基于CFD方法的俯仰静、动导数数值计算

应用时空二阶精度的隐式迭代NND算法,数值模拟了尖锥、钝锥、弹道外形和飞船返回舱等典型再入飞行器作强迫俯仰振荡的粘性动态流场,给出动态气动力和力矩系数的时间历程,在此基础上,运用积分法和奇异分解线性最小二乘法辨识静、动态气动稳定性参数,并与试验结果及半经验理论预测方法进行了比较,表明本文方法具有准确度较高、效率较高及适应性广等优点.     

关于空间样条以及利用空间样条构造曲面的几点引申

本文推导了用二阶导矢表示的空间参数三次样条函数 （p）_i（t）=（p）_i（0）（1-t）+（p）_i（1）t +（p）_i（0）t/6（1-t）（t-2）+（p）_i″（1）t/6（t²-1）并用这种曲线做基线和母线构造曲面。这种曲面能将直纹面包括在内。将这种曲面转换为直角坐标系下的双三次曲面,并令其中各型值点处的四阶混合偏导数为零,则得到满足重调和方程的曲面,也就是无外力的薄板的小挠度曲面。因此,对于小挠度曲面来说,用这种方程去拟合非常方便,只需利用建立三次样条函数的基本方程组求出各型值点处对自变量z和x的二阶偏导数就够了。     

多自主翼伞系统建模及其集结控制

当前对翼伞系统的研究主要集中在单个翼伞,但实际空投中一般需要使用多个翼伞,才能完成大量物资、装备的空投补给任务,而多个翼伞同时空投时,将会出现翼伞需要集结、相互间需要避免碰撞等在单翼伞空投时不存在的问题。现有的单翼伞系统已能通过GPS/惯导系统及其他板载传感器实现自主飞行,针对多个自主翼伞的空投任务设计算法,以控制下降翼伞之间的相互运动,实现多翼伞系统的集结和避碰。首先以质点模型为起点,通过引入新的独立变量,并将翼伞运动转换至风固定坐标系,使得单个翼伞质点模型降维为非线性降阶模型,进而得到多自主翼伞模型,在此基础上提出了一种集结控制算法,利用每个翼伞自身的状态信息和相邻翼伞的状态信息,采用势场法使得多翼伞实现集结并避免碰撞,最后一致地降落至地面。仿真结果表明多个自主翼伞实现了集结,减小了翼伞的着陆散布,降低了翼伞之间的碰撞风险,验证了该方法的有效性,可以为进一步研究多自主翼伞协同控制提供理论参考。     

基于时间谱方法的飞行器动导数高效计算技术

针对动导数计算工程应用亟需的高效、高精度发展目标,提出求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的时间谱方法(TSM)的全隐格式,以改善采样点数较大时的数值稳定性,并将TSM离散推广到Menter剪切应力输运(SST)湍流模型,以提高TSM的工程实用性。将TSM应用于数值模拟NACA0015强迫振荡,所得计算结果与试验数据和双时间步(DTS)方法的计算结果均能较好地吻合,验证了TSM对周期运动的模拟能力。采用发展的TSM对高超声速HBS标模和超声速Finner标模进行计算,并分析研究攻角和马赫数对动导数的影响规律。结果表明:对于周期运动,具有与DTS方法相当的计算精度,但TSM的计算效率会随来流马赫数的增大而提高,其效率优势在高超声速范围时可达一个量级以上。     

高阶精度有限差分方法几何守恒律研究进展

针对高阶精度有限差分格式的几何守恒律问题,系统梳理了国内外离散几何守恒律问题方面的研究工作,以有限差分格式离散后的自由流保持问题为切入点,综述了近年来课题组在有限差分离散几何守恒律方面的研究工作,包括守恒网格导数算法(CMM)、对称守恒网格导数算法(SCMM)等,并通过若干典型算例验证了几何守恒律的满足对高阶精度有限差...     

任意两个动坐标系中张量的运动描述间的关系

提出了用矢阵表示的张量对时间的相对导数的概念.研究表明,通过借助于矢阵概念,在涉及多个坐标系时,张量的相对导数得到了更加清晰和严格地描述.由此,并借助于反对称张量,给出了张量的一阶绝对导数和相对导数之间的关系式,并又进一步给出了张量的二阶绝对导数和相对导数之间的关系.结果表明,当运动需要分别在两个转动坐标系中进行描述时,由于张量的特殊性,其"速度"(广义的)合成和"加速度"(广义的)合成既类似于矢量的速度合成和加速度合成又有着本质的差别,为此还提出了关于张量的"速度"和"加速度"合成定理,特别是又进一步将它们推广到任意两个转动坐标系的情形.     

平飞模式机载双基地SAR动目标检测方法

提出了一种平飞模式机载双基地SAR地面慢速运动目标检测和参数估计方法.考虑到双基地SAR系统的特点,采用分数阶傅里叶变换(FrFT,Fractional Fourier Transform)技术对动目标进行聚焦,以提高动目标的信杂比.同时结合多通道杂波抑制干涉技术,进一步抑制地杂波并实现动目标参数的精确估计.从双基地SAR的空间几何模型和回波信号入手,推导了杂波对消时收发雷达载机所需满足的飞行条件和慢动目标参数估计的方法.最后通过计算机仿真,验证了该算法的有效性.     

基于混合Gramian的柔性航天器保结构平衡降阶

对于柔性航天器动力学方程的降阶问题,传统的内平衡降阶方法破坏了原方程的动力学结构.为了解决这一问题,提出了一种牺牲严格内平衡状态,而保留原系统动力学特性的近似内平衡降阶方法.该方法利用混合Gramian描述系统的模态价值,针对柔性航天器动力学方程的特殊形式,给出了混合Gramian的闭合解析解.该方法得到的降阶模型可以保留原系统包括二阶结构,对称和正定性在内的所有动力学特性.数值算例表明该方法不但可以达到与传统一阶内平衡方法相当的降阶精度,而且降阶速度有大幅度提升.      

基于POD降阶模型的气动弹性快速预测方法研究

CFD/CSD耦合数值模拟是解决复杂气动弹性问题精度最高的方法,但同时也是计算效率最低的方法。研究了气动弹性系统的时域POD降阶模型方法,并引入平衡截断技术进一步降低时域POD/ROM的阶数,从而有效克服了时域POD/ROM阶数过高的缺点。以AGARD445.6机翼为例,说明了时域POD/ROM建模的各个细节,并将其用于气动弹性动响应及颤振边界的预测。计算结果表明,POD/ROM具有接近CFD/CSD耦合计算的精度,同时又大大提高了计算效率约1到2个量级。     

基于CFD动网格技术的飞艇动导数计算方法

由于飞艇和飞机这两种飞行器在飞行原理、气动外形等方面都存在较大的差别,因此现有的飞机动导数工程估算公式和经验数据并不适用于飞艇动导数求解。为了解决上述问题,提出了一种新的基于CFD动网格技术的飞艇动导数计算方法。通过非结构化动网格技术,建立飞艇在流场中的强迫振动模型,采用有限体积法对N—S方程求解,研究飞艇在强迫振动中的气动特性变化规律,并基于数值计算结果求解飞艇的动导数。研究发现,得到的计算结果与风洞试验结果基本一致,表明基于CFD动网格技术进行飞艇的动导数求解是有效可行的。