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41.
大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1:15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。 相似文献
42.
欠驱动航天器姿态稳定的分层滑模控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
利用分层滑模控制方法,为带两个控制执行机构的欠驱动刚体航天器的姿态控制系统设计了一种三轴稳定控制器。首先,给出了基于两个推力器的欠驱动航天器的姿态动力学和运动学模型,分析了其模型特点。其次,将子系统的变量进行组合定义成第一层滑模面,利用Filippov等效定理求出等效控制律。然后依次构造出第二层滑模面及第三层滑模面,根据滑模控制原理求出切换控制律,进而得到总的控制量。利用Lyapunov稳定性理论和Barbalat引理及推论证明了各层滑模面的全局渐近稳定性。仿真实验验证了该控制方法的有效性。 相似文献
43.
针对MIMO系统可控性和可观性矩阵的特点,建立了一种区间矩阵MIMO定常系统可控性与可观性的充要条件,并给出了详细的理论推导,最后列举实际的例子。在例中与Frobenius范数区间作了比较,结果表明,如何扰动仅作用于系数矩阵A,则「△A,△B」的Froberius范数区间地大大受到△B的限制。 相似文献
44.
45.
惯性坐标系下的旋翼气弹稳定性建模 总被引:2,自引:0,他引:2
为了较好地描述直升机铰接式、无铰式及无轴承式旋翼的动力学特性,本文根据Hamilton原理。采用中等变形粱理论,用Chopra的15自由度有限元梁元进行离散,并将挥舞、摆振和变距铰运动作为广义坐标,采用二维准定常气动力模型,直接在惯性坐标系下,建立了旋翼气弹分析的动力学模型,并用Pitt—Peters动态入流模型计入动态入流对稳定性的影响。本文基于惯性坐标系的旋翼气弹建模方法简化了建模,方便地嵌入了动态入流模型。通过与Princeton粱实验数据、ITR旋翼试验数据和直升机分析软件UMARC的计算值的对比,验证了本气弹分析模型的正确性,指出误差来源于气动模型。 相似文献
46.
介绍了模拟板由小模型到大模型的研制过程,着重讨论了模拟板小模型与大模型在流场总压恢复系数、周向不均匀度、低压区范围等方面的相关性问题。研究结果表明由小模型到大模型的研制方案是正确可行的。 相似文献
47.
建立了复合材料帽形加筋结构的参数化有限元模型,给出了两种进行层板结合处的模拟计算方法,通过计算得到了模型的屈曲载荷并总结了加筋结构几何参数对结构稳定性的影响,给出了模型的收敛性分析,对比了模型网格密度对于计算结果的影响,找到最佳的网格密度,提高了模型计算的效率和准确性,为实际的结构设计提供了重要参考,为结构分析提供了依据。 相似文献
48.
49.
50.
粘性气体中粘性液体射流分裂与雾化机理研究 总被引:6,自引:0,他引:6
采用线性稳定性分析的方法对粘性气体中的粘性液体射流的分裂与雾化机理进行了分析,数值计算表明:液体射流分裂与雾化过程中存在一临界气体韦伯数We2c=1,We2<We2c对应的是射流分裂过程,We2>We2c对应的是射流雾化过程,射流分裂过程和雾化过程的机理有所不同.当We2<1时,We2对射流分裂过程具有稳定性的作用;当We2>1时,We2对射流雾化过程起着不稳定性的作用.液体Reynolds数Re1在整个射流过程中始终起着不稳定性的作用,气体Reynolds数Re2的作用却相反.气液密度比Q,即气动力在整个射流分裂与雾化过程中始终起着不稳定性的作用. 相似文献