基于LMI的船舶主鳍/襟翼鳍鲁棒控制研究

针对随机海浪干扰、未建模动态和模型参数不确定性,建立船舶主鳍/襟翼鳍系统数学模型,基于线性矩阵不等式(LMI)的控制方法,考虑干扰抑制、控制器输出约束和模型不确定性的混合灵敏度问题,应用回路成形方法,设计了控制器,详细地分析设计中的权函数选择和灵敏度函数特性等问题,通过仿真验证了这一方法的可行性,所设计的船舶主鳍/襟翼鳍减摇系统不但可以有效地减小船舶横摇,而且系统具有很好的鲁棒稳定性,同时,满足主鳍/襟翼鳍的鳍角幅值约束条件.     

基于代理方法的带小翼翼型气动模型

为满足带后缘小翼智能旋翼气动弹性分析的需求,建立一种基于代理方法的后缘小翼翼型气动力计算模型。模型从小翼偏转后的翼型实际形状出发,对带偏转小翼的翼型流场划分C型网格,基于二维黏性N-S方程求解流场计算翼型气动力。为方便气动弹性集成分析,节约求解非定常翼型气动力的时间成本,以RBF模型代理翼型CFD方法计算非定常翼型的环量气动力,以薄翼型理论计算气动力的非环量部分。以对称的NACA 0012翼型和非对称的NACA 23012翼型风洞试验数据和模型的计算结果对比,充分验证了模型计算常规翼型和带小翼翼型气动力的精度,同时证实了模型对不同翼型形状的适应性。     

低雷诺数条件下增加机翼升力方法的风洞试验研究

二维机翼G-1是从在北欧海岸线上生活的白天鹅的翅膀上截取的、通过仿生学原理所设计的一款低雷诺数机翼,已被一些航空俱乐部的轻型运动飞机所采用。作为轻型运动飞机产生升力的主要部件,在起飞和降落时(低雷诺数条件下)需要增大攻角来弥补速度降低所损失的升力,同时为了避免攻角过大而使得飞机失速,则需要辅助装置来保持飞机的升力。本期风洞试验运用了两项"被动控制技术"来探索在低雷诺数条件下保持或增加机翼升力的可能性,一是使用双半三角形涡流发生器,二是加厚机翼后缘,使上下表面不连续。     

襟翼舵的敞水及桨后水动力性能研究

采用面元法对螺旋桨与襟翼舵相互干扰水动力性能进行计算,两者之间的相互干扰采用迭代处理.计算了敞水中襟翼舵与普通舵的法向力系数,并与试验值进行了比较.敞水计算结果显示,与普通舵相比,襟翼舵的法向力系数有了较大的提高,同时襟翼舵的转舵比对于襟翼舵水动力性能的影响比较大.在敞水襟翼舵的基础上,计算了螺旋桨与襟翼舵相互干扰的水动力性能.与敞水襟翼舵相比,桨后襟翼舵在相同舵角的情况下,法向力系数增大,但增加的幅度不同.还计算了襟翼舵在转舵比为1/4、进速系数为0.5时襟翼舵某剖面在敞水及桨后的表面压力系数分布情况.     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.      

浅谈腐蚀对CESSNA208飞机的影响

CESSNA208飞机最早由山东航空公司引进国内,主要从事航空物探、海上搜救等通用飞行作业.由于飞行作业特点以及运行时间长,遇到的腐蚀问题相对较多,作者通过襟翼滑轨、机翼接近口盖板和McCauley螺旋浆根部这三个典型的腐蚀易发生部位分析腐蚀的产生和危害.     

受控后缘小翼智能旋翼气动弹性分析

建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼的后缘小翼受控后,桨尖的挥舞/摆振/扭转响应都明显增加,且响应幅值基本随小翼的偏转角线性增加。对0.197前进比的前飞状态,以针对桨毂载荷的优化控制规律操纵后缘小翼偏转,挥舞与摆振响应变化不明显,震荡扭转响应的幅值明显增大。对于两个计算状态,挥舞响应与扭转响应收敛速度均比摆振响应快。     

某型飞机襟翼系统可靠性分析

根据某型教练机襟翼收放系统的具体情况,分析了该系统的可能故障模式,并以襟翼不能放下为顶事件建立了该系统的故障树。利用一种系统可靠性分析的新算法对该系统进行了可靠性定量计算,找出了该襟翼系统的薄弱环节,为外场检查维护工作提供了依据。     

二维翼型襟翼增升的数值模拟

为提高风力机的效率,缩短桨叶开发周期,应用新型LU隐式格式和改良型高阶MUSCL TVD格式,通过求解可压缩Reynolds平均的Navier-Stokes方程和q-ω低Reynolds数双方程湍流模型,数值模拟了NACA632-215翼型加45°襟翼及Gurney襟翼时,在0°到30°攻角范围内的流动,并与实验结果进行了对比.计算得到的压力因数与实验结果吻合很好.计算得到的翼型升力因数与实验值整体一致.对带Gurney襟翼的翼型,在计算中采用了一种近似的边界条件处理方法以简化网格生成.通过对大攻角工况下襟翼附近的分离流场进行分析,解释了翼型加襟翼能够增加升阻比的原因.