改进的综合CFD与畸变合成法预测动态畸变(英文)

对综合CFD与畸变合成方法进行了改进。通过CFD求解,获得AIP上各稳态气动参数。采用BP人工神经网络直接求解高度非线性的湍流相关方程,该方程将CFD求解的稳态气动参数与试验测得湍流度进行关联。经过训练的网络可根据稳态CFD结果预测湍流度。之后根据CFD计算的稳态总压和神经网络预测的湍流度合成动态压力。最后根据合成的动态压力寻找最大瞬时畸变。文中使用了六个工况的飞行数据验证该方法的准确度并且与原方法的计算结果进行了比较。结果表明该方法预测的畸变值与试验畸变值吻合较好,且预测结果较原方法与试验值更接近,该方法能够在试验前用来预测动态畸变,具有很强的工程价值。     

群孔管电极电解加工均流设计及其试验研究

 为提高群孔电解加工的稳定性和成形精度,对群孔管电极电解加工(ECD)的分流腔流场进行了建模分析。通过对分流腔进行数值求解,研究了分流腔电解液的分布规律,并分析得到了影响电解液分流均匀度的主?问?分流腔直径),进而对其进行了优化设计。基于该优化设计并结合试验得到了适合正流群孔电解加工的分流均匀度系数和相应的尺寸系数。采用优化的分流腔参数和加工参数进行试验,得到了尺寸精度较好的长排孔结构,孔间距5 mm,孔径为(1.03±0.03)mm,其加工过程稳定,无短路现象。通过优化分流腔结构可以提高其分流均匀度,从而使电解孔加工的稳定性显著增加,加工精度提高。     

基于模糊逻辑系统的转子振动控制方法研究

电流变液作为一种智能材料在振动控制工程领域有着广泛的应用。由于电流变效应具有非线性特性,使得难以设计基于常规控制理论的控制律。本文利用模糊逻辑系统能够逼近非线性函数的特性,设计了电流变阻尼器-转子振动系统自适应模糊控制方案。针对该转子系统的仿真计算表明,转子系统的振幅能够得到有效的抑制,自适应模糊控制器性能良好。      

11组元轴对称热化学非平衡流场的数值研究

本文从轴对称热化学非平衡Ｎ－Ｓ方程出发,采用双温度、十一组元反应气体模型,利用隐式ＮＮＤ有限差分格式的时间预处理技术数值求解了ＦＩＲＥＩＩ飞船热化学非平衡流场。文中同时给出了七组元模型的计算结果,并进行了结果比较。     

航天器结构动力模型修正中的缩聚方法

利用试验数据修正航天器结构动力模型时，使用缩聚方法使有限元自由度与试验自由度匹配。在总结Guyan缩聚法、改进缩聚系统法(IRS,Improved Reduction System)和模态缩聚法的基础上，该文独立导出了一种基于IRS的迭代缩聚方法。算例表明，迭代缩聚收敛速度较慢，但分析精度很高。     

某卫星平台多结构工况下的优化设计

采用航天器结构优化系统ESSOSⅡ(Engineering System of Structural Optimization for Spacecraft),对某复杂卫星结构进行了以重量最轻为目标、以其中复合材料板件的铺层厚度为设计变量的优化设计,考虑发射(收拢)和在轨(展开)2种结构工况下的基频和应力等约束条件.基于2种结构工况下的有限元模型,采用二级多点逼近寻优算法进行优化求解,每一次优化迭代过程中均需对各结构工况模型作有限元分析.优化后结构重量比初始设计有明显降低,且满足收拢、展开结构工况中的所有约束条件,为卫星结构分系统的改进设计提供了依据,同时进一步验证了ESSOSⅡ系统的有效性.     

驾驶员－飞机闭环系统特性综合的一种方法

为获得驾驶员－飞机良好的匹配特性，根据Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ闭环系统评价准则，建立了相应的边界条件方程．采用牛顿迭代和最速下降法相结合，迭代求得驾驶员模型参数和飞机模型参数．按良好飞行器品质要求，对闭环特性进行综合．驾驶员模型选用俯仰跟踪时的形式，飞机模型采用等效系统模型．     

湍流转捩工程预报方法研究进展综述

湍流转捩现象对边界层流动的阻力和热交换特性具有严重影响。准确地预测转捩对工程设计意义重大。近年来发展迅速的转捩模型是一种非常适合工程计算的转捩预报方法。本文将转捩模型分成了4个类型,并对每种转捩模型的发展过程加以阐述。在分析和讨论的基础上,总结了目前转捩模型的发展水平,同时也指出尚存的不足之处,为将来构建新的转捩模型以及相关的转捩研究提供建议。     

基于D-S证据理论的目标属性辨识研究

D—S证据组合理论已经成为不确定性推理的一种重要方法，基于该理论的多传感器决策层信息融合已得到广泛应用。本文在简要介绍D—S证据组合理论框架基础上，阐述了基于D—S证据组合理论的信息融合一般步骤及决策层判决方法；分析了发生证据严重冲突时，Dempster证据组合规则出现的不可靠和不合理的本质原因，介绍了针对D—S证据组合规则进行修正的几种主要方法；最后，提出了需要继续深入探讨的问题。     

基于隐模型跟踪的倾转旋翼机飞行控制

针对倾转旋翼机过渡阶段的强耦合性和快时变性,基于隐模型跟踪法设计了过渡阶段的自主飞行控制律。首先,考虑短舱和旋翼相对机身运动带来的额外惯性力,建立了倾转旋翼机的多体动力学模型;然后,通过飞行动力学特性分析发现倾转旋翼机过渡阶段具有强耦合性和快时变性;最后,针对强耦合性使用隐模型跟踪法实现了固定倾转角时的解耦控制,针对快时变性使用插值调用控制参数的方法实现了倾转旋翼机在整个过渡阶段的连续控制。仿真结果表明,隐模型跟踪控制系统能够达到良好的速度和轨迹跟踪效果,可以实现倾转旋翼机在过渡阶段的自主飞行仿真。