基于格子玻尔兹曼方法的旋翼三维气动力学分析

提出运用格子波尔兹曼方法（Lattice Boltzmann Method, LBM）分析微型旋翼 的气动特性。以APC11x47 型螺旋翼为分析对象, 实物的结构信息通过三维激光扫描和 逆向工程的方法输入计算机, 使用基于LBM 的软件计算其不同转速下的螺旋翼产生的 升力,最后得到其升力系数。     

火箭发动机喷管非定常侧向力和流固耦合研究进展

为了提高现代火箭的运载性能,发动机趋于采用大面积比喷管。然而,大面积比喷管由于低空高背压会产生过膨胀现象,导致喷管内部流动分离的非定常和非对称特性,并且发生显著的侧向载荷问题,巨大的侧向载荷又引起喷管的流固耦合现象。总结了喷管流动分离的研究现状,阐述了不同时期喷管侧向载荷的研究目标及成果,并分析了引起喷管侧向载荷的因素。在侧向载荷分析基础上,进一步分析了喷管流固耦合问题的研究进展及方法,最后指出了所存在的科学问题,剖析了喷管侧向载荷设计的关键力学问题,并对今后喷管侧向力问题的研究方向提出了设想。     

Aerodynamic characteristics of morphing wing with flexible leading-edge

The morphing wing can improve the flight performance during different phases. However, research has been subject to limitations in aerodynamic characteristics of the morphing wing with a flexible leading-edge. The computational fluid dynamic method and dynamic mesh were used to simulate the continuous morphing of the flexible leading-edge. After comparing the steady aerodynamic characteristics of morphing and conventional wings, this study examined the unsteady aerodynamic characteristics of morphing wings with upward and downward deflections of the leading-edge at different frequencies. The numerical results show that for the steady aerodynamic, the leading-edge deflection mainly affects the stall characteristic. The downward deflection of the leading-edge increases the stall angle of attack and nose-down pitching moment. The results are opposite for the upward deflection. For the unsteady aerodynamic, at a small angle of attack, the transient lift coefficient of the upward deflection, growing with the increase of deflection frequency, is larger than that of the static case. The transient lift coefficient of the downward deflection, decreasing with the increase of deflection frequency, is smaller than that of the static case. However, at a large angle of attack, an opposite effect of deflection frequency on the transient lift coefficient was demonstrated. The transient lift coefficient is larger than that of the static case when the leading edge is in the nose-up stage, and lower than that of the static one in the nose-down stage.     

折叠翼变体飞机的传动机构设计和驱动方式优化分析

变体飞机能够在飞行过程中显著地改变外形和尺寸,从而使单一的飞行器能够实现在起飞、俯冲、巡航等多种飞行状态下都具备优良的飞行性能.折叠翼变体飞机的折叠传动机构对折叠翼的结构动力学和传力特性具有显著的影响.本文设计了一种轴/轴套式的折叠传动机构,利用ANSYS有限元软件建立了有限元网格模型,采用DYNA求解器,详细求解分析...     

流场计算程序并行化方法的研究

利用“流场分区”的方法把流场计算程序并行化,并成功地在Transputer并行计算机上运行,并行效率可达到80％。介绍了流场划分、并行编程以及提高并行效率的方法。     

微重力下轴对称粘滞流体桥振动传播的近似模型

就微重力环境下处于外围流体浴槽之轴对称粘滞流体桥振动动力学问题,建立了近似振动传播模型。该模型综合考虑了流体桥本身及外围液体浴槽的粘滞效应,将其纳入相应的统一的数理方程之中。解之,得到了稳态流体桥振动的界面函数及相关的其它结论。这些结论与经由ＣｏｓｓｅｒａｔＭｏｄｅｌ和ＬｉｎｅａｒＴｈｒｅｅ－ＤｉｍｅｎｓｉｃｎａｌＭｏｄｅｌ所得结论相近,但却同时包纳了桥内外的粘滞效应。     

复杂空间载流管道系统流固耦合动力学模型及其验证

 针对飞机复杂管路系统振动分析,提出了一种复杂空间管道系统流固耦合动力学模型,在模型中用梁单元对管道进行了离散,每个节点考虑了x、y、z这3个方向的平动以及绕x、y、z这3个方向的转动,共计6个自由度;在单元中考虑了流固耦合效应,计及了流体流速对管道振动的影响;建立了管道与基础、管道与管道间的弹性连接,以适应多个管道之间的耦合振动分析;模型采用Newmark-β数值积分法获取系统响应。针对实际液压试验台的空间管路系统,利用锤击法进行实验模态分析,将本文模型的仿真结果与实验结果和商用有限元软件ANSYS Workbench的计算结果进行了分析比较,验证了本文模型的正确性。最后,仿真计算了流固耦合作用下流速对管道系统固有频率的影响规律。     

基于空间算子代数的空间多体系统动力学递推计算

应用空间算子代数方法对空间多体系统进行动力学建模、分析与仿真。空间算子代 数 作为基于李群及旋量方法的算子理论,采用估计理论中卡尔曼滤波及平滑方法,实现了具有 明确物理含义的O(n)计算效率的动力学实时递推求解算法。首先使用空间算子代数理论 对多体系统动力学进行递推形式的描述、建模及分析,并通过与估计理论对比提出了质量矩 阵求逆的高效递推算法,而后基于面向对象技术编制了软件,并通过漂浮基双臂机器人典型 算例的求解,与商业动力学软件Simpack进行对比,验证了软件及算法的正确。结果表明, 空间算子代数方法概念清晰、推导方便,计算效率及精度能够满足工程需求,可用于空间多 体系统动力学实时仿真及控制系统设计。〖JP〗     

低温流体节流过程空化现象的形成与发展规律

文章将RNG 湍流模型与完全空化模型相结合,对孔板节流所导致的低温流体空化流动进行数值模拟,得出了流场中的含气率与压力分布的变化规律。数值模拟研究还发现:由于孔板节流作用使得流场中最低压力出现在孔板喉部,并在此位置出现空化初生点;在低温空化流动中,泡状空化、云状空化、超空化3种空化形态相继出现。分析了空化初生点的压力以及含气率的变化规律,得出了3种空化形态的气相组成;分析了3种空化形态的初生标志,对临界空化状态进行了界定。     

周边桁架可展天线展开过程动力学分析及控制

 基于多刚体系统动力学的Lagrange方法,采用独立的Lagrange广义坐标,考虑耗散力、铰链处扭簧的驱动力及索网预张力对展开过程的影响,建立了周边桁架可展天线展开过程的动力学模型,给出了基于力控制的展开过程控制策略,得出了展开过程驱动力的变化与天线位形变化之间的关系,根据所规划好的天线展开运动得出相应的驱动力。编制了仿真程序进行算例分析,研究了初速度、阻尼及重力对天线展开过程的影响,实现了考虑驱动扭簧的刚度、关节中的阻尼、重力及索网预张力影响的周边桁架可展天线展开过程的动力学分析与控制。实验仿真结果验证了该方法的有效性。