具有多阶频率与振型约束的结构动力学优化设计

本文研究了在多阶固有频率约束的情况下,通过改变结构的尺寸进行结构动力学优化,使多阶振型的节点同时满足位置要求的问题。采用尺寸优化方法,首先建立了振型节点位置与结构尺寸之间的变量关系,然后在给定的约束条件下对结构进行优化,使结构不仅满足动力约束条件,而且使结构重量达到最小。优化实例表明,采用本文的方法,能够有效地解决工程结构设计中涉及到的一类具有多阶固有频率、振型节点位置要求的结构动力学优化设计问题。     

近地径向等质量共线三星库仑编队飞行队形保持研究

研究了近地径向等质量共线三星库仑编队飞行队形保持控制问题。针对三星库仑编队相对运动动力学的复杂性,运用绳系编队的建模思想,建立了径向等质量共线三星库仑力编队在地球同步轨道处的非线性相对运动动力学模型。考虑库仑编队动力学特性和环境干扰不确定因素影响,基于该非线性动力学模型,设计了地球同步轨道处的等质量三星库仑编队滑膜反馈控制律,在滑模控制中加入了线性反馈项提高控制器的稳定性和准确性,同时保证了编队整体的鲁棒性。仿真结果表明,该控制律能够使编队达到预期静态构型,具有良好的控制性能。     

绳系拖曳离轨模型及脉冲喷气控制策略的可行性

在空间绳网的绳系组合体拖曳变轨运动控制中,系绳张力控制策略需要有一套卷扬机构及张力检测控制装置,将增加机构的质量、复杂度和成本,并降低操作可靠性。提出仅利用拖船飞行器上的三轴正交喷嘴控制策略,可同时实现拖曳离轨中的相对运动控制和系统质心的轨道控制,而系绳张力只作为约束,推导了组合体拖曳离轨的三维空间运动动力学模型,给出了一种准霍曼拖曳离轨控制方法,完成了同步轨道废弃目标拖曳离轨方案的初步可行性仿真验证,并给出了拖曳过程的喷气力、燃料消耗量指标,可供空间绳网研究参考。     

一种基于动模态分解的翼型流动转捩预测新方法

考虑自由转捩的定常/非定常流动Navier-Stokes方程数值求解,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的精确预测均具有十分重要的意义。采用动模态分解(DMD)方法进行流动稳定性分析,再结合e N方法,提出了一套适用于翼型绕流的转捩预测新方法,称为DMD/e N方法。相比于传统的线性稳定性分析方法,DMD方法不需要求解附面层方程和线性稳定性方程,也没有引入平行流假设,具有更好的理论适用性和算法鲁棒性。开展了NLF0416、S809和SD7003等翼型的转捩预测数值验证研究,通过与实验结果以及与传统的基于线性稳定性分析的e N方法的比较,验证了本文所发展的转捩预测新方法在预测翼型的定常流动和非定常流动转捩方面的正确性,也表明了该方法具有解决含层流分离泡的翼型绕流转捩预测的能力。     

内埋武器高速投放风洞试验技术

在0.6m×0.6m量级亚跨超声速风洞开展了内埋武器弹射试验技术研究。研制的风洞双视角、高亮度光路系统和六自由度(6DOF)图像分析系统,可获得飞行器内埋武器弹射投放物全轨迹图像和气动参数。此试验技术可独立调节投放物弹射速度和角速度,并可保证弹射速度误差≤5%,角速度误差≤10%,重复率≥95%;新研制的高亮度光源系统使拍摄图像清晰度更高,模型迎角辨识精度≤0.2°,有利于模型运动轨迹分析;光路系统得到合理设计,便于使用双视角技术得到模型运动轨迹及6DOF数据。新技术已完成亚跨超声速、多体干扰复杂气动力条件下的风洞试验验证,各项参数均达到或优于已有技术指标,并多次为型号试验服务,满足飞行器内埋武器弹射投放风洞试验研究需求。     

NACA4412翼型低速绕流数值计算中湍流模型对比

使用Spalart-Allmaras(S-A)、SSTk-ω、Gao-Yong 3种湍流模型对NACA4412翼型低速绕流进行了数值计算,研究了尾迹流动松弛效应。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。计算中对翼型尾缘流松弛效应进行了分析,比较了翼型表面压力系数、速度剖面、雷诺应力等的分布,3种湍流模型总体上能够较好地模拟NACA4412翼型低速绕流。SSTk-ω模型对流动细节及升力系数计算最好,Gao-Yong模型对翼型平均速度剖面及雷诺剪切应力分布计算最准确。     

一种直升机运动模态中纵横向耦合分析方法

提出了一种定量分析直升机纵横向耦合特性的方法,包括运动模态中状态量间耦合作用的幅值特性、时间特性和积分特性。幅值特性描述耦合作用的相对强弱,时间特性描述耦合作用起增强/减弱作用的时间比例,积分特性描述耦合作用引起状态量发散/收敛的快慢。将该方法应用于“美洲豹”直升机悬停状态的典型纵向振荡模态,对比分析了该运动模态纵横向分离和纵横向耦合情况下状态量之间的耦合特性。分析发现,纵横向耦合使得横向速度和滚转角速度对俯仰角速度产生耦合,耦合强度是纵向速度对俯仰角速度耦合作用的近3倍,并加快了俯仰角速度的发散。纵横向耦合显著改变了该运动模态的耦合特性,进而影响了其稳定性。      

双列调心滚子轴承摩擦力矩的特性

基于滚动轴承的动力学理论,建立了双列调心滚子轴承动力学微分方程与摩擦力矩数学模型,采用预估-校正GSTIFF(gear stiff)变步长积分算法求解其动力学微分方程,研究了结构参数和工况参数对双列调心滚子轴承摩擦力矩特性的影响。研究结果表明:较小的内滚道密合度与较大的外滚道密合度有利于降低轴承的摩擦力矩;过大、过小的保持架兜孔曲率半径都不利于轴承摩擦力矩的降低,存在一个合理的保持架兜孔曲率半径使轴承摩擦力矩最小;保持架兜孔间隙对轴承的摩擦力矩影响较小,适当增大保持架引导间隙可有效减小轴承的摩擦力矩;适量的增大双列调心滚子轴承径向游隙有利于降低轴承的摩擦力矩。      

旋翼气动特性分析及直升机配平计算

以UH-60A直升机为例,建立了适合用于准确细致地描述旋翼气动特性和直升机配平的旋翼气动模型。分别将动量理论模型和该旋翼气动模型代入直升机全机飞行动力学模型中,对算例直升机进行了配平,并与试飞数据和参考模型结果进行了对比,验证了该模型有效且精度更好。在此基础上,分析了不同前进比桨盘诱导速度、迎角和升阻比的分布。结果表明:随着前飞速度增加,诱导速度分布更加不对称,桨盘侧倾加剧;大速度前飞时后行桨叶气流分离区域变大,在反流区内外迎角分布将发生突变;由于空气压缩性和反流区作用,大速度前飞时前行桨叶桨尖处与反流区内升阻比较低。      

大型商用运输机机翼增升构型水滴撞击特性计算

基于欧拉-拉格朗日数值模拟框架,发展了一套适合求解三维多体模型水滴撞击特性的计算方法.采用粒子统计与面积比率计算相结合的方式,实现了水滴收集率的高效精确预测.在常规粒径条件下,该方法计算结果与国外标模试验数据吻合良好.应用上述算法,开展了某大型商用运输机增升构型的水滴撞击特性数值模拟研究,计算结果显示:水滴在缝翼背面缝...