基于有限元网格重构的降落伞工作过程数值研究

以经典的C9圆伞为研究对象,用有限元模型描述该伞结构,定义其周围有限空间作为流场计算域,将全局坐标下载荷位移定义为流场域位移,实现有限流场域的运动。采用运动空间域代替固定的欧式空间域,并与降落伞结构实现了流固耦合计算。得到了丰富的流场、结构场信息及伞载系统的动力学响应曲线。将计算结果与试验数据进行比对发现二者基本一致,验证了此计算方法的可行性,为降落伞的设计提供参考依据。     

TSP系统全充满旋转减速伞运动特性的研究

末敏弹是新一代反坦克武器。该文对末敏弹系统全充满旋转减速伞的运动特性进行研究，首行从流体动能的概念引入降落伞的附加质量和附加惯性矩，从完整系统的广义欧拉运动方程建立降落伞的运动模型；然后与末敏弹系统完整的运动方程组联立求解。     

降落伞拉直过程的动力学仿真与试验

伞降回收是无人机回收的常用方式,降落伞的拉直过程作为伞降回收过程的第一步,具有至关重要的作用.降落伞拉直是通过火箭发动机燃烧产生的持续拉力牵引连接带,从而带动降落伞和伞绳,将降落伞从伞舱内拉出.基于非线性有限元理论,通过ABAQUS有限元仿真软件,实现降落伞拉直过程的动力学模型的建立,研究火箭在-50、20、55℃状态下对拉直过程的影响.结果表明:随着温度的升高,拉直时间变短,伞衣和伞绳的拉直长度变化不大,连接带和伞绳受到的最大拉力变大.并将仿真结果与55℃状态下的试验进行验证对比,试验结果与仿真结果比较吻合,可见该动力学模型适用于降落伞的拉直过程仿真研究.     

新一代飞船开启载人航天新篇章向世界一流迈进

正5月8日13时49分,由中国航天科技集团有限公司第五研究院抓总研制的新一代载人飞船试验船的返回舱成功降落在酒泉东风回收着陆场预定区域,这标志着试验船飞行试验任务圆满成功,也意味着中国载人航天事业开启了新的篇章。     

具有横向运动能力的圆形伞的设计

降落伞作为重要的减速工具，通常具备垂直减速能力，若其具备一定的稳定可控横向运动能力，将大大扩展降落伞的应用范围。伞衣上非对称开缝、开孔是实现平飞简单有效的方法。该文基于平面圆形伞设计了具有非对称孔、缝结构的伞型，并通过数值模拟方法计算对比流场结构、阻力系数和横向力系数等结果，验证其是否具备横向运动能力。通过计算可知，距伞底对应圆心角30°处环缝减速效果最佳。在此基础上，将伞的环缝长度缩短一半，并逐步加入径向孔，实现非对称开缝、开孔。在所有计算模型中，U形伞缝的设计会使降落伞的减速性能、横向运动性能有较大提升，同时伞随着迎角变化稳定性最佳。     

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.      

气动作用下高速列车响应特性研究

该研究的总体研究目标是弄清楚在气动作用下高速列车整车与关键零部件的动力学响应特征以及对运行速度提升后出现的新现象的规律分析与总结。前期主要研究工作是针对气动-轮轨联合作用条件下高速列车动力学响应分析建立分析方法与仿真模型,分析、整理与总结实车实测数据规律,发现新现象,为计算分析模型提供相关的验证数据与条件。后期研究主要是对分析方法与计算模型的改进、完善与检验,对出现的新现象规律进行总结。后期的4项研究内容为:(1)考虑流固耦合的列车刚体动力学分析模型研究;(2)考虑流固耦合的列车刚柔体动力学分析模型研究;(3)气动载荷作用下高速列车车体振动行为及动态响应研究;(4)关键结构疲劳可靠性分析。该研究主要阐述2013年度取得的主要研究进展与阶段性成果。针对上述研究内容,主要研究成果包括:建立了高速列车流固耦合、刚柔耦合仿真模型;建立考虑一系悬挂质量效应与车体弹性的动态响应仿真模型;提出了增量谐波平衡法与线性频响函数法相结合求解高速列车系统稳态解的方法及轨道动态不平顺模拟方法;分析了考虑轨道不平顺作用下,气动载荷对高速列车直线与曲线通过时的动力学响应的影响;获得了高速列车车体振动响应随运行速度的变化特征;对高速列车系统中的内共振现象进行解释与分析;研究了高速列车侧窗受交会压力波作用下的动态响应;分析了高速列车裙板结构在气动载荷作用下的动态响应及颤振行为。     

阻力伞-灵巧子弹系统气动及稳定性研究

为研究阻力伞-灵巧子弹系统空气动力学特性及气动特性对系统飞行动稳定性的影响,应用系统动力学和计算流体力学对非轴对称弹体外形进行了对比仿真,分析了子弹和阻力伞气动流场,与风洞试验进行了对比;为优化伞-弹系统气动特性,提高打击效率提供了数据支持,同时建立伞-弹弹道模型进行系统弹道仿真,归纳了气动数据、开伞时间对系统动稳定性影响规律.结果表明非对称外形对子弹气动特性影响不大,系统气动特性稳定,合适的开伞时间和气动参数对动稳定性有一定影响.      

基于Kriging模型的数据拟合及多场耦合动力学特性分析

航空发动机日益向高负荷、高效率和高可靠性的趋势发展,使得多物理场耦合问题越来越受到重视.以某型航空发动机压气机的叶盘系统为研究对象,采用循环对称分析法,建立了其单扇区三维流场和结构模型.考虑前一级静叶尾迹的影响,模拟了压气机内部的三维流场.基于Kriging模型实现了流场气动、温度载荷向结构场的传递,并讨论了气动、温度、离心力的耦合作用对压气机叶盘系统的疲劳寿命的影响.结果表明:利用Kriging模型进行多场耦合界面载荷数据的传递可以满足多场耦合动力学的计算要求.在低压压气机中,离心力载荷对叶盘系统的变形、应力起到主要作用,气动压强、温度载荷引起的弯曲应力可以抵消一部分离心力载荷引起的弯曲应力,但温度载荷会使得叶盘系统的最大变形增加.     

高速喷漆涡轮弹性耦合系统结构动态特性

为提高喷漆涡轮的性能、使用寿命和可靠性，将一类高速喷漆涡轮系统机架与转子间精密滚动球轴承用约束矩阵来描述，并将整个涡轮系统考虑成柔性、耦合双弹性梁，运用模态综合法建立了弹性动力学模型．考虑转子前后两端喷杯及底盘偏心，建立了双面离心力作用下的转子子系统广义力模型．在此基础上，研究了耦合系统固有频率和主模态等系统动态特性以及转子末端的动态响应，揭示出支承轴承对耦合系统固有频率及转子末端振动幅值的影响规律．试验验证了该耦合系统弹性动力学建模方法的正确．     

材料弹性对降落伞充气展开力学性能影响

降落伞充气展开过程涉及柔性结构非线性变形与流场的高度耦合。为研究不同弹性的纬向加强带对降落伞充气展开过程中力学特性的影响，该文基于流固耦合(fluid-solid interaction, FSI)方法对3种弹性纬向加强带构型的带条伞进行充气展开过程模拟，获得了充气展开过程中气动力、纬向加强带张力和伞衣应力分布等关键参数，分析了织物材料弹性对降落伞开伞动载以及局部受力情况的影响，并通过风洞试验对带条伞充气展开过程的气动力变化进行测试，验证了利用FSI方法预测降落伞动态力学及局部受力特性的可行性。仿真和试验结果表明：纬向加强带弹性模量对降落伞充气展开过程中整体气动力影响甚微，对于伞衣和纬向加强带本身的应力分布影响显著；采用与伞衣相同材料的锦丝纬向加强带能显著降低局部应力水平，相较于高弹性模量的芳Ⅲ纬向加强带，纬向加强带和伞衣的最大应力分别降低83.3%和22.8%。     

紧急制动工况下矿井提升机动力学特性研究

针对矿井提升机在紧急制动过程中存在的振动冲击及钢丝绳打滑问题,利用ANSYS和多体动力学软件RecurDyn建立落地式摩擦矿井提升机刚柔耦合动力学仿真模型,并搭建罐笼振动信号测试系统对仿真模型进行验证。在此基础上,利用仿真模型分析了恒减速紧急制动时由钢丝绳柔性特性引起的力矩传递延迟现象,并讨论载荷、制动减速度及制动曲线等提升参数对提升系统动力学特性的影响。结果表明:制动过程中系统的动负荷及制动曲线的变化率是引起提升系统产生振动冲击及打滑的重要因素;相比恒减速制动曲线和非恒减速制动曲线,提升机在制动时采用下降沿和上升沿带有斜坡的恒减速制动曲线可实现提升系统的快速平稳停车。     

LS-DYNA的ALE方法在飞船返回舱着落仿真中的应用

着陆是载人航天活动的关键环节,对返回舱在接近地面时的带伞着陆过程分析具有重要意义。该文对显式积分有限元软件LS-DYNA的ALE方法进行了初步研究,探讨了其中关键控制参数对计算结果的影响。用该方法建立了返回舱带伞着陆的有限元模型,包含空气、降落伞和返回舱,用相关试验数据对模型的有效性进行了验证。结果表明,计算得到的舱体速度和姿态角与试验结果基本吻合,建立的模型可用于返回舱带伞着陆过程特性分析、着陆工况确定和降落伞对着陆冲击的影响等问题的研究。     

基于CFD的风雨环境翼伞动力学建模

为研究风雨对翼伞飞行性能的影响,引入风雨环境翼伞动力学模型,在气动方程中加入雨膜、风荷载、雨荷载等影响因素。利用CFD技术模拟风雨环境:通过网格速度模拟风场,多相流模拟降雨,动网格模拟翼伞姿态变化,并求解时均Navier-Stokes(RANS)方程,对气动方程进行补充与验证,从而完成风雨环境的翼伞动力学建模工作。研究结果表明:CFD模拟结果与NASA经典风洞试验结果接近,验证了翼伞气动方程的合理性;所建模型能够较好描述翼伞在风雨环境下的飞行性能,为复杂环境下翼伞建模提供了新思路。     

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.     

滑跑无人机前起落架收放系统仿真及安全特性分析

为了给装备试验考核提供技术参考,研究前起落架收放系统在飞机起降过程中的动态特性,本文以某型飞机前起落架收放系统为研究对象,建立了起落架虚拟样机三维仿真模型;通过多体动力学和有限元仿真分析方法,研究了收放系统在气动载荷、重力以及作动筒载荷耦合作用下的可靠性和安全性。结果表明起落架收放系统的各个铰接点受力合理,其强度、刚度、模态频率以及稳定性满足相关指标。通过对起落架的仿真分析,为后续武器装备的考核提供了切入点和重点关注点,也为起落架收放系统性能评估及参数鉴定和优化提供了技术参考。     

风电机组动态分析适用风速模型

为研究风电传动系统气动耦合作用下的动载荷变化规律,提出了低频风和高频风描述的风速模型,并用窗口平均方法实现高频风截除和低频风提取。通过对低频风特性和方法特点的分析,证明了风速模型的有效性;通过对时间参数的影响分析,指出该风速模型具有良好的时间尺度性。该风速模型能有效应用于风电系统相关动态问题的研究。     

神舟七号披星戴月奔太空

北京时间9月25日21时10分04秒，我国航天事业又迎来一个历史性时刻。我国自行研制的神舟七号载人飞船在酒泉卫星发射中心发射升空。21时19分43秒准确进入预定轨道,在随后的飞行过程中，我国航天员将首次进行空间出舱活动。中共中央总书记、国家主席、中央军委主席胡锦涛亲临酒泉卫星发射中心现场观看飞船发射。     

漂浮式海上风电机组动力学仿真分析

通过计算机仿真技术,分析深海漂浮式风力发电机组的动力学特性.首先分别建立海上浮式平台的水动力学模型和基于动态入流理论的风轮空气动力学数值模型,然后将其施加到由“风轮-机舱-塔筒-系泊系统”组成的多柔体系统动力学模型上,并由Fortran语言编程计算,将分析模型和结果导入到ADAMS进行可视化及后处理,最后,以美国NREL基本型5MW风电机组数据为基础,对漂浮式风力机系统和近海的定桩式风力机系统进行动力学分析对比,研究结果表明:漂浮式海上风电机组在运行过程中,其浮式平台承受水动力而产生摇荡运动,气动载荷与水动力相互耦合对整机结构动力响应及功率波动有着明显影响.     

攻角效应对降落伞拉直过程影响的仿真模拟

降落伞的弹射拉直过程是降落伞工作的第一个关键动作，能为后续降落伞顺利充气创造条件。降落伞的弹射拉直过程一般处于飞行器尾流区域，尾流特性对该过程具有重要影响。开伞时飞行器的高度、 Mach数、攻角等均会对飞行器尾流造成影响，其中开伞时飞行器攻角是降落伞设计中的一个重要考虑因素。该文采用三维非定常Reynolds平均N-S(unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes,URANS)方程耦合六自由度(six degrees of freedom,6DoF)运动方程的方法，针对攻角效应对降落伞弹射拉直过程影响进行了研究。结果表明：攻角效应会显著改变飞行器尾流特性，与0°攻角相比，非0°攻角返回舱尾流呈现非对称流动特征，进而导致尾流方向与弹射初始速度方向不一致；非对称尾流会对分离体轨迹和姿态产生较大影响；攻角效应会导致分离体与尾流相对位置改变，从而影响拉直过程时间，即随着开伞攻角增加，弹射拉直时间减少。该方法和结论对于降落伞系统设计具有重要的参考价值。