多刚体卫星转动惯量在轨辨识

惯量辨识需要精确的动力学特性,针对动力学特性不可忽略太阳电池阵转动这一状况,提出一种惯量辨识方法,用于卫星本体惯量和太阳电池阵惯量的联合辨识.在建立多刚体姿态动力学基础上,针对辨识变量的耦合特性,推导带约束的优化辨识模型,再利用约束最小二乘算法求解.最后通过仿真计算验证了辨识方法的可行性.     

一种星箭动态界面力识别方法

为获得卫星与运载火箭界面的动态载荷,提出了采用应变测量的识别方法:沿连接环表面设置测点,每个测点粘贴应变花测量该处应变,由升空过程中采集到的应变信号经理论分析即可辨识界面力。仿真分析证明,该方法对星箭界面动态载荷幅值的识别误差可达20%以下,能够满足工程需求,可对未来卫星力学环境识别的工程应用提供参考。     

Aerodynamic performance of owl-like airfoil undergoing bio-inspired flapping kinematics

Natural flyers have extraordinary flight skills and their prominent aerodynamic performance has attracted a lot of attention. However, the aerodynamic mechanism of birds' flapping wing kinematics still lacks in-depth understanding. In this paper, the aerodynamic performance of owl-like airfoil undergoing bio-inspired flapping kinematics extracted from a free-flying owl wing has been numerically investigated. The overset mesh technique is used to deal with the large range movements of flapping airfoils. The bio-inspired kinematics consist of plunging and pitching movement. A pure sinusoidal motion and a defined motion composed of plunging of sinusoidal motion and pitching of the bio-inspired kinematics are selected for comparison. The other two NACA airfoils are also selected to figure out the advantages of the owl-like airfoil. It is found that the cambered owl-like airfoil can enhance lift during the downstroke. The bio-inspired kinematics have an obvious advantage in lift generation with a presence of higher peak lift and positive lift over a wider proportion of the flapping cycle. Meanwhile, the bio-inspired motion is more economical for a lower power consumption compared with the sinusoidal motion. The sinusoidal flapping motion is better for thrust generation for a higher peak thrust value in both upstroke and downstroke, while the bio-inspired kinematics mainly generate thrust during the downstroke but produce more drag during the upstroke. The defined motion has similar lift performance with the bio-inspired kinematics, while it consumes more energy and generates less thrust. The unsteady flow field around airfoils is also analyzed to explain the corresponding phenomenon. The research in this paper is helpful to understand the flight mechanism of birds and to design a micro air vehicle with higher performance.     

超小型直升机动力学模型的建模、辨识与验证

为实现超小型直升机的自动控制飞行,需建立较为精确的动力学模型.考虑机体、主旋翼/稳定杆和尾桨间的耦合对飞行动态特性的影响,建立了AF25B型超小型直升机的连续线性时不变系统模型.设计并配置了机载设备,完成在遥控飞行状态下的飞行数据采集与存储.通过时域系统辨识方法,辨识了直升机在悬停状态下的模型参数,并对辨识结果进行验证和分析,表明所建模型能充分反映该型直升机悬停状态下的动态特性.     

基于试飞的直升机悬停状态地面效应

提出了一种基于试飞的直升机悬停状态地面效应研究方法,该方法在建立无量纲形式的直升机悬停需用功率模型的基础上,通过飞行试验实测直升机在不同重量和不同离地高度悬停时的发动机扭矩、大气条件等参数,利用参数辨识的方法确定无量纲形式直升机悬停需用功率模型中的相关空气动力参数及地面效应模型.采用本文所述方法可以方便地进行直升机有、无地效时的悬停性能拓展.     

基于Gauss伪谱法的临近空间飞行器上升段轨迹优化

综合考虑密度变化、声速变化、发动机推力变化及地球引力等因素对飞行轨迹的影响,研究了与实际飞行环境更加相符的临近空间飞行器燃料最优爬升轨迹。针对该问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,提出一种基于Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method,GPM)的求解策略。首先,依据气动数据特点,设计拟合模型对气动参数进行高精度拟合;其次,为避免间接法和传统直接法的缺点,将Gauss伪谱法和序贯二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)相结合,对存在边值及加速度约束的轨迹优化问题进行求解,获得最优飞行轨迹。仿真结果表明,在更为真实的飞行环境下,利用GPM和SQP相结合的方法可在5.83s获得一条精度为10-4～10-6左右的飞行轨迹。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

采用边界层外缘无黏流场数值求解三维可压缩定常Euler方程,将所得物面压力分布作为边界层外缘条件,用于边界层内跟踪流线的轴对称比拟工程算法,计算高超声速有攻角再入钝头体的表面热流。某钝双锥算例结果表明:算得的表面热流与实验数据吻合很好。该方法较纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场Navi-er-Stokes方程节省计算时间,对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有一定价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测的需要。     

复合材料板壳任意位置处载荷识别

提出了一种受载单元判别法,根据遗传算法生成的染色体所对应的载荷作用点的横、纵坐标和每个单元四条边间的几何关系,判断出集中载荷作用的单元,再根据力的等效分配原则,把载荷等效分配到所在单元的节点上,进而基于有限元分析和遗传算法自身优越的全局搜索能力实现作用于复合材料结构网格节点或单元内部任意位置处的载荷识别.与现有的神经网络识别法和有限元反分析法相比,该方法具有能够识别非网格节点处的载荷的优点,且仿真算例表明其识别精度更高.      

叶轮机械颤振稳定性工程预测方法在跨音风扇中的进一步探讨

通过求解雷诺平均NS方程并采用影响系数法,对三个基本正交模态的三维振荡跨音风扇叶片绕流问题进行了研究,并基于刚体运动假设和模态叠加法,得到了可用于叶轮机械设计阶段颤振稳定性评估的稳定性参数图。结果表明,跨音风扇内部,激波对非定常气动力的分布具有主导作用;通过对稳定性参数图的分析表明,在一定情况下振型对颤振稳定性有重要影响,应将其作为颤振稳定性设计的重要参数之一;跨音风扇和亚音低压涡轮的稳定性参数图对比分析表明,二者稳定性参数分布形式具有相似性。     

基于航行力学思想的坐标系研究

针对理论分析及工程实践对传统研究武器系统在多种介质环境中运动的学科提出的要求,提出了建立"航行力学"的构想。首先提出了航行与航行器的概念;其次将航行器在水中、大气中、外太空等不同介质环境下的坐标系及空间位置与姿态进行了定义;最后,讨论了航行器各坐标系的相互关系及转换,为初步建立航行力学理论奠定了基础。