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741.
基于POD和DMD方法的跨声速抖振模态分析 总被引:2,自引:0,他引:2
跨声速抖振现象是由于非定常跨声速流动中激波的自激振荡而引起的结构强迫振荡,这种现象在跨声速飞行器中普遍存在,对飞机的结构强度和疲劳寿命有不利影响。基于模态分解的分析方法是进一步发展抖振控制手段的有效工具。本文通过两类典型模态分析方法(本征正交分解(POD)和动态模态分解(DMD))对OAT15A翼型的跨声速抖振现象进行分析,通过对模态频率、翼面压力分布、流场重构误差等方面的研究,将两种模态分解方法进行对比。发现基于频率特征的DMD方法能够准确捕捉抖振的临界稳定特征和抖振主频的典型模态,同时能够更准确反映流场变量在激波间断附近随时间的变化过程;而POD方法尽管在流场重构时具有较小的总体误差,但对激波附近压强随时间的变化历程拟合较差。 相似文献
742.
基于变精度遗传算法的翼型快速优化设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
低碳环保的电动飞机在要求较高升阻比的同时,需要尽量降低成本、缩短研制周期。但高精度的数值模拟时间代价很大,因此针对电动飞机翼型设计中初始翼型较难选取、优化速度较慢的问题,提出了一种基于变精度遗传算法的翼型多点快速优化方法。以常用的 Hicks-Henne 型函数为基础,改进了其对翼型后缘描述不精确的问题。在数值模拟阶段,介绍了一种快速气动参数计算软件XFOIL,并分析了该软件的适用性与局限。之后给出了使用XFOIL 与 Matlab 进行联合求解的方法,在无人干预的情况下完全实现了翼型设计与优化的自动化,提高了设计效率。在翼型优化阶段,为保持较高的精度和寻优效率,设计了翼型参数的实数编码方法。针对传统遗传优化算法了改进,设计了染色体变精度杂交方法以及动态惩罚方法。最后,给出了基于遗传算法的多点优化方案,以及翼型多目标快速优化一体化设计方案。仿真分成两部分进行,首先改进的 Hicks-Henne 型函数能够有效实现参数化翼型的后缘夹角改变。通过与 NSGA-II 方法的优化结果对比,本文的方法在一定迭代次数范围内获得的升阻比更高,失速特性更加缓和,特别是在综合提高翼型优化效率方面表现较好。仿真结果表明,该方法能够快速获得多种工况下具有较高升阻比的翼型,也可以作为进一步优化的初始翼型,能提高翼型优化效率。 相似文献
743.
通过对TC4-DT钛合金β单相区的等温恒应变速率压缩实验,分析合金的动态再结晶行为,并建立合金的动态再结晶的元胞自动机模型(CA模型)。在DEFORM-3D平台上,采用CA法模拟TC4-DT钛合金压缩过程中的显微组织演变。结果表明:随着应变量的增加动态再结晶的发生越来越充分;试样不同部位发生的动态再结晶程度有所不同,中心区域发生的动态再结晶更充分,很好地细化了原始组织;动态再结晶行为随着应变速率的增大而逐渐被抑制,但晶粒尺寸反而减小;模拟结果与实验结果相当吻合。 相似文献
744.
在危险天气条件下,需要研究航班改航路径规划的问题。对传统人工势场法中的斥力势函数进行修正,将目标点与障碍物的距离以及航空器与受限区的运动速度考虑在内,建立了动态人工势场法的多机改航路径规划模型。模型解决了障碍物附近目标不可达问题,并且适应动态运行环境。算例验证了模型的有效性和可行性。 相似文献
745.
因各级转子叶片数的不同,基于传统循环对称法的通用有限元程序无法直接用于多级叶盘结构动力特性分析.发展了一种方法,分别对每一级扇区模型施加相应的循环对称边界条件,级间则通过施加自由度耦合来保证位移场的连续.若对每一级叶盘结构选取合理的扇区数目进行建模,最大程度地考虑级间耦合效应,则精度可进一步提高.由于循环对称边界条件和级间耦合通过对位移自由度施加约束方程来实现,因此该方法易于在通用有限元程序系统中实现.对两级叶盘结构分别采用该方法和全环模型进行动力特性分析,两种方法的频率差控制在3%内.探讨了多级叶盘结构中级间耦合对模态的影响,在低节径模态两级叶盘结构耦合效应较为明显,随着节径数的增加,耦合效应降低. 相似文献
746.
金属壳固体波动陀螺是基于固体波的进动效应进行角速度检测的一种全新
轴对称壳振动陀螺,具有结构简单、功耗低、抗冲击性强、稳定性高等优点,可广泛应
用于中低精度角速度测量领域。为分析轴对称多曲面融合结构金属谐振子中固体波的进
动效应,在双曲率坐标系下,基于薄壳理论,建立了理想条件下轴对称多曲面融合结构
金属谐振子中固体波进动的动力学模型。针对动力学模型过于复杂、难于分析的缺陷,
提出了利用弹性力学中的能量原理,建立轴对称多曲面融合结构金属谐振子等效模型的
方法,为金属壳固体波动陀螺的信号检测方法和控制回路设计奠定了理论依据。 相似文献
747.
为准确预测航空拖曳诱饵系统能否干扰成功,建立了系统的物理数学模型并对其动态特性进行了仿真研究。应用集中质量法,将柔性拖曳缆绳离散为一系列由阻尼弹簧连接的节点,建立了缆绳的动态模型;对诱饵进行受力分析,建立了诱饵的六自由度模型;提出了缆绳与诱饵的耦合条件,使模型更加精确。分别对诱饵释放过程中,以及释放完成后载机机动时系统的动态特性进行了仿真研究,给出并分析了缆绳的形状、张力和诱饵的姿态角等参数的变化规律。结果表明:为避免出现“鱼钩”现象,应尽可能减小释放诱饵的初速度与载机空速的夹角;应按梯形速度释放诱饵,以使缆绳中拉力的最大值较小。释放完成后,应控制载机最大飞行速度,以避免缆绳进入载机的高温尾喷流区;载机作盘旋时,缆绳在载机的圆形轨迹之外,且载机飞行速率一定时,角速度越大,缆绳向外趋势越大,越有利于避开载机的尾喷流区。 相似文献
748.
针对制导火箭落点速度的约束要求,提出了一种采用锥形运动控制导弹飞行速度的导引方法。该方法首先设计了满足速度约束的虚拟目标理想运动轨迹,将导弹减速控制问题转化为对虚拟目标的追踪导引问题,通过建立制导火箭与虚拟目标的相对运动模型,分析了弹目相对位置和相对速度的关系,推导了具有速度控制的导引律一般形式,并采用动态逆控制理论设计了锥形运动控制指令和导引参数。通过数字仿真对比了不同落角约束条件下导弹锥形运动的速度控制效果,结果表明该方法设计的导引律能够满足制导火箭速度约束要求,且制导精度高、控制效果好,为导弹锥形运动速度控制技术提供了参考。 相似文献
749.
750.
从某飞行器两次飞行记录的俯仰角θ、偏航角Ψ观测值出发,分别采用对Van der Pol方程描述的θ和Ψ的角位移振荡运动微分方程进行气动参数辨识,和对观测值θ-狋、Ψ-t曲线的外包络线进行参数拟合两种分析方法,对该飞行器的角位移振荡运动特性进行了定量分析。两种分析方法取得了较为一致的结果,并证明该飞行器飞行中出现的锥形振荡运动是典型的非线性负阻尼极限环型的振荡运动,获得了非线性负阻尼极限环型气动阻尼力矩的典型表达式。分析结果表明非线性负阻尼极限环类型的气动阻尼能够导致飞行器出现动不稳定。 相似文献