材料参数对叶片鸟撞动响应影响数值模拟

基于鸟撞铝板的试验结果,用MSC.Dytran软件验证了计算模型的可行性。在此基础上,建立了鸟体正撞击平板叶片的有限元模型,计算了叶片的材料参数对平板叶片鸟撞动响应的影响。     

气膜冷却涡轮数值仿真技术进展

随着航空发动机性能的不断提高,高压涡轮进口燃气温度不断提升,远远超过了金属许用温度。为了安全运行,需要对涡轮进行冷却。由于气膜冷却具有冷却效率高、易于实现等优点,在航空发动机中得到了广泛的应用。但由于用于气膜冷却的空气流量大、且与主流掺混过程复杂,如何准确模拟冷气与主流的掺混是气冷涡轮的设计关键。本文对气膜冷却涡轮仿真采用的冷气喷射源项法和真实气膜孔仿真方法的国内外发展及现状进行了阐述,总结了两种方法的优缺点和工程应用情况,并从工程应用角度对下一步的研究方向提出了建议。     

基于非线性谐波法评估压气机转静干涉诱发的强迫响应

针对压气机转静干涉诱发的强迫响应问题,对某型风扇试验件进口可变弯度导向叶片进行流固耦合数值模拟。基于NUMECA的非线性谐波法,求解在后排转子势流作用下可调导叶的非定常流场,从而获得谐波压力,并对其作用在前排可调导叶相应模态下的强迫响应进行了计算,与试验验证结果吻合。结果表明:基于非线性谐波法的流场计算以及强迫响应分析,为工程应用建立了转静干涉诱发强迫振动响应的数值评估方法。     

基于对偶四元数的航天器相对位置和姿态耦合控制

针对交会对接、在轨服务等航天任务中存在的轨道和姿态动力学耦合问题,突破传统的轨道姿态分而治之模式,利用对偶四元数建立了相对位置和姿态的一体化耦合动力学模型,并分析了模型中存在的轨道和姿态耦合影响.针对此强耦合、非线性系统,基于对偶四元数的李群结构设计了误差PD（Proportional Derivative,比例微分）控制律,采用Lyapunov（李雅普诺夫）方法分析了控制系统的稳定性,并指出其相比传统的轨道和姿态分别控制方法更有优势.仿真结果表明,该控制方法能够一体化控制航天器的相对位置和姿态,相对位置控制精度在0.01m以内,相对姿态控制精度在0.05°以内,这表明所设计的控制器有效可行.     

大型柔性空间结构的变结构模型参考自适应控制

将变结构控制与模型参考自适应控制相结合,应用于大型柔性空间结构(LFSS)的主动控制中。以LFSS的结构动力学变量为系统状态,建立了变结构模型参考自适应(VSMRAC)耦合主动控制系统,研究了高阶参考模型和滑态参数矩阵的选择方法。以对称型两板轨道空间站为例,进行了VSMRAC主动控制系统的数字仿真,结果表明VSMRAC系统在鲁棒性、快速性和工程可实现性方面具有优越性。     

大展弦比机翼流固耦合迭代求解模拟

基于某型变掠翼气动布局概念构型,结合适应于大展弦比机翼的复合材料结构设计,构建基于数据通讯的流动数值方法与结构有限元分析相互迭代的流固耦合分析平台,讨论布局在不同飞行条件下的机翼流固特性,解决大尺度结构气动弹性的耦合作用方式及准确计算的方法问题.算例结果表明流固耦合迭代求解计算方法高效、合理,较为准确地获得了大尺度结构变形后的布局气动特性改变特征,完善了特殊布局的气动特性仿真方法.     

改进的多目标粒子群算法综合激励受限的共形阵

针对激励限制下的共形阵功率方向图综合问题,提出一种改进的多目标粒子群优化(IMOPSO)算法.将共形阵列在激励限制条件下的综合命题,转化为激励优化和功率方向图赋形的多目标优化命题.IMOPSO算法通过引入多子群寻优、粒子聚焦距离优选、非支配解集修剪以及新生粒子微扰复制等机制,显著提高了传统多目标粒子群优化(MOPSO)算法所构建Pareto解集的优越性和散布性.IMOPSO算法成功用于12元微带柱面共形阵非赤道面的方向图综合,获得了不同约束条件下最优余割平方波束方向图综合结果集合,综合过程考虑了各阵元的互耦作用,为规划共形相控阵的激励限制提供了极有价值的参考.     

脉冲射流控制现象的自激-外激耦合模型

为了阐释脉冲射流控制中出现的频率依赖性、位置依赖性、条件同步性及强度依赖性这4种现象,在弱非线性稳定性理论的基础上,建立了一种简化的自激-外激耦合模型,用于近似描述脉冲射流流动控制现象.该模型由偏微分方程组构成,特定情形下可简化为常微分方程进行求解,通过将求解结果与脉冲射流控制的数值模拟及实验数据进行对比,研究发现:该...     

远地点发动机热防护模型

针对多参数、强热耦合发动机热防护模型修正的难题,通过分析系统的传热特点,提出热环境分级、热参数分类的单参数调试方法。通过分析传热关系,将系统分为两级热环境;在每级热环境中仅调节几个参数,减少了调试工作量。通过分析热阻网络,确定了待定参数;通过分析参数的影响程度,确定参数的修正顺序。以具有代表性的两颗导航卫星为研究对象,利用I-DEAS TMG软件对发动机热影响过程进行仿真。调试结果表明:热模型的精度控制在2℃以内,提高精度后的热模型可用来验证、指导热控设计。单参数调试方法的原理基于各参数对不同部件的影响程度不同,可经有限次调试快速获得高精度、稳定的结果。单参数调试方法可用于解决工程实践中的多参数耦合问题。      

某航空活塞发动机进、排气正时优化

利用基于仿真的遗传算法优化方法,对某型点燃式航空活塞发动机气门正时优化进行了研究。通过耦合发动机性能模型与modeFrontier专业优化软件,以提高发动机巡航工况下有效功率和降低燃油消耗率为目标对发动机的进、排气正时和进、排气持续期进行了优化。分析结果表明:相比于原机,通过优化进、排气门正时和进、排气持续期,发动机在巡航工况下燃油消耗率降低2.5%,功率提升7.3%;优化后的进、排气参数也可以提升发动机节气门全开时发动机的性能,减少飞行器的起飞滑跑距离。