一种大负载三轴电动仿真测试转台的设计与实现

设计开发了一种用于武装直升机火控系统综合试验的大负载三轴电动仿真测试转台，在简要介绍大负栽、大扭矩、大功率、高频响、宽调速、高精度、超低速等性能特点和技术指标的基础上，详述了大负载仿真测试转台机械系统和驱动系统的设计方案，并用ANSYS5．7软件对台体进行了有限元模态分析，进而提出了大负载三轴电动仿真测试转台的数学模型、实时控制方案和控制模式，上位机软件采用了VxD技术，上位机与下位机的通讯采用了双缓冲机制。实际控制结果表明，该仿真测试转台具有很好的跟踪性能和控制品质，整个控制系统具有很强的鲁棒性，已完成多种型号武装直升机火控系统的舍实物实时仿真综合试验任务。     

翼型叶片腹支／尾支对大飞机全机及部件的干扰──大飞机全模试验技术及支撑干扰研究之三

在研究了翼型叶片腹支（前、后位）／尾支对大展弦比飞机全机及部件的纵向干扰特性，尾支对全机横向干扰特性，并分析了各种支撑对飞机各部件干扰的影响之后表明：对于不同平尾位置的大飞机，前位叶片腹支是三种支撑中干扰最小的，其纵向干扰量均小于风洞试验最大误差。利用前位腹支－尾支组合进行大飞机纵、横向试验具有明显的优越性。     

飞机偏航-滚转耦合运动非定常空气动力实验

在3m低速风洞中设计制造了一套动态实验系统，不仅能模拟飞机单自由度机动飞行运动．还能实现模型绕体轴的偏航-滚转耦合运动。通过选择运动参数．可实现绕两个轴运动角速度之间的匹配，满足飞机典型机动飞行所需的绕速度轴的无侧滑偏航一滚转运动。试验测量了BJ-1飞机模型在不同迎角下单独滚转、单独偏航和偏航-滚转耦合运动时的非定常气动特性。结果表明，飞机机动飞行时多自由度运动的气动特性比单自由度运动气动特性复杂，耦合运动时的气动特性与两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有很大差别。     

边界层局部粗糙壁面对大涡结构的非线性作用

在构建大涡结构理论模型的基础上,设计了局部喷入和吸出的结构来模拟局部粗糙壁面。采用直接数值模拟的方法,研究了在边界层流中局部粗糙壁面对大涡结构非线性作用的问题。数值结果表明,局部粗糙的性质、分布形式以及强度等因素均对边界层流动中大涡结构的非线性演化起到重要的作用。     

基于灰色-神经网络联合模型的大型冷却塔风效应预测

基于灰色GM(1,1)模型和BP人工神经网络,建立灰色-神经网络联合的大型冷却塔平均位移和风振系数预测模型。该联合模型增强了预测结果的自适应性和准确性,能解决因气弹模型试验中测点样本数目太少而无法直接建立神经网络预测模型的局限。通过某大型冷却塔气弹模型风洞试验结果的算例分析,表明该组合模型对于平均位移和风振系数的预测结果均与试验结果吻合良好,随后基于已训练的模型给出结构风振反应精细化分析所需的输入参数预测结果。这为冷却塔结构风效应的精细化研究提供了一个新的有效方法。     

大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%～90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。     

风雨耦合下大型冷却塔流场特性与表面气动力

现行冷却塔结构抗风设计均忽略了降雨带来的影响,但在强风暴雨极端气候条件下,暴雨亦会直接影响塔筒内、外表面气动力并改变脉动风的湍流效应,而传统研究大多仅关注风驱动雨对于结构表面的冲击效应。为解决该问题,以国内已建世界最高220 m大型冷却塔为例,以风-雨双向耦合算法为核心,首先采用计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)技术对冷却塔周围风场进行数值模拟,并将表面风压分布与规范及实测曲线进行对比验证了风场模拟的有效性;再添加离散相模型(Discrete phase model,DPM)并进行雨滴和风场的同步迭代计算。在此基础上,系统研究了塔筒内外表面风驱雨量、雨滴附加作用力和雨致压力系数等影响规律,揭示了风雨场中塔筒表面速度流线、湍动能强度、雨滴运行速度和轨迹的作用机理。最终提出了基于风雨双向耦合算法的风-雨致等效压力系数新模型及其分布特性。研究结论可为此类冷却塔在极端气候下的表面荷载取值提供参考。     

湍流边界层近壁区马蹄涡拟序结构的数值模拟与分析

采用大涡模拟对低雷诺数槽道湍流进行了数值模拟,进口边界条件采用了给定扰动波方法,经过短过渡段得到完全发展湍流.计算中采用了动态亚格子模型和预处理技术,进口采用的动量厚度雷诺数是670.大涡模拟对计算得到的平均速度剖面以及脉动分量与DNS解进行对比,验证了计算结果的可靠性.计算结果显示了湍流场中马蹄涡的形成及演化过程,其中包括形成单腿马蹄涡和形成对称涡腿的马蹄涡,同时发现流场中存在由亚谐波引起的拟序结构的交错现象,并在此基础上分析了湍流边界层近壁区马蹄涡结构的演化.     

基于对数应变的大变形简单剪切问题应力响应

建立了由对数应变描述的弹性大变形本构关系,利用该本构关系分析了弹性大变形简单剪切问题.对应张量的五种客观率,分别给出了基于变形率和对数应变的简单剪切问题应力响应.结果表明:Jaumann率对应的应力响应具有最显著的振荡现象;对应各种客观率,正应力均能保持较好的单调性,剪应力则存在不同程度的振荡趋势;张量的客观率不是导致...     

大飞机货舱地板下部结构有限元建模与适坠性分析

为了研究大飞机坠撞特性及数值分析方法，选取大飞机货舱地板下部结构为研究对象，建立其有限元模型，实现显式动力学的求解与分析。考察倒置、固支的货舱地板下部结构在200 kg落重以7 m/s垂直冲击下的结构响应、吸能与失效的动态行为，识别落重冲击过程中结构变形与失效模式、冲击响应特性及能量吸收与耗散机理。仿真结果表明，货舱地板下部结构的机身框组件、支撑件组件是主要吸能结构，冲击能量的吸收主要依靠上述结构的塑性变形与失效，紧固件的吸能贡献仅占1%左右。