亚音速非共面机—尾翼组合体的非定常气动力计算法

本文以非定常涡环速度势函数为基本解,应用时间历程方法,计算非共面机一尾翼组合体的非定常气动力性能.这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法.本文介绍的方法,特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算.本文作者将在后续文章中,进一步介绍本计算法在飞机对大气紊流(离散突风和连续紊流)非定常动态响应研究中的应用情况.     

飞机对连续型大气紊流的动态响应

本文概要介绍作者近年在飞机对连续型大气紊流功率谱非定常动态响应计算方面的部分研究成果.本文在国内外首次将非定常升力面气动技术引入飞机对紊流谱的响应计算中,并建立了飞机响应谱及其统计特性的数值计算方法.计算表明,计入非定常气动力效应是十分必要的.利用本文叙述的方法,对两架假想样机进行了应用性考核计算,给出了考核意见.本文叙述的方法,可作为飞机抗紊流特性设计、分析或考核工具,用于飞机的设计实践.     

垂尾抖振响应工程计算方法研究

分析了突风响应计算与抖振响应计算在计算原理上的差异,并提出一种修改NASTRAN突风响应计算流程作为进行抖振响应计算的方法。该方法可以采用刚性模型风洞试验测得的参考点脉动压力数据作为输入激励,翼面运动产生非定常气动力贡献则可以突风响应计算中偶极网格法计算模块计算。在NASTRAN软件的基础上,应用DMAP语言进行SOL 146求解器求解流程的修改,实现了抖振响应计算程序的二次开发,实现了突风载荷计算的屏蔽和抖振激励载荷的表征和输入处理。算例验算表明了算法的可行性。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.     

基于预处理技术的扰动风对多段翼型非定常绕流作用的数值模拟

运用双时间推进法和动态嵌套网格技术对扰动风作用下的多段翼型非定常绕流进行了数值模拟. 首先, 结合预处理技术对麻省理工学院(Massachusetts Institude of Technology, MIT) 的翼型模型在扰动风作用下的流动进行数值模拟, 并运用其实验结果验证程序的正确性; 然后, 对多段翼型在周期性的扰动风作用下的非定常粘性绕流进行数值模拟, 得到非定常情况下气动力随扰动风变化的迟滞规律. 计算范围内的结果表明: 扰动风的频率越低, 幅度越大, 多段翼型整体上的气动力越大; 扰动风的频率越高, 幅值越大, 对多段翼型的气动力影响越大.     

高层建筑横风向风效应研究综述

高层建筑的横风向荷载及响应问题非常复杂,它与来流紊流、尾流和气动反馈3个方面的激励有关.虽然研究人员关注这一问题已有30多年,但迄今为止还没有形成被广泛采用的成熟的分析理论和方法,许多国家的规范中尚无相关的规定.国内外高层建筑横风向风效应研究成果主要分为3部分:横风向气动力的确定,横风向气动阻尼的识别和横风向等效静力风荷载的计算方法.风洞试验技术、数据拟合技术、参数识别技术是确定高层建筑横风向风效应的主要手段.通过分析国内外研究手段和方法的现状及优缺点,针对高层建筑横风向响应研究中存在的问题和不足,提出了应该关注的重点:高层建筑外形的复杂变化对气动力的影响、高层建筑横风向气动阻尼的识别方法以及形成机理和影响因素、等效静力风荷载计算方法和复杂形体超高层建筑顺、横、扭3种风荷载分量的耦合问题.     

基于CFD仿真的平板非线性气动力系统特征研究

为研究平板气动力系统的非线性特征,基于非定常雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程和SSTk-ω湍流模型,数值模拟了在单位位移激励下平板非定常运动的绕流场,获得了作用在平板上的气动力时程,并基于Volterra理论开展了平板非线性气动力系统识别.研究表明,本文建立的平板非线性气动力模型能对一定频率带宽和一定幅值范围的激励产生合理的响应;在本文研究的强迫运动位移幅值和频率范围内,平板非线性气动力模型响应没有表现出对振动幅值和频率的明显相关性,且其气动力的非线性效应并不明显,因而可以认为小攻角下的平板绕流属于气动力弱非线性系统.本文研究证明了CFD模拟在桥梁主梁气动力系统识别上的明显优势.     

小型二冲程汽油机排气动力过程的计算机模拟

根据非定常气体流动理论,建立了二冲程汽油机排气动力过程的数学模型,并用特征线法对其进行了模拟计算,压力波的数值解析结果与实测结果比较吻合,表明所用模型和计算方法正确,可用于指导设计二冲程汽油机的排气动力效应系统.     

风力机翼型非定常气动力分析(英文)

基于状态空间描述的Beddoes-Leishman动态失速模型,对风力机翼型进行非定常气动力分析.考虑到风力机翼型工作时的实际情况,在模型中忽略了可压缩性效应和起始于翼型前缘的流动分离.模型考虑了气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中两个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另两个用于描述后缘分离效应.采用模型对做简谐变桨运动的FFA-W3-241风力机专用翼型进行了非定常气动力分析.数值计算结果与实验值吻合良好,说明模型能较好地描述风力机翼型的非定常气动特性.将动态失速数值计算模块与已有的风力机气动与结构分析软件集成,利用软件对一台1.5MW变速变桨距风力机的发电工况进行了仿真.仿真结果表明,翼型的非定常气动特性对动态载荷计算结果影响很大,因此在风力机的设计过程中应该予以充分考虑.     

基于特征模型的PID控制器参数的满意解

本文提出一种通过PID控制器使系统同时满足暂态指标和稳态指标约束的满意控制设计方法.该方法避免了PID参数的图形和经验求解法.根据控制对象的特征参数模型,通过离散状态方程对原连续系统进行控制器设计.在控制系统的多指标约束下,将PID参数的计算转化为离散Lyapunov矩阵不等式,使用PID三个参数,配置系统闭环极点于指定圆形区域而使闭环系统具有较好的动态品质和一定的稳定裕度.积分器的引入,保证了闭环系统稳态无差.给使用计算机自动求解PID参数提供了新的方法,计算实例表明了该方法的有效性.     

高墩大跨刚构桥施工阶段的抗风分析

采用离散涡(DVM)及风洞测力方法,确定主梁静气动力系数.采用抖振时域方法,计算最大双悬臂状态时的抖振响应,与风洞试验结果进行对比分析,计算中阻尼系数由气弹模型实测阻尼比确定;由于气弹模型设计中阻尼比相似不能够实现,故修正计算结果,探讨阻尼比对抖振响应的影响;最后采用两种抗风分析方法——阵风系数法和抖振时域分析法,分别对结构进行分析计算.实例分析的计算结果表明,按阵风系数法得到的横桥向响应偏于保守.     

基于干扰观测器的二元机翼颤振抑制及阵风载荷减缓方法研究

针对大展弦比柔性飞机在飞行过程中面临的两类气动弹性问题:颤振抑制与阵风载荷减缓开展研究。首先,建立以飞行速度为时变参数的柔性二元机翼结构动力学模型。其次,提出了基于鲁棒预测控制方法的变参数柔性机翼颤振抑制;同时,引入干扰观测器对阵风扰动进行观测,以干扰估计作为抗干扰控制输入,实现阵风载荷减缓。然后,根据对偶原理,将控制器与观测器独立设计。运用极点配置方法,设计了离散系统干扰观测器。根据Lyapunov理论将变参数系统的鲁棒镇定与颤振抑制问题转换为极大/极小动态规划问题。通过线性矩阵不等式方法求解出相应的预测控制律,并证明了整个闭环系统的稳定性。最后,以某型柔性变参数二元机翼对象为例,进行仿真。结果表明,设计的鲁棒预测控制器可提高约20%的临界颤振速度,且阵风载荷减缓率达到90%。     

基于PSO的自抗扰飞行控制律参数优化方法

提出了一种基于粒子群优化(PSO)的自抗扰(ADRC)超机动飞行控制律参数优化方法.分析了自抗扰超机动飞行控制律的参数取值和调节问题,讨论了扩张状态观测器(ESO)中非线性函数的系数对系统性能的影响,并给出了系统的性能指标函数.在给定的参数范围内,采用标准的PSO算法对ESO中非线性函数的系数进行了参数优化,优化结果表明:这种算法可以按性能指标搜索到近似的最优参数.采用该算法得到的参数对超机动飞行控制律进行了数字仿真.仿真结果表明:控制律具有良好的动态和稳态性能,该参数优化方法是有效的.     

平尾偏转对飞机着陆滑跑性能的影响

为了考察平尾偏转角度对飞机着陆滑跑性能的影响,通过计算流体力学进行气动数据储备,利用多体动力学建模方法,建立了能够反映飞机气动特性随迎角和平尾偏角变化而变化的飞机着陆滑跑动力学模型,在不同的飞机平尾偏转工况下进行了着陆滑跑仿真计算。经过验证,该动力学模型能够较好地反映飞机着陆滑跑时不同平尾偏转角度下动力学特性,仿真结果表明平尾前缘下偏（拉杆）能够有效缩短着陆滑跑距离。     

载机干扰流场下的内装式空射火箭分离过程仿真

为精确模拟载机干扰流场下的箭机分离过程,综合运用多体动力学和计算流体力学的基本理论,提出了一种基于动力学仿真和数值模拟的仿真方法. 该方法通过建立载机、火箭和稳定伞的全尺寸实体模型,并在ADAMS中施加约束和驱动后进行可视化仿真. 火箭在载机干扰流场中的非定常气动力利用计算流体力学和动网格技术进行仿真计算,稳定伞的气动力通过克希霍夫运动方程进行推导. 针对影响箭机分离的关键因素进行仿真对比分析,结果表明该方法较准确地模拟了载机干扰流场下的分离过程,从而为内装式空射火箭的整体方案设计提供了重要的依据.     

大展弦比飞翼刚柔强耦合飞行动力学与控制

针对大展弦比飞翼布局柔性飞行器在刚体和弹性自由度动力学强耦合情况下的控制问题,对相应的强耦合动力学特性与相应的控制方法展开研究.采用自由-自由模态法表征飞翼刚柔运动之间的惯性耦合;采用偶极子网格法和有理函数近似法完成广义非定常气动力计算;应用线性二次型最优控制方法进行飞行机动与弹性变形的联合控制律设计.与无控情况相比,闭环控制可有效减缓飞行器俯仰方向的阵风扰动至原来的40%.研究结果表明,飞行器一阶弯曲模态短周期之间存在明显动力学耦合.设计的闭环控制律可使动态弹性变形量始终向有助于减缓扰动方向变化.      

飞机纵向非定常气动力建模与辨识

针对目前预测非线性非定常气动力状态空间模型求解复杂,考虑因素少的问题,提出了新的气流分离模型,建立了整合动态和静态气流分离特性并具有迟滞特性的非定常气动力模型。与传统的非定常气动力模型相比,该模型不用完成复杂的微分计算,降低了因微分计算造成的误差;同时,模型引入了新的影响因素-俯仰角速率,使模型物理意义更加明确;最后根据快速振荡风洞试验数据进行验证,结果表明:该非定常气动力模型能够描述气动力的迟滞特性,很好地拟合了风洞试验数据。