平流层飞艇对转螺旋桨推进性能研究

为研究平流层飞艇对转螺旋桨安装参数对推进性能的影响,探寻其效率提升的内因,使用混合网格技术进行计算域离散,采用基于RANS方程和SST湍流模型的求解器,建立了多重参考系模型,通过与由片条理论和遗传算法优化所得结果对比,验证了数值方法的准确性.对以Clark Y翼型设计的对转螺旋桨推进性能进行了研究,分析了在不同前进比J和不同螺旋桨间距L情况下,对转螺旋桨推力系数、扭矩系数和效率的变化.结果表明,在产生相同推力的情况下,对转螺旋桨效率较单桨提高13.3%,综合扭矩仅为单桨的4.8%;随着L的增大,推力系数和扭矩系数均有所上升,当J=0.5时,效率最高;绝大多数情况下,综合扭矩低于9 N·m,对转螺旋桨前、后桨的推力比期望值为1.29.     

柔性飞艇主气囊干湿模态分析与影响因素

为了掌握柔性飞艇无约束状态下的模态特性,以25m平流层验证飞艇为基本分析对象,对其自振特性进行研究.根据充气膜结构的力学特点,基于柔性飞艇主气囊初始形状,通过充气压力静力非线性分析得到充气平衡形态位形和应力,利用兰索斯法进行模态数值分析.分析表明,影响柔性飞艇模态特性的主要因素为:壳单元与膜单元模型、拼接缝、不均匀质量分布、内外压差、尺寸、飞艇周围空气附加质量,且最后三者为重要影响因素;壳单元和膜单元模型频率相近且振型一致.对柔性平流层飞艇结构设计具有参考价值.     

柔性飞艇主气囊不稳定构型阶段力学性能分析

为了揭示柔性飞艇主气囊不稳定构型阶段的力学性能,首先基于迭代薄膜性能法(IMP)编制可分析薄膜褶皱的子程序,通过对比不同单元类型充气管变形结果,找出一种合理的单元类型进行不稳定构型主气囊模拟.在此基础上,以9m柔性飞艇主气囊简化模型为对象,对简化模型在不同约束状态下不稳定构型阶段外形及应力进行分析.研究表明:气压梯度和模型约束是柔性飞艇主气囊在不稳定构型阶段力学性能的重要影响因素,模型从稳定构型到不稳定构型阶段开始的一段时间,形状变化不大,中间阶段模型发生较大的形状改变.不稳定构型阶段在约束部位较稳定构型时更容易发生强度破坏.研究结果对柔性平流层飞艇主气囊结构设计具有参考价值.     

壳体辐射物性参数对平流层飞艇热特性影响的研究

建立了飞艇的传热数学模型，包括热平衡方程，太阳直射辐射、天空散射辐射、地面反射辐射、大气长波辐射、地球长波辐射、对流换热，以及飞艇内表面之间的辐射换热等。在此基础上，对平流层飞艇悬浮过程中壳体和浮升气体的温度变化进行了数值模拟，得到定点悬浮过程中平流层飞艇壳体的三维温度分布和飞艇浮升气体昼夜变化规律，重点分析了壳体辐射物性（太阳吸收率和发射率）对浮升气体温度昼夜变化和飞艇壳体温度分布非均匀性的影响，从而便于计算和分析由热问题引起的壳体应力，为飞艇壳体的选择和设计提供依据。     

平流层飞艇变质心姿态运动仿真

针对平流层飞艇工作高度空气密度低,飞行速度低的特点,提出了变质心姿态控制的方案。在机体坐标系下,采用牛顿—欧拉方法建立了浮空器的动力学方程,并分析了变质心动力学模型的特性,给出了质量滑块的参数化驱动方法。采用了ADAMS动力学分析软件,进行了不同飞行条件下的变质心动力学仿真。仿真结果显示了滑块质量、位移、速度以及飞艇速度等条件的改变对姿态控制的影响,结果表明:滑块的质量比和移动距离是影响变质心姿态控制能力的主要因素,滑块的速度决定系统的响应特性;变质心操纵能力不受飞行速度的影响,因此在低速飞行时具有很强的适应性。     

近地空间伪卫星定位系统浮空器节点构型分析

为了提高近地空间伪卫星定位系统的定位精度,针对其中对定位精度影响较大的浮空器布站方式,采用了数值仿真方法进行了分析.仿真模型将浮空器布设成正方型和"Y"型,分别布设在不同的高度和距离上,从而得到不同的GDOP(几何精度因子)和PDOP(空间位置误差系数).分析结果表明,如果浮空器以正方形布设,地面用户定位的GDOP值的...     

飞艇升空过程超压控制可视化仿真

基于Vega与Creator平台研究了飞艇升空过程中飞艇超压控制的三维可视化仿真技术,建立了飞艇升空过程的数学模型与适合研究飞艇升空过程中超压控制的大气模型,并在Creator平台上开发了飞艇的实体模型.基于所建立的数学模型和实体模型,在VC6.0环境下完成了飞艇升空过程超压控制可视化仿真系统,给出了可视化的仿真结果.通过仿真试验分析,结果表明数学模型可行,在设置的超压控制策略下飞艇对环境有一定的自适应能力,能够比较平稳地升到所设定的高度.     

基于信息融合的大飞艇自适应姿态解算算法

现有计算大飞艇姿态角的平衡滤波算法虽然融合了加速度和角速度信息,但其未对加速度的适用条件进行分析,从而导致了积累误差和动态解算准确性问题.针对该算法的不足,提出了根据飞艇的不同运动状态来调整姿态解算算法的融合加速度和角速度数据的自适应姿态解算算法,并通过Matlab实验验证了算法的有效性.实验结果表明,该算法有效地解决了平衡滤波算法的不足,通过引入SMV(signalmagnitudevector,信号量向量),使大飞艇的运动状态得到了准确判断,从而使积累误差问题得到了有效改善,同时提高了大飞艇的动态解算准确性.     

老化与折皱损伤对飞艇囊体材料单轴拉伸力学性能影响

采用户外暴露试验模拟飞艇囊体材料的自然老化,利用耐揉搓性试验模拟飞艇气囊在加工、运输、储存、收放和服役过程产生的折皱损伤,研究了飞艇囊体材料Uretek3216-LV在短期老化和折皱损伤作用下的单轴拉伸性能退化规律。通过试验数据分析,得到了短期老化和揉搓次数对单轴拉伸强度以及拉伸弹性模量影响的曲线。结果表明:随着老化时间的增加,材料经、纬向的单轴拉伸强度有所降低,但拉伸弹性模量略有增加;随着揉搓次数的增加,材料的单轴拉伸强度和弹性模量均明显降低;当老化和揉搓共同作用于材料时,随着揉搓次数的增加,老化时间对材料单轴拉伸力学性能的影响逐渐减弱。研究结果可为Uretek3216-LV材料应用于飞艇气囊的结构设计与分析提供重要依据。     

飞艇森林巡防轨迹跟踪的滑模控制

为实现无人飞艇在森林巡防时的轨迹跟踪控制, 针对飞艇飞行运动的非线性、 耦合等特点, 提出一种滑模控制方法。基于牛顿第二定律等定理推导飞艇巡防飞行的精确数学模型, 并通过选取状态向量和控制向量, 将其数学模型描述为非线性控制系统。通过泰勒级数展开将非线性系统简化为线性系统, 并设计滑模控制律, 同时采用饱和函数的方法抑制了滑模控制中的抖振问题。基于Lyapunov稳定性理论证明了所设计控制系统的稳定性。仿真结果表明, 该方法的轨迹跟踪效果较为理想, 可实现无人飞艇对期望轨迹的精确跟踪。