基于神经网络模型预测的水声对抗子母弹跌落冲击仿真

为了评估水声对抗子母弹在不同跌落冲击条件下的可靠性,应用LS-DYNA对母弹在不同跌落参数下的冲击响应进行了数值仿真研究。在有限元计算结果作为样本的条件下,运用BP神经网络模型建立了母弹跌落冲击影响参数与子弹应力峰值的非线性映射关系。结果表明:弹体各子结构在跌落高度、角度及跌落面条件下具有不同的冲击响应规律;母弹体头螺、壳体结构冲击变形较大,内部子弹冲击应力值变化幅度较小;网络模型较准确预测子弹的应力峰值,可极大地降低仿真次数,提高跌落测试效率。     

LDV 技术用于測量振动圆柱尾迹

本文应用 LDV 技术在水槽中初步研究了静止和振动圆柱的尾迹特性。测量了尾迹中涡的脱落频率,振动圆柱与尾迹涡系统的频率锁定特性,静止及以锁定频率振动的圆柱尾迹中的平均速度和湍流度分布等,其结果与用热线技术测量的相符。     

有限元素法在解空气动力学非线性方程中的应用及其前景

空气动力学线性方程的离散化数值解法,例如有限基本解法、核函数配置法等己广泛地应用于亚超音速各种线性化空气动力学问题中,至至于更广泛一类的空气动力学非线性方程,例如可压流的欧拉方程组、全速位方程、粘流的纳斯方程组、附面层方程等等,目前主要采用有限差分的离散化数值解法。有限差分法适用性比较广,但由于流场参数主要是通过网格节点处的相应参数插值而得,同时有限差分法所划分的网格的形状比较规则,任意性     

用有限元素法计算和多点激振法试验确定某型机翼的动力特性参数

本文采用直接刚度法得到刚度矩阵,用聚缩质量模型得到质量矩阵。应用基于矩阵分解的矩阵迭代法,求解了某型机翼前六阶固有频率、固有振型和广义质量等动力特性参数。对同一机翼采用多点激振法进行了模态试验,测得了前十二阶固有频率、固有振型和几阶广义质量。文中对计算和试验结果进行了比较和分析。     

遥感卫星高精度高稳定度控制技术

对遥感卫星高精度高稳定度控制技术进行了综述。给出了国内外高稳定度多挠性遥感卫星控制、快速机动控制、高精度姿态确定、自主智能控制等典型应用,以及未来发展趋势。分析了挠性多体卫星结构-控制一体化设计、卫星在轨试验和高精度姿态确定等关键技术。讨论了挠性多体卫星动力学建模仿真及地面试验验证,H∞控制、自适应滤波前馈等卫星姿态控制方法研究与应用,卫星结构模态与无干扰力矩在轨辨识,以及基于陀螺、星敏感器及其误差、卫星动力学模型、在轨热变形标定等高精度姿态确定技术。     

视频测量方法在风洞模型姿态角测量中的应用

在现代的风洞模型试验测量中,角度测量误差所引起的阻力系数误差大约占总阻力系数误差的1/4,准确地测量模型的实际角度是提高数据准确度的一个重要因素。应用视频测量原理,通过图像处理的方法动态实时采集计算模型的实际角度值,模型角度的测量精密度可达0.01°,测量准确度可达0.015°。测量速率每秒25次。     

纵扭复合型压电超声电机的研究

概述了纵扭复合型超声电机研制过程中的几个关键技术问题。内容包括电机的工作原理 ,指出了压电陶瓷片的安放位置 ,确定了一种电机的结构形式 ,该结构形式能调节所需两共振频率趋于一致。用优化方法对该结构形式的定子进行动力学设计 ,提高了设计效率 ;驱动控制电路 ;电机加工中应注意的问题。最后装配了一台直径 45 m m的电机 ,实验表明电机具有一定的转速和扭矩。     

高空台进气控制系统压力PI增益调度控制研究

针对高空台进气控制系统压力在整个工作范围内的精确控制问题,提出了一种基于高空台进气系统压力的PI增益调度控制设计方法,基于管道热流动力学理论提出了一种变比热的管道容腔建模方法,相对于定比热建模方法能够减少建模存在的不确定性问题。在考虑变比热的管道容腔、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益等对进气系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的高空台进气系统模型;在进气系统工作范围内采用24个稳态点小偏差范围内设计的最优PI控制器作为大范围过渡态工作的基底进行控制增益调度。数字仿真表明,采用这一方法一致性好,性能明显地优于传统PI控制方法;半物理仿真进一步验证了本文提出设计方法的有效性,稳态误差不大于0.1%。     

高空台飞行环境模拟系统数字建模与仿真研究

为了分析新建高空台飞行环境模拟系统试验设备动态控制特性,研究各子系统关联耦合性,开展了系统建模和仿真研究。采用相似理论和部件级建模方法针对进排气关键调节阀、液压伺服系统和管道容腔等进行了数学建模研究,建立了相应设备特性模型,设计了双闭环进排气压力自动控制结构。在对实际控制系统功能性分解基础上,构建了飞行环境模拟系统数字仿真平台,并在数字仿真平台上进行了压力动态控制仿真。仿真结果表明各子系统压力动态建立过程与真实高空模拟试验过程趋势一致,能够反映真实系统的压力动态过程,证明了系统数学模型的合理性。利用仿真方法模拟了发动机流量变化对各控制子系统的影响,稳压腔压力最大偏差为4.5kPa,发动机进气压力最大偏差为3.4kPa,排气压力最大偏差为1.5kPa,验证了飞行环境模拟系统控制性能。     

凸拐角附近激波与湍流边界层干扰的数值模拟研究

采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞=3、雷诺数Reθ=2070的凸拐角附近激波与湍流边界层干扰问题。对于尖拐角和钝拐角两种情况,计算考察了激波入射到拐角下游时的流场结构、非定常分离流以及湍流统计特性。研究发现:尖拐角能够使流动产生局部集中的顺压梯度,导致壁面摩擦系数在拐角处出现峰值,因此分离点难以越过拐角向上游运动,而再附点发生前后运动。与尖拐角情况不同的是,钝拐角产生的局部顺压梯度不足以阻止分离点越过拐角,因此分离点和再附点都会发生运动。此外,尽管凸拐角产生的顺压梯度能抑制分离点附近的近壁小尺度涡结构,但在经过入射激波作用之后,近壁小尺度涡结构在再附点附近显著增强。