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21.
基于直接配点法的滑翔轨迹快速优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了基于五次Gauss-Lobatto多项式的直接配点法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹优化问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为到达指定地点飞行时间最短,控制变量则为无量纲升力系数和倾侧角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态受到目标位置约束。然后,应用直接配点法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各节点和配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解。仿真结果表明直接配点法对于再入飞行器轨迹初始参数取值不敏感,且求解过程具有一定的实时性。 相似文献
22.
23.
24.
弹丸旋转空气动力效应非定常数值模拟 总被引:4,自引:0,他引:4
准确计算马格努斯力和力矩对旋转弹箭设计、弹道计算和稳定性研究都至关重要。采用非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对高速旋转的SOCBT弹丸进行了数值模拟,纵向气动特性在整个攻角范围内都较好地与试验值保持一致,而侧向气动特性马格努斯力和力矩在小攻角范围与试验数据吻合较好,在大攻角范围却存在一定的差异。采用延迟分离涡模拟(DDES)方法的计算结果有较为明显的改善,对比研究表明分离点位置对马格努斯效应有着显著影响。表明DDES方法对于提高旋转弹箭马格努斯效应的数值模拟精度有较大的潜力。 相似文献
25.
26.
旋转固体火箭发动机是否稳定主要取决于其微小的侧向角速度是否被耗散或被放大。就发动机内部随燃烧而质量发生变化,且使飞行器整体质心前移的圆柱形装药结构进行姿态动力学分析,得到在几种典型装药形式下侧向角速度随时间的变化情况。结果指出,质量的减小对飞行角速度的变化是有影响的,由于误差等因素所引入的初始侧向角速度也会被逐渐耗散掉。此外,在某些装药形式及燃烧方式下,其侧向角速度在燃烧过程中会以指数规律增加,通过对计算结果的分析,提出了对发动机设计的稳定性要求。 相似文献
27.
李启军%吕宏军%王琪 《宇航材料工艺》2006,36(Z1):88-92
采用有限元法对特定高深径比TC4钛合金筒形件普旋成型进行了数值模拟,分析了运动轨迹、旋压道次间距和间隙对成型的影响.结果表明普旋时坯料不同部位的应力应变状态不同,采用凹曲线轨迹,间隙为3.5 mm,首道次间距为9 mm,分6道次旋压成型效果好.同时在有限元数值模拟基础上,成功旋制了高精度试验件,说明有限元模拟对旋压具有很好指导意义. 相似文献
28.
基于非线性规划的高超声速滑翔轨迹优化 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了最大航程的无动力滑翔轨迹优化问题。为避免间接法的缺点,采用直接单重打靶法将轨迹优化问题转换为非线性规划问题,并利用非梯度优化算法和梯度优化算法相结合的混合优化策略得到最优轨迹。仿真结果表明,在采用更为真实的大气模型和动力学模型条件下,该方法具有较高的求解精度、收敛性以及鲁棒性,降低了初值要求;相对于最大升阻比轨迹,射程提高1.54%。 相似文献
29.
30.
结合分区对接网格技术以及二阶精度区域分解算法,对高速旋转、含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。得到了高速旋转工况下对应于不同来流攻角和旋转角速度,临界工况时,超声速进气道内外流场复杂的波系结构。随着旋转角速度的提高,进气道总压恢复系数和动能效率均有所降低,而流场畸变指数则显著增大。特别是当转速达到20kr/min,进气道总压恢复系数和动能效率下降趋势以及流场畸变指数增大趋势更明显。攻角的存在对冲压发动机进气道的总体性能产生了负面影响。 相似文献