FSAE赛车可调尾翼控制系统样机开发

可调尾翼控制系统是一项提高赛车弯道操控性和直道极速能力的最新技术。文章在赛车尾翼基础上基于比赛工况确定尾翼攻角组合,根据尾翼运动行程实现执行机构设计;基于嵌入式技术,实现可调尾翼控制系统的软硬件开发,通过车载传感器获取不同工况下车速及制动状态信息;通过控制器计算及逻辑判断,驱动舵机工作,使执行机构带动尾翼实现不同尾翼攻角,达到提升空气动力学性能、实现尾翼智能可调的目的。通过系统样机试验测试表明,根据给定工况的信号变化,系统样机能顺利实现3种尾翼攻角组合变换。FSAE赛车可调尾翼控制系统样机的开发具有一定的应用价值。     

两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响

为研究尾翼形状对双翼无伞末敏弹减速导旋性能的影响,分别对平板尾翼和S-C形尾翼结构末敏弹的气动特性进行研究。基于计算流体力学方法,获得了末敏弹气动外形的流场特性、表面压力分布和阻力系数、升力系数和转动力矩系数随攻角变化的规律。通过自由飞行试验对平板尾翼和S-C尾翼末敏弹进行了动态气动特性研究。数值计算结果显示,平板尾翼和S-C尾翼模型阻力系数在6～9间,其增阻效果明显;两模型升力系数均呈负线性变化,尾翼形状对升力系数影响较小;尾翼形状对转动力矩系数影响明显,平板尾翼几无转动力矩产生,S-C尾翼转动力矩相对较大并随攻角增加而减小。自由飞行试验表明,S-C尾翼结构自由飞行状态下增阻效果好于平板尾翼,并可使弹体获得转动力矩而维持稳定转速,能够实现稳态扫描运动。平板尾翼末敏弹自由飞行稳定性差。     

弧形折叠式尾翼机构可靠性仿真研究

本文以弧形折叠式尾翼机构为研究对象,利用机械系统动力学分析软件,在独立推导弧形折叠式尾翼张开过程的运动方程的基础上确定了失效模式的数学描述.利用Monte Carlo方法,在尾翼机构动态仿真的基础上,通过引入自定义函数和变量对弧形折叠式尾翼机构进行了可靠性仿真.     

无伞末敏弹稳定翼片流固耦合特性研究

以某结构双翼无伞末敏弹C型尾翼为研究对象,通过对其进行流固耦合计算,得到此类型尾翼的气动特性。结果表明,尾翼平面部分在气动力作用下仍保持平面形状,两弯折面发生弯曲。刚、弹性尾翼阻力系数及二者的偏差随攻角的增大而减小,在30°攻角时两种尾翼的阻力系数几乎相等。迎风面最大压力随来流速度的增加呈现递增趋势,相同来流速度时,大攻角下的最大压力大于小攻角下的最大压力。尾翼对称面背风面出现两个大小大致相等的涡,呈现蝴蝶状低压区。     

尾翼式无控火箭飞行稳定性研究

通过分析尾翼式无控火箭飞行稳定性概念及其影响因素,阐明了尾翼、弹径比、弹形系数对BL-1型防雹增雨火箭弹飞行稳定性的影响。提出了改进方案,并通过试验验证改进的有效性。     

火箭弹锥形运动的数学仿真与抑制措施

通过对卷弧形尾翼3种不同安装方式大长径比无控低速旋转火箭弹的气动特性进行数值计算,并进行六自由度弹道数值仿真,验证了火箭弹的锥形运动以及尾翼安装方式对锥形运动的影响,进一步证明了卷弧形尾翼采用反装让弹体反向滚转可抑制低速旋转无控火箭弹的锥形运动.     

近距耦合式上反与下反V形尾翼气动布局特性研究

针对某无人机所采用的近距耦合式V形尾翼布局,通过求解N-S方程的数值计算方法,得到了上反与下反V形尾翼气动布局的纵向和横航向力矩值.经对比分析表明,上反V形尾翼由于受翼身组合体的遮挡,随着迎角的增加气动效率下降较快;下反V形尾翼主要受翼身组合体的下洗作用,且下洗相对较弱,随着迎角的增加其横向静稳定性减弱,但纵向和航向静稳定性保持得很好.     

气球系统锚泊状态动力学仿真

气球系统锚泊状态由气球、左右两侧机械拉索、地面转动梁、气垫组成。风向改变时,气球通过机械拉索带动地面部件一起转动。运用Matlab/Simulink工具箱,可方便的进行系统建模,对气球系统抗风性能进行仿真分析,为气球系统设计与使用提供依据。     

大学生方程式赛车尾翼负升力特性有限元探究

由空气动力学套件产生的负升力对提高大学生方程式赛车的赛道表现有着重要作用,赛车尾翼是产生负升力的主要部件之一。使用有限元方法(computational fluid dynamics)对大学生方程式赛车尾翼的负升力特性进行研究。结果表明,在一定范围内尾翼产生的负升力数值随主翼攻角的增大而增大;大学生方程式整车流场中影响尾翼负升力的外界因素主要是车身遮挡物与前翼下游上升气流,尾翼的最大负升力损失达到40%;对尾翼分区域设计不同主翼攻角值有效提升了赛车尾翼产生负升力的能力。     

自旋尾翼鸭式布局导弹的滚转特性

分析鸭式布局导弹的滚转耦合机理,进行固定尾翼鸭式布局导弹和自旋尾翼鸭式布局导弹的风洞试验.实验结果表明,对固定尾翼鸭式布局导弹,当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时,在导弹上产生数值很大的反向诱导滚转力矩,使鸭舵难以进行滚转控制;尾翼自旋减小了鸭舵副翼偏转进行滚转控制时导弹上产生的反向诱导滚转力矩,使鸭舵能对导弹进行滚转控制.尾翼自旋是实现鸭舵/尾翼气动解耦,使鸭舵进行滚转控制的有效措施.     

过山气流低空风切变对野战火箭弹弹道特性影响分析

针对过山气流低空风切变的流动特点,基于位势流动理论,在地面坐标系上建立考虑地面摩擦及背风旋涡的过山气流三维风场分布模型。结合六自由度刚体弹道模型,以某122mm尾翼火箭弹为例,仿真分析了野战火箭弹在主动段受过山气流风切变影响的弹道特性变化。结果表明,过山气流低空风切变对野战火箭弹的飞行时间、射程、侧偏,落速及角运动均产生较大影响,其中对弹箭横向运动的影响较为显著;风场强度与野战火箭弹受风场的影响程度正相关;野战火箭弹在迎风坡与背风坡发射时,弹道特性的变化规律相反,且背风坡处发射时弹道特性的变化更明显;中低射角范围内,增大野战火箭弹的射角能够降低过山气流低空风切变对射程的影响,但侧偏所受的影响会相应增大。     

掠飞末敏弹滚转气动特性研究

为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对其进行了静态和自由滚转风洞实验研究,在此基础上,结合数值仿真和近似理论方法,分析了弹箭高速滚转运动对其气动参数的影响,并获得了不同马赫数下的平衡转速随尾翼结构参数的变化规律.结果表明:平衡转速随马赫数增加而增大,但变化斜率随马赫数增加有所减小;在相同马赫数下,平衡转速随攻角增加而减小,且变化规律具有非线性特性;增大尾翼根稍比、扭曲率以及后掠角均有利于提高弹箭平衡转速;弹箭在高速滚转状态下的气动特性与静止状态相比存在显著差异,除产生较大的偏航力矩外,还将导致俯仰力矩系数减小、压心位置前移等现象,这对提高尾翼弹箭飞行稳定性是不利的.      

汽车外流场CFD模拟

汽车的空气动力学特性很大程度影响着汽车的经济性、动力性以及稳定性。该文利用CFD方法对某款汽车的外流场进行模拟,模型模仿风洞实验,计算出该汽车的风阻系数和升力系数,并对尾部扰流板进行了改进,最终得到了满足设计要求的流场性能。     

市场信息失真的成因及辨析

造成市场信息失真的原因主要有两个方面 :一是由于客观因素造成的失真 ,它包括信息不完全 ,信息传递、时效失真等 ;二是由于主观原因如人为造假等造成的信息失真。要辨析好市场信息 ,重要的是要大力发展信息技术 ,加强法制建设 ,这样才能根除伪假信息的生产源。     

激光印字过程的数学描述及畸变分析

本文应用过程算符■和子过程算符■,描述了自行研制的激光印字机印字过程,指出了印字过程中文字信息的畸变函数,并以激光扫描系统为例阐述了该系统中文字信息产生的畸变,提出了消除畸变的途径,并给出了扫描位移曲线和校正前后的印刷实样。     

环锭纺纱线气圈的研究

用圆柱坐标系建立纱线微段的微分方程,用数值方法求解可获得气圈形态及其纱线受力的精确解。用解析方法建立气圈形态及其纱线受力的近似解析表达式,可反映气圈各参数对形态或受力的影响,其分析过程清晰、简捷的特点显著。两种计算结果的相对误差甚微。     

推行会计委派制能根治会计信息失真吗--浅谈会计信息失真与会计委派制

影响会计信息失真的因素是多方面的,用会计委派制来治理会计信息失真只是一种治标的方法.要想从根本上治理会计信息失真,应从完善企业现代制度、加强内部控制和监督机制建设、加强会计人员管理、加大执法力度等方面入手.     

一种新的综合鉴别滤波光学模式识别技术

设计了一种可在空域招待的综合鉴别滤波器（SDF），并将其应用于光电混合处理、光学模式识别系统中，采用频域执行SDF挑学滤波和空域执行SDF数字滤波相结合的方法，对输入场景中的三维目标进行实时、畸变不变识别。通过综合鉴别滤波的数值模拟和实时、畸变不变相关识别的硬件光学执行实验显示：该滤波技术可显著提高光学模式识别系统的识别效率，增强系统抗强背景噪声干扰的能力，从而改善系统的识别性能。     

PdY4团簇:Eb1系统的Jahn-Teller效应及其能级分裂

依据Jahn-Teller效应理论与量子理论,利用群论和对称性分析的方法探讨了具有C4v对称性构型的PdY4团簇的Eb1系统的Jahn-Teller效应及其相关问题.研究了PdY4团簇的电子态与声子态及其活跃声子态,构建了PdY4团簇的Eb1系统的电声耦合哈密顿量,借助么正平移变换计算出了畸变后的系统基态与激发态及其能量.结果表明:系统的Jahn-Teller畸变导致在系统的势能面上形成了2个对称性为C2v的势阱.无论系统处在哪一个势阱中,系统原初的二重简并的能级都将发生分裂,因此畸变导致系统能级的简并性完全被消除.最后,利用群论进一步探讨了系统的Jahn-Teller畸变方向等问题,发现畸变将导致系统从C4v对称性降低到C2v对称性,而畸变之后系统的电子基态应该是C2v群下的B1或者B2.