结构动力学模型修正的三步策略及其实践

首先构建了由模型结构调整、模型参数修正以及模型确认组成的三步模型修正策略。该方法优于传统模型修正方法的是:在模型修正之初基于误差定位、灵敏度分析以及工程经验进行的模型结构调整可以给出一个适于参数修正的初始有限元模型,从而保证了模型修正的成功。然后,采用三步法针对国际上模型修正的标准考题——GARTEUR19结构动力学模型进行修正,详尽论述了模型结构调整、参数修正以及模型确认的过程,并将修正结果与国外同行的研究结果进行了对比,综合精度与国际先进水平相当,从而验证了三步模型修正策略的有效性。     

基于Event的侧向碰撞风险改进模型

Event模型是一种基于长方体碰撞模板的碰撞风险评估模型,用该模型评估所得的碰撞风险概率过于保守。将碰撞模板改为圆柱体,建立了基于碰撞圆柱体的Event模型。在相同条件下运用Event模型和改进的Event模型对平行航路的侧向碰撞风险进行了评估计算,后者的碰撞风险是原Event模型碰撞风险的86.9％,仿真结果表明改进模型碰撞风险评估更精确,能够为中国平行航路的开辟进行安全评估计算提供理论依据。     

涡扇发动机部件级起动模型

基于慢车以上部件级模型,通过外推部件特性,建立了双转子涡扇发动机起动模型,可执行地面状态下发动机从近似为零的初始状态加速至慢车的起动过程仿真。模型考虑了起动过程中油气比对燃烧效率的影响,燃烧室、高低压涡轮的热惯性及起动过程中总压恢复系数的变化,采用容积动力学方法避免了迭代运算,仿真结果表明该模型具有较好的精度和实时性,动态误差小于5%,满足了某型发动机起动过程半物理仿真的需求。      

基于并行流变框架HTPB推进剂本构模型研究

基于并行流变框架提出了一种能够表征HTPB推进剂材料非线性变形行为的本构模型。基于Yeoh超弹性模型和Boyce流变模型建立了两节点HTPB推进剂本构模型;开展了HTPB推进剂定速单轴拉伸实验和松弛实验,利用单轴拉伸实验数据获取了本构模型参数,并对材料松弛行为进行了理论计算,结果表明,模型计算结果与和实验数据一致性超过90%。应用三维有限元法,采用本文模型、基于Prony级数的线性黏弹性模型和工程中使用的线弹性模型对拉伸实验和松弛实验进行了仿真分析,结果表明,在拉伸实验中当应变小于10%时三者一致性较好,大于10%时,所提本构模型可准确预示材料的变形行为,在松弛实验中本模型计算结果与实验数据一致性远高于基于Prony级数的线性黏弹性模型。理论分析和三维有限元仿真结果均表明,所建立的本构模型可以准确捕捉HTPB推进剂材料的非线性行为,可用于固体火箭发动机推进剂结构预示分析。     

一种设计型专家系统模型及其实现

针对工程设计的复杂性、规模,提出了一种通用的设计型专家系统模型,讨论了该模型的特点;并结合飞机结构中压延零件成型方案的确定及其模具设计,论述了该模型专家系统的实现方法。     

民用飞机弹性结构水上迫降试验载荷研究

刚体模型和弹性体模型的载荷传递方式不同,为了研究刚体模型和弹性结构模型对飞机水上迫降载荷的影响,根据动力相似性原理设计制造了刚体模型,并根据强度相似性原理设计制造了弹性结构部件,通过气囊加载试验系统验证了弹性结构部件满足强度相似设计要求。通过水上迫降模型试验测得加速度-时间历程曲线,使用傅里叶变换处理试验数据得到加速度峰值。根据刚体模型的试验数据分析,飞机以初始俯仰角12°、襟翼为着陆构型、较小的下沉速度和中重心状态入水时,飞机在水上迫降过程中受到的载荷较小。研究表明：带弹性结构模型和刚体模型所得到的飞机载荷有明显的不同,带弹性结构模型得到的垂向加速度峰值明显低于刚体模型。这种现象主要是由于机体着水底部弹性结构变形吸收了大量的能量。     

基于低矮建筑物实测数据的改进湍流物理模型

要准确模拟低矮建筑物壁面上分离涡位置的平均风压比较困难,这些区域在绕钝体流动中也是很关键的部位.本文在Spalart-Allamaras湍流物理模型的基础上,根据钝体绕流流场特性,结合低矮建筑物上的实测数据,调试并选取合适的参数,提高涡粘预测的准确性,提出了改进的S-A湍流物理模型.通过对6m立方体和Silsoe低矮建筑模型进行稳态数值模拟,由改进S-A湍流模型得到的屋面、背风和侧风面上平均风压结果,比目前公认的模拟钝体绕流效果较好的SST湍流模型有较大改善,比风洞实验更接近实测结果.由此可以看出,本文改进湍流模型的方法,将是一条提高预测建筑物表面平均风压精度很有效的途径.     

粗糙表面接触刚度模型的研究进展

航空发动机结构存在许多机械结合面,这些结合面间的接触在微观尺度上是各粗糙峰的接触,而由粗糙峰接触所产生的接触刚度具有随机性,开展粗糙表面接触刚度模型研究,对有效分析发动机部件和整机结构的动力特性及其稳定性与可靠性至关重要。主要从统计学和分形理论两方面归纳了粗糙表面接触刚度模型的建模方法。基于统计学的粗糙表面接触刚度模型描述简单明了,且能极大程度缩短求解过程;利用分形理论所描述的物体形貌特征不受空间的束缚,更接近客观物体的真实属性与状态。重点对接触刚度的计算过程进行了详细阐述。研究表明,目前粗糙表面接触刚度模型主要采用统计学描述与分形描述的解析模型,统计学描述接触刚度模型日渐成熟与完善,分形接触刚度模型能定量表达总的接触刚度与粗糙度的关系。但解析模型未考虑微尺度效应及材料基体变形对微凸体变形的影响,未来对基于纳米级粗糙表面接触刚度模型、考虑基体变形的粗糙表面接触刚度模型进行研究将具有重要意义,考虑微观接触的宏观接触有限元模型可弥补解析模型的不足,将成为研究热点。     

基于遗传算法的涡喷发动机身份证模型建立

为建立发动机身份证模型,针对发动机个体差异和寿命期内性能蜕化引起的发动机模型与真实发动机之间的失配问题,提出1种基于遗传算法的发动机部件级模型自动修正方法。在发动机部件级模型中,引入能反映个体发动机部件特性的性能调节因子。根据发动机试车数据与待修正部件级模型输出数据,以发动机关键测量参数残差最小为优化目标,采用遗传算法获得不同换算转速下的特性修正系数,建立发动机身份证模型。以某型涡喷发动机为对象进行试验验证,结果表明该方法能有效提高发动机部件级模型精度,适用于建立发动机身份证模型。     

基于NN-PSM的航空发动机机载自适应稳态模型

为建立一种适用于大包线、变状态的高精度、高实时性航空发动机机载自适应稳态模型,提出一种基于神经网络和推进系统矩阵相融合（NN-PSM）的机载自适应稳态模型建模方法。该方法基于小偏差线性化方法对发动机进行线性化来提取推进系统矩阵,用于表征机载模型与发动机之间的输出偏差量。基于神经网络建立发动机基线模型,用于映射飞行条件与发动机输出量之间的关系,利用神经网络的强拟合能力提高机载模型的稳态精度;设计卡尔曼滤波器实时估计发动机健康参数,提高模型的自适应能力。在大包线、变状态的飞行条件下进行仿真验证,并与传统的复合推进系统模型（CPSM）进行对比,结果表明:NN-PSM模型的平均精度在0.66%以内,而CPSM的平均精度为2.07%以内,运行时间仅为CPSM的1/10,且具有数据存储量少的特点。      

横列式双旋翼直升机旋翼对机翼的干扰分析

针对横列式双旋翼直升机旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了旋翼对机翼的干扰计算模型。该模型首先基于万向铰旋翼建立了挥舞运动方程,以得到桨叶挥舞角,然后对桨叶采用非定常Beddoes翼型模型计算气动力和力矩,以考虑桨叶大负扭转带来的失速影响,接着引入动力人流模型获得旋翼处的诱导速度。最后运用经典方法,以XV-15倾转旋翼机为算例,计算了配平状态下旋翼对机翼的向下载荷,并与GTRS模型数据进行了对比,验证了计算模型的合理性。     

火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型

简述了火箭基组合循环（RBCC）推进系统及相应概念设计模型的发展与不足，并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型，该模型耦合了有限化学反应速率模型，考虑了包括变几何截面积，引射流动、燃料喷注，混合，燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素，并采用变步长半隐式多步龙格－库塔方法进行了数值求解，所得结果与文献提供了实验结果相一致。     

基于FPGA的永磁同步电机谐波电流实时仿真研究

针对传统永磁同步电机(PMSM)线性集中参数模型在仿真阶段无法描述谐波电流的问题,构建基于现场可编程门阵列(FPGA)的PMSM分布参数模型。利用该模型反映齿槽转矩、气隙磁场等特点,通过搭建硬件在环(HIL)平台,进行试验验证。通过对模型公式的分析,进行离散化描述,编写Verilog语言程序并在FPGA上运行该模型,再通过与真实控制器连接,进行试验测试,验证了该模型在不同工况点下反映谐波电流的情况。结果表明:该仿真平台能够较好地反映电机谐波电流情况。     

一种改进的感应电机离散化模型

研究了一种基于不同坐标系下的离散化模型。根据电机静止坐标系下的定子方程与转子坐标系下的转子方程,以定子磁链和转子磁链为状态变量,设计离散化矩阵实现磁链信息的估计。混合离散模型的稳定性可由离散域稳定性定理保证,离散模型的极点轨迹存在于稳定区域内,实现了全速度区域内的模型稳定。最后通过系统仿真,验证了离散模型的正确性。     

模拟飞机迎风面三维积冰的数学模型

针对飞机迎风面的积冰建立了三维积冰模型,给出了模型的求解方法和求解步骤.该模型不但可以模拟明冰积冰、霜冰积冰和不结冰三种情况下的冰层生长,还可以模拟未凝结水膜在冰层表面的流动,而且在求解过程中可以自动判断过冷水滴撞击到迎风面以后的积冰形态.利用该模型数值模拟了翼型与平板相正交而形成的简单三维结构上的积冰过程,并将所得结果中翼型上三维冰形的二维截面与美国航空航天局(NASA)的冰形进行了对比,获得了较好的一致性,证实了所建立的积冰模型是合理的.      

一种近壁理论湍流模型初探

在传统的k-ε湍流模型基础上,在近壁区放弃求解ε方程而代之以根据共振三波理论模型在近壁区系统计算的ε值构成封闭,通过对NACA0012二维翼形流场的计算,初步验证并适当修正了新的理论模型,由于注意到了理论模型计算结果的无量纲性,从而改善了该流场的计算结果,得到了与实验更为相符的C_p分布。本文的分析还表明,逆压力梯度对ε的影响非常显著,验证了理论分析和计算得到的结论。      

某型涡喷发动机状态空间模型的提取与修正研究

以某型单转子涡喷发动机为研究对象,在提取该型发动机状态空间模型的基础上,提出了单转子涡喷发动机状态空间模型的稳态及动态的修正算法,获得基于稳态及动态的修正模型.以阶跃输入响应对模型进行了检验,检验结果表明使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态及动态过程响应,解决了单转子涡喷发动机状态空间模型检验与修正的问题.     

建立航空发动机状态空间模型的修正方法

以阶跃输入响应进行模型的检验，提出了状态空间模型的修正方法：基于动态响应较好的状态空间模型，进行其矩阵B，D，F，G的修正，获得基于稳态修正的模型，解决了航空发动机状态空间模型检验与修正的问题。仿真表明，使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态响应和基本一致的动态过程响应。这种方法为航空发动机多变量数字电子控制器的设计奠定了强有力的基础。     

航空发动机燃烧室贫油熄火极限预测方法综述

航空发动机燃烧室贫油熄火极限的预测方法研究对于全面掌握燃烧室性能和有效工作范围,进而对提高燃烧室设计水平,完善中国航空发动机设计体系,有着重要的理论和工程意义。在总结国内外相关研究的基础上,对适合于工程应用的预测方法进行了归纳总结,其中包括半经验模型、火焰体积法、基于数值计算的Lefebvre经验公式、等效反应器网络图法、火焰前锋法和RANS燃烧流场特征法。针对每种方法,详细阐述了其特点,并对存在的问题进行了分析。最后,提出了完善贫油熄火预测方法的一些建议。     

平衡截断方法在气动伺服弹性系统模型降阶中的应用

研究了平衡截断方法在多输入/多输出气动伺服弹性系统模型降阶中的应用。简要分析了气动伺服弹性系统模型建立的一般过程,详细讨论了平衡截断方法的基本原理并给出了其中的一种算法。以机翼气动伺服弹性系统为对象,比较了降阶前后模型变化情况。