刚轮齿形压力角,提高传动性能.     

带静态参数的高超声速飞行器轨迹优化算法

提出了一种求解带静态参数最优控制问题的间接算法,解决了带静态参数的高超声速飞行器轨迹优化问题.将最优控制中的静态参数分为3类:终端时间、边界点状态变量和设计变量.通过转换公式,可以将终端时间变为优化过程中的一个设计变量,终端时间可变问题转换为终端时间固定问题.边界点状态变量自由,可以根据极大值原理推导获得相应的协态边界条件.设计变量可以看作是导数为零的状态变量,从而获得新的状态方程和协态方程,以及初始和终端对应设计变量的协态值.经过变化,带静态参数的最优控制问题构成一个标准两点边值问题.最后以乘波体为研究对象,将气动外形参数作为优化静态参数,完成了外形/轨迹一体化优化设计,获得了满足全局最大航程要求的最优气动外形.      

BLI效应下整流罩设计对翼型气动特性的影响

边界层吸入(BLI)效应对飞行器气动特性的影响比较显著,而整流罩的设计会进一步影响BLI效应下的翼型气动特性。为了揭示BLI效应下整流罩的主要设计参数对翼型气动特性的影响及其原因,本文采用计算流体力学(CFD)和Morris敏感度分析相结合的方法对该问题进行了详细研究,得到了整流罩主要设计参数对翼型气动特性的敏感度排序和耦合影响程度排序;对敏感度较高和耦合影响较大的参数进行了流动分析。结果表明:在巡航和起飞2种状态下,对气动系数影响相对较大的设计参数是整流罩最大厚度和进气边界弦向位置,整流罩最大厚度对翼型气动特性影响的主要原因是整流罩背风面会发生局部分离,且其还会改变阻力-流量系数曲线的趋势;整流罩最大厚度和进气边界弦向位置对翼型气动特性的耦合影响作用较强。      

再入飞行器标称攻角优化设计

再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考.     

GTO发射轨道的两级分解全局优化设计策略

文章提出了包含两级规划、轨道分解优化以及混合遗传算法的GTO发射轨道优化设计策略。针对最优控制变量和总体变量耦合所带来的收敛性差问题 ,建立了两级规划模型 ,其中上面级问题处理总体变量 ,下面级问题处理单独的轨迹控制变量。整个发射轨道优化设计问题被划分成两个轨道段优化设计子问题 ,采用串行混合遗传算法完成子问题的求解。选择一个二级GTO运载火箭 ,进行最大运载能力优化设计 ,对俯仰角选择、发射轨道参数选择等问题进行了分析 ,得出了一些有益的结论。算例分析结果表明所提出的GTO发射轨道优化设计策略的优良性能 ,在运载火箭总体设计中有良好的应用价值。     

基于在线约束限制的飞行器预测校正制导

针对传统预测校正算法在再入过程中弹道性能与约束无法保障等问题,提出了一种基于倾侧角参数化的离线弹道优化与在线预测校正相结合的再入制导方法。基于平衡滑翔条件对过程约束进行分析,并证明了倾侧角剖面对射程的单调性。离线部分通过控制量参数化(CVP)方法构建控制模型,并使用序列二次规划(SQP)方法对弹道进行优化,从而大幅度提高弹道性能。在线部分利用Gauss-Newton法实时对弹道进行迭代求解,得出满足终端约束的倾侧角剖面,引导飞行器平稳、精确地飞向末端能量段并满足射程约束,Gauss-Newton法求解弹道具有收敛速度快、精度高的特点。针对高升阻比飞行器导致平衡滑翔条件难以成立以及飞行过程中的强干扰使约束超出的问题,提出了一种约束限制方法,对再入时的过程约束进行了有效的保障。仿真结果表明,本文方法对投放偏差、飞行器参数与大气模型等不确定因素具有良好的鲁棒性,对弹道性能的保障具有工程应用价值。     

卫星微振动液阻隔振器建模与试验研究

卫星微振动隔振器建模是进一步整星振动仿真、优化和控制的基础。针对五参数分数阶导数模型无法描述液体阻尼式卫星隔振器幅变特性的缺点,根据试验数据,分别对各位移振幅激励下的隔振器的动特性曲线进行参数识别,根据参数识别结果,对五参数分数阶导数模型进行幅值相关性修正,引入幅变因子。由仿真结果与试验结果的对比可知,引入了幅变因子的分数阶导数模型可以很好地预测隔振器的幅变特性。在提出的改进型分数阶导数模型的基础上,进行了模型参数影响分析。所提出的建模方法可为微振动隔振器的设计和分析提供参考。      

变结构航天器模糊神经网络滑模控制器设计

变结构航天器是目前航天领域的重要发展方向,航天器结构的变化将导致质量分布发生明显变化,这对航天器动力学建模和控制器设计都提出新的问题。针对这种情况,采用混合坐标法和拉格朗日方程建立了航天器刚柔耦合动力学模型,利用几种典型工况的参数近似得到变结构过程中动力学参数的变化规律。设计滑模控制器对航天器变结构过程进行姿态控制,为提高滑模控制器的适应性,设计模糊神经网络（FNN）自适应调节滑模控制器参数,并利用径向基函数（RBF）神经网络逼近动力学模型,得到控制力矩与姿态变化之间的近似关系,用于FNN的优化。通过仿真得到航天器变结构期间无控、滑模控制和模糊神经网络滑模控制的姿态变化,仿真结果对比验证了模糊神经网络滑模控制对于滑模控制的优势,证明了其在变结构航天器姿态控制方面的有效性。