伸展柔性附件对简谐激励的响应分析

从Hamilton原理出发推导了柔性附件伸展过程的时变系数动力学方程。对附件在简谐激励下的响应进行了数值仿真,讨论了伸展柔性附件所具有的一些独特的现象：齐次解的非瞬态特性、特解的非稳态特性、瞬时共振的延续和加强。由于这些特性的存在,大大增加了由激励引发剧烈振动而导致结构破坏的可能性。     

基于空间算子代数的航天器多体动力学递推实时仿真算法

进一步发展了空间算子代数符号体系,给出了一组坐标系无关空间矢量,张量和矢阵符号表示和相应的坐标投影规则.基于空间算子代数符号体系,推导了适用于航天器实时仿真的无根、树状拓扑、开环多体动力学递推算法,并根据投影规则给出了递推算法在惯性坐标系的投影方程.新的空间算子代数符号体系有符号定义严格,推导过程力学概念清晰,推导结果易于实时仿真程序实现的优点.推导的递推算法非常适合于正逆混合问题和变拓扑问题的求解,可以满足多体航天器动力学实时仿真的要求.     

舰载飞机着舰拦阻动力学研究综述简

 拦阻着舰过程通常被认为是舰载飞机事故率最高的阶段,因此,自从有了航空母舰和舰载飞机,拦阻着舰动力学就一直是国内外相关研究人员的研究热点。本文从拦阻钩、拦阻装置和起落架3个关键部件着手,比较详细地论述了舰载飞机着舰拦阻涉及到的关键动力学问题及其研究现状,重点对拦阻钩弹跳动力学及其载荷分析、拦阻索动力学及其载荷分析、下沉速度、非对称拦阻对起落架载荷的影响、拦阻系统动力学等方面进行了综述。最后,对着舰拦阻动力学研究的发展趋势进行了展望。     

同心筒式发射装置附加弹射力影响因素分析

采用同心筒式发射装置发射导弹时,弹底会受到附加弹射力的作用,其值主要取决于排气狭缝宽度、增力装置、导流锥等因素.利用动量方程积分形式推导出附加弹射力的理论公式,分析各种因素对附加弹射力的影响,并利用数值模拟技术进行验证.结果表明:筒底所承受冲击力与弹底所受的附加弹射力呈正相关;减小内外筒间缝隙可提高弹底所受的附加弹射力;加导流锥能降低筒底所受的冲击力.导流锥母线越光滑,筒底所受到的冲击力就越小;增加导流锥后,燃气流动达到稳定状态的时间与无导流锥时所需的时间近似于相等.      

基于FA-NSGA分扭传动系统的均载和轻量化优化设计

以提高均载性能和轻量化为目标对某分扭传动系统进行了多目标优化设计.建立了分扭传动的非线性动力学模型,通过计算不同输入功率和输入转速下的均载系数,衡量分扭传动系统均载性能.以分扭传动系统参数为设计变量,考虑多工况条件,建立了以均载系数和质量最小为目标函数的多目标优化模型.为了提高计算效率,提出了具有适应值预测机制的非支配排序遗传算法（FA-NSGA）.利用3个基准函数对FA-NSGA进行收敛性和有效性的测试.结果表明:FA-NSGA对于3个测试函数均能获得满意的最优解,并且都能减少60%以上的真实适应值计算次数.采用FA-NSGA对实例进行优化求解,在得到的Pareto最优解中选取了一组满意的设计参数,该设计结果与参照方案相比均载系数降低了0.05,分扭传动系统质量减少了3.57kg.      

基于Kane方程的拖曳式诱饵释放过程动态特性分析

研究了航空拖曳式诱饵释放过程中的动态特性。根据诱饵的运动状态,将释放过程划分为自由状态、放索状态和拖曳状态。利用Kane方程建立了拖曳式诱饵释放的多体系统动力学模型,其中拖索离散为若干段刚性杆,诱饵视为刚体与拖索铰接,其上的作用力包括铰约束力、气动力和重力。针对放索过程中第1个索段质量时变引起的变质量动力学问题,采用Generalized-α算法进行时域求解。在此基础上分析了载机不同飞行高度、飞行速度、拖索释放速度以及拖曳点位置对诱饵释放过程中动态特性的影响。结果表明:在低空高速下释放,诱饵的俯仰角幅值较小,质心相对位置变化较稳定,收敛速度较快,但载机飞行速度过大时,诱饵容易靠近载机尾流区并受其影响;放索速度增大时,诱饵俯仰角幅值增大,质心会出现纵向沉浮运动;拖曳点远离重心时,俯仰角震荡幅值增大,当靠近重心时,收敛性变差,应合理设计并优化拖曳点位置和放索速度。     

弧翼飞行器柔性飞行动力学研究

以一种弧翼布局飞行器为背景,介绍了飞行器的特性;建立了线性分布式气动力模型,添加到全机的三维有限元柔性模型上,进行飞行动力学的仿真分析。研究了分布式气动力模型对弧翼布局飞行器的柔性飞行动力学特性造成的影响。通过对不同响应情况下的飞行状态的仿真计算与分析,总结出了采用分布式气动力建模的大展弦比弧翼飞行器的柔性飞行动力学的变化规律。     

Identification method for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom

A comprehensive method based on system identification theory for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom is developed. A fully parameterized rotor flapping equation for identification purpose is derived without using any theoretical model, so the confidence of the identified model is increased, and then the 6 degrees of freedom rigid body model is extended to 9 degrees of freedom high-order model. Bode sensitivity function is derived to increase the accuracy of frequency spectra calculation which influences the accuracy of model parameter identification. Then a frequency domain identification algorithm is established. Acceleration technique is developed furthermore to increase calculation efficiency, and the total identification time is reduced by more than 50% using this technique. A comprehensive two-step method is established for helicopter high-order flight dynamics model identification which increases the numerical stability of model identification compared with single step algorithm. Application of the developed method to identify the flight dynamics model of BO 105 helicopter based on flight test data is implemented. A comparative study between the high-order model and rigid body model is performed at last. The results show that the developed method can be used for helicopter high-order flight dynamics model identification with high accuracy as well as efficiency, and the advantage of identified high-order model is very obvious compared with low-order model.     

飞机弹射救生过程人椅运动仿真

建立了人椅系统运动模型,针对人体结构特点,建立了飞行员上肢3刚体7自由度数学模型．采用Kane方法建立了人体上肢动力学模型,计算了上肢各环节在弹射救生过程中相对转角等,计算结果表明身体上肢甩打过程短暂,整个甩打过程在0．4～0．5s甚至更短的时间内,上肢各关节的转角及由此引起的关节力、力矩即可达到人体的耐受极限,仿真结果显示上肢运动的特征有明显的“鞭打运动”。通过CATIA二次开发方式,对飞机弹射救生过程人体动力学响应特征进行可视化仿真,使设计人员能够直观的获得各种弹射情况下人椅运动规律,提高设计效率？     

组合升力体动力学建模与仿真

设计了组合升力体总体布局,提出了新的组合升力体建模思路与方法,建立了完整的组合升力体飞行动力学数值仿真模型。建模时综合考虑了主要气动力部件的建模,详细讨论了旋翼／固定翼过渡飞行模式的建模方法。根据提出的建模方法进行了组合升力体的操纵响应分析,仿真结果证明了建模理论和方法的合理性和有效性。