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991.
992.
To synchronize the attitude of a spacecraft formation flying system, three novel autonomous control schemes are proposed to deal with the issue in this paper. The first one is an ideal autonomous attitude coordinated controller, which is applied to address the case with certain models and no disturbance. The second one is a robust adaptive attitude coordinated controller, which aims to tackle the case with external disturbances and model uncertainties. The last one is a filtered robust adaptive attitude coordinated controller, which is used to overcome the case with input con- straint, model uncertainties, and external disturbances. The above three controllers do not need any external tracking signal and only require angular velocity and relative orientation between a spacecraft and its neighbors. Besides, the relative information is represented in the body frame of each spacecraft. The controllers are proved to be able to result in asymptotical stability almost everywhere. Numerical simulation results show that the proposed three approaches are effective for attitude coordination in a spacecraft formation flying system. 相似文献
993.
采用高精度数值方法求解非定常雷诺平均N-S方程和单自由度强迫俯仰运动方程,研究二维压缩拐角模型在等速抬头/低头和周期性俯仰振动等运动方式下的非定常激波/边界层干扰问题,考察角速度、振幅和频率等参数对分离区非定常变化规律的影响。结果表明,压缩拐角等速抬头运动时分离区减小、等速低头运动时分离区增大,周期性俯仰振动时分离点、再附点以及分离区大小的变化都与模型振动频率相同。与相同来流条件下定姿态计算对比分析表明,压缩拐角壁面运动产生的非定常迟滞作用使分离区大小变化减慢,俯仰振动振幅对分离区大小变化影响较大、而对变化的相位影响较小,而振动频率的改变对分离区大小变化的相位影响很大、对分离区大小影响较小。 相似文献
994.
静-转叶排轴向间距对某跨声速压气能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
对两种轴向间距下某跨声速轴流压气机静子-转子叶排间的流场进行了定常数值模拟,结果表明:在大流量工作状态下,近轴向间距时的效率较远轴向间距时有明显降低;在高负荷工作状态下,两者的效率相差不大.对大流量工况点与高负荷工况点的流场非定常数值模拟结果表明:近轴向间距时转子前缘激波对上游静子叶片附面层的干扰要强烈的多;近轴向间距时上游静子尾迹对在高负荷工况点动叶叶尖处出现的二次泄漏有更强的抑制作用,能更有效的减弱叶尖泄漏流造成的堵塞和损失. 相似文献
995.
应用计算流体动力学(CFD)数值模拟方法对DLR-F6模型分别在通流及动力条件下翼/短舱/吊架(W-N-P)组合体部分的气动干扰特性进行研究.结果表明:组合体相互干扰引起的干扰通道附增激波及短舱后部逆压导致的涡流增加了短舱外罩阻力,降低了机翼升力;动力条件较通流条件,F6短舱外罩阻力降低,机翼升阻力特性在零度攻角时有所提高. 相似文献
996.
997.
998.
999.
稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了准确预测稀薄过渡流区横向喷流与稀薄大气的干扰流动特征,本文在建立直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及碰撞网格自适应算法基础上,提出基于MPI的静态随机负载平衡技术,构建了DSMC并行计算代码。计算的不同压力比条件下三维平板模型横向喷流与稀薄大气干扰的分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性,验证了本文算法的可靠性。开展了细长钝双锥外形高超声速稀薄来流与超声速/高超声速横向喷流干扰效应的研究,计算分析了不同飞行高度、不同飞行速度、不同飞行攻角、不同喷流推力下复杂流场结构和对气动力特性的影响规律。考察了RCS喷管出口参数不同(均匀/非均匀)对喷口附近分离涡和分离长度的影响。 相似文献
1000.
针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够清晰、可靠预测反射、分离激波形成过程及激波与充分发展湍流边界层的相互干扰,定量结果与试验一致;进气道研究方面,层流状态下,激波干扰产生强分离,导致进气道堵塞,而采用湍流化控制后试验和计算均表明流场分离明显减小,流场稳定且无明显堵塞现象,进气道可以起动,总压恢复系数达到要求,该结果表明,利用强湍流化减弱分离,实现进气道起动思想是可行的。 相似文献