高科技旋翼飞机

美国德州的卡特飞机公司研制成功一种能像直升机一样垂直升、降并能进行低速飞行的新型飞机——旋翼式飞机。该机除具备了直升机的优点外,还同时具备了现有飞机的高速、高效、长行程、高纬度等各种优点。这种高科技旋翼飞机堪称是直升机和固定机翼飞机有机结合的产物,将有别于现有的飞机,其垂直起飞高度可达30m,飞行高度13700m,时速645km/h。因可实现垂直降落,无需常规跑道,最初设计可载5人,改进后可乘坐35人。     

无自动倾斜器旋翼分析

桨盘上的非定常气动力、旋翼-机身之间的相互干扰导致直升机在飞行的过程中遭受到过多的振动。长时间高水平的振动会降低直升机的整体性能,减少直升机动力系统的结构寿命。建立了刚性常规旋翼的配平模型,并对无自动倾斜器旋翼的基准设计和优化设计方案进行了耦合配平仿真分析。在此基础之上,以黑鹰UH—60的机身为研究对象,对其进行了强迫振动响应分析。分析结果表明,随着前进比的增加,桨叶总距和周期变距的绝对值增加;桨盘入流先减小后增加;作用在直升机桨毂上的载荷幅值有所增大;经过优化设计后的无自动倾斜器旋翼在一定程度上降低了桨毂载荷。     

无人直升机自抗扰自适应轨迹跟踪混合控制

为满足无人直升机高精度轨迹跟踪的控制需求,并降低直升机动力学模型误差对飞行控制器飞行控制效果产生的影响,提出自抗扰自适应直升机混合控制.该控制器的内环控制采用模型跟随自适应控制,通过使用动量反向传播算法(MOBP)对该内环控制参数进行实时优化.通过使用自抗扰控制(ADRC)对直升机的水平速度进行控制.仿真结果表明,该混合控制器能够实现直升机对预定轨迹的跟踪.相对PID和级联ADRC控制,该控制器具有更好的抗扰性和鲁棒性.通过在200 kg级的专业植保无人直升机XV-2上搭载所提出的控制器,使其自主飞行轨迹跟踪控制的均方根误差在0.6 m以内.     

具有参数不确定性的欠驱动四旋翼无人飞行器的非线性控制器设计(英文)

针对具有参数不确定性的欠驱动四旋翼无人飞行器,设计了一种非线性飞行控制器.该控制器主要采用非线性鲁棒以及在线参数估计算法.利用基于李亚普诺夫稳定性分析方法,证明了这种控制器可以使四旋翼无人飞行器的x,y,z方向的位移跟踪参考轨迹,偏航角ψ稳定到任意点,并且达到全局最终稳定的控制效果.同时相对于一般的滑模控制算法,本文提出的控制器消除了颤振现象.数值仿真结果表明,本文提出的控制设计具有良好的控制效果.     

基于八占位法的直升机旋翼升力建模研究

为建立实时性和精度高的直升机旋翼升力模型,基于动量-叶素法,以理想扭转型桨叶为例,给出了旋翼诱导速度的计算模型.在考虑桨叶挥舞运动的前提下,利用八占位法和给出的诱导速度模型,以桨尖安装角为人工输入,提出了有初值的关于旋翼升力、机身速度和诱导速度的迭代计算流程.实验结果表明:将实际飞行数据和利用该计算流程生成的仿真曲线相对比,二者机身的滚转特征曲线具有相同的走势,旋翼系数曲线又具有较高的拟合度,并且各动力学仿真参数能够随着人工输入迅速合理地作出响应,从而分别验证了该旋翼升力模型的可靠性、精确性和实时性.     

植保无人飞机的抗风能力测试系统的研发

针对抗风能力是衡量植保无人飞机飞行稳定性、安全性和喷洒作业质量的重要指标,研发了基于变频控制技术的植保无人飞机抗风能力测试系统.该抗风能力测试系统包括轴流风机总成、液压升降平台、变频控制装置和气流场监测装置等4个部分.气流场监测采用网格化测量方法,使用风速传感器测量各节点的风速,采集了不同频率和不同离地高度下风机制造的各节点风速和风向.试验结果表明:在自然风速低于3 m·s~(-1)的情况下,该抗风能力测试系统能生成长约5 m、直径约3 m、风速带离地高度为3～7 m的可调横向侧风圆柱形气流场,且风向一致,可满足植保无人飞机抗风能力测试试验的需要.     

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。     

声学各向异性介质中的S波

声学VTI介质是人为定义横波在对称轴方向的速度V_S0的一种模型。传统理论认为当V_S0=0时可以消除横波能量。论证声学VTI介质的存在,并讨论其特殊的性质,可以看到在声学VTI介质中SV波的相速度和群速度并不是恒为零。用高阶交错网格有限差分方法对不同的声学VTI介质模型进行全波场模拟,同时计算V_s0取不同值时的群速度和相速度x、z分量。通过对比分析得出波现象：SV波在垂直方向传播时其极化方向是平行于P波传播方向的;由于邻近方向能量的聚集,在对称轴附近SV波的振幅会有较大的值;P波和SV波的群速度的值在某些方向上可以很接近甚至相等。     

声学各向异性介质中的S波

声学VTI介质是人为定义横波在对称轴方向的速度V_S0的一种模型。传统理论认为当V_S0=0时可以消除横波能量。论证声学VTI介质的存在,并讨论其特殊的性质,可以看到在声学VTI介质中SV波的相速度和群速度并不是恒为零。用高阶交错网格有限差分方法对不同的声学VTI介质模型进行全波场模拟,同时计算V_s0取不同值时的群速度和相速度x、z分量。通过对比分析得出波现象：SV波在垂直方向传播时其极化方向是平行于P波传播方向的;由于邻近方向能量的聚集,在对称轴附近SV波的振幅会有较大的值;P波和SV波的群速度的值在某些方向上可以很接近甚至相等。     

横场下Ising变磁体的基态性质

采用平均场理论研究了横场下双子晶格Ising变磁体的基态磁性质,计算了基态能量、纵向交错磁矩、纵向磁化率、横向磁矩等重要物理量·分别计算了施加不同横向磁场Ω时纵向交错磁矩ms,z0,纵向磁化率χt,z0和横向总磁矩mt,x0随纵向磁场的变化·结果表明,横向磁场的作用使系统的自旋由与平面垂直方向朝着与平面平行方向偏转,从而阻碍了自旋沿与平面垂直方向的反转·给出了纵向磁场h与横向磁场Ω平面的基态相图,确定了三相点的位置为hi=0 3578,Ω=0 7156·计算表明,在横向磁场较小而纵向磁场较大时,系统发生一级相变;在横向磁场较大而纵向磁场较小时,系统发生二级相变;横向磁场对Ising变磁体的基态...     

基于蒙特卡洛仿真的高空尾涡运动特性

飞机在飞行过程中形成的尾涡流场是飞行安全重要影响因素.为研究飞机尾流在12500 m以上高空空域对下方飞机造成的影响,基于尾涡仿真快速计算模型建立了尾涡物理模型,采用蒙特卡洛方法对不同飞行高度处尾涡涡核的下沉高度进行仿真实验,分析了高空与中低空的涡核下沉高度差异性;然后计算不同飞机质量及大气湍流度下的高空尾涡涡核下沉高度,并对高空尾涡涡核下沉高度的影响因素进行分析.研究发现:与中低空相比,高空尾涡涡核下沉高度有所增加,平均增量为42.4～49.7 m;减小飞机质量可以降低垂直高度上的尾涡影响范围;当涡流耗散率超过1.2×10-4 m2/s3后,高空尾涡涡核下沉高度的变化较为缓慢.研究结果为高空尾流垂直间隔缩减研究提供参考.     

多飞行模式垂直起降无人机过渡飞行控制策略

垂直起降无人机飞行模式转换时的飞行控制策略对于保证无人机安全可靠地飞行至关重要.对尾座式垂直起降无人机过渡模式的飞行控制策略进行了深入研究,提出了最快模式转换定高控制策略,并利用模拟分析和实验的手段对比了该策略、经典比例-积分-微分(PID)控制策略和最快模式转换控制策略的飞行效果.最快模式转换定高策略优化了转换速度和高度变化两个飞行参数,同步了俯仰角达到巡航攻角的时间和飞行速度达到巡航速度的时间,保持了无人机在模式转换过程中竖直方向的受力平衡.模拟结果表明:最快模式转换定高控制策略比经典PID控制策略和最快模式转换控制策略的时间分别缩短了0.98和0.48 s,高度变化量分别减小了2.27和0.91 m;最快模式转换定高控制策略的飞行控制效果明显优于经典PID控制策略和最快模式转换控制策略.所提出的控制策略解决了尾座式垂直起降无人机飞行模式转换时的掉高问题,能够保证无人机在过渡模式下快速平稳地实现飞行模式转换.     

厂区天然气泄漏扩散的数值模拟研究

根据危险性气体空间泄漏扩散的特点,对厂区天然气等危险性轻质气体泄漏扩散运动进行了数值模拟,着重研究了大气风向风速、泄漏射流方向和泄漏时间对危险性轻质气体(天然气)空间泄漏扩散浓度场和危险性区域的影响.其中大气主导风的风速对气体扩散浓度和扩散危险性区域有很大的影响,如等值线图模拟的条件下,在x方向上,风速v=0.5 m.s-1比v=5.0 m.s-1条件下危险性区域大155 m.     

侧伸式搅拌槽中叶轮区的局部速度

采用φ2m×4.2m侧伸式搅拌槽,研究了搅拌器在0.6m水位时的最佳安装位置下(三桨均匀分布,最佳偏转角βopt=10°,垂直夹角α为6°,推流桨安装高度h为0.75D,推流桨伸入长度与推流桨直径之比L/D=1.44)的局部速度。结果表明:搅拌槽内流体流速仅在槽内桨叶排液区较大;与立式推流桨的流场(轴对称,双峰值)相比,无论单桨还是三桨,侧伸式推流桨的流场不是沿轴线对称的;三桨同时启动时叶轮的排出流量准数Nqd为0.665,并外推得到单桨排出流量准数约为三桨排出流量准数的91.0%;在竖直方向上,叶轮排液区合速度和轴向速度的均值变化在左侧与右侧一致,而在叶轮上半部分与下半部分不对称;实验回归出单桨合速度与轴向距离的关系是V*=0.402Y*-0.151,三桨同开时V*=0.454Y*-0.049。     

热力场论导引

目的 改进傅里叶定律q=-λ▽T使之适用于非稳导热,在热力场中创建相关的非稳导热方程.方法 建立热力场基本场量——矢量温度Θ(x,y,z,τ)积分表达式(δ)Θ/(δ)l =∫lm(δ)/(δ)l (▽T)dl.,改造傅里叶定律成为新导热定律q=-λ▽T+λ-m∫lm(δ)/(δ)l (▽T)dl.结果 由新导热定律出发,创建非稳导热方程——热扩散方程▽2T=(δ)2T/(δ)τ2+m-1/l(δ)T/(δ)τ.结论 分析热扩散方程的精确解——动态温度分布函数T(x,τ=x0/l(1-x2/l2)m-3/2▽T+T0,得到3个结论:1)热扩散速度u=ma/√2maτ+l20为有限值且随时间τ衰减;2)热扩散场中存在瞬变"热库"l0;3)熵增原理和熵增长率的表达式跟热力场的第四维坐标或其倒数线性相关.     

风送荷电喷雾特性试验

为研究风送荷电喷雾在空间的粒径分布和沉积特性,设计了一种风送荷电喷雾试验装置,包括雾化装置、荷电装置、风送设备以及相应的测量设备.首先对轴流风机改造前后的气流速度进行了对比,然后探讨了雾滴的荷质比和云电流与电压的关系,最后研究了荷电与非荷电状态下,喷嘴轴线上的雾滴粒径和沉积质量的分布规律,以及轴线上距喷嘴出口2.0和3.0 m,沉积质量沿水平径向(y方向)和雾滴粒径沿垂直径向(z方向)的分布特点.研究结果表明:改造后的轴流风机产生的气流轴向速度增大,有助于增加喷雾射程;雾滴的荷质比与云电流随电压的升高而增大;荷电与非荷电情况下,雾滴粒径与沉积质量均随轴向距离的增加先增大后减小,呈现单峰分布;荷电雾滴沿垂直径向的粒径分布关于轴线呈现出较大的不对称性,即小雾滴在轴线上方,大雾滴在轴线下方;荷电雾滴沿轴向(x方向)和水平径向(y方向)的沉积范围较广且均匀性较好.     

含氮气煤体超声各向异性特征实验研究

探讨含气煤体超声响应特征可为利用超声技术在煤岩物性特征测试中的应用提供依据。利用自主研发的煤储层物性特征实验系统,选取平煤八矿己_16-17煤层煤样,制备平行层理与面割理（x）、平行层理垂直面割理（y）和垂直层理（z）等3类煤样,对含氮气煤体在不同气体压力及不同吸附时间下的超声特征进行测试。实验结果表明：（1）轴压恒定时,随着围压增加,煤的弹性波速度不断增加,煤体抽真空状态下的纵、横波速度略大于常压下的波速;（2）煤柱从负压状态到注气吸附状态,随着注气时间的延长,波速先下降,然后缓慢升高;（3）轴压和围压不变时,随着气体压力的变化,纵波和横波速度均有所增加;（4）平行层理与面割理、平行层理垂直面割理和垂直层理方向各向异性明显,但超声响应规律基本一致;（5）煤样纵波和横波垂直、平行层理方向各向异性程度与吸附时间的关系差异明显,纵波各向异性程度对吸附时间更加敏感。     

基于一致性算法的无人机协同编队避障研究

基于人工势场方法,提出了一种双向网络连接结构的多无人机一致性避障控制算法。该算法能够有效避免无人机之间以及无人机与障碍物之间发生碰撞,实现协同编队飞行,完成任务。将所提出的一致性算法与"长机-僚机"控制策略结合起来应用到编队控制中,能够避免无人机之间以及无人机与障碍物之间发生碰撞,确保无人机编队收敛。文中以3架无人机构成正三角形编队作为控制对象,以长机飞行轨迹作为期望路径,僚机跟踪长机保持正三角形编队飞行,且无人机之间以及无人机与靠近障碍物内侧的僚机与障碍物保持安全距离,长机和僚机在水平面具有相同的前进速度和航向角速率,在垂直方向保持相对距离不变。通过仿真实验验证了所提出的控制算法的有效性,对工程应用具有一定的借鉴意义。     

天山天池一次强降水过程中的地形效应

2010年6月22日至23日,新疆天山天池发生了一次特大暴雨过程,6 h累积降水量高达124 mm。利用WRF中尺度数值模式对本次强降水过程进行数值模拟,探讨了天山地形在本次强对流过程的作用。结果表明,控制北疆地区的西北气流遇博格达山脉阻挡,除了一部分西北气流以12 m·s-1的速度沿迎风坡爬升之外,另一部分偏西绕流因为狭管效应以18~24m·s-1速度沿山体西侧绕流爬升,两支气流在山顶汇合造成的对流增强为本次大暴雨过程的发生提供了动力条件。由于地形阻挡和狭谷效应,博格达山西坡上低层偏西气流的垂直分布随高度递减,造成山坡上水平辐合增强,对应的气旋式涡度进一步加强,最大值达136×10-5s-1,有利于降水量增加。高低层风场配置相反,垂直风切变加强,有利于强对流的发生。东北偏东方向移动的多单体系统受博格达山西坡地形阻挡抬升与局地生成的对流单体合并,是本次天池发生大暴雨过程的主要原因。     

鸟撞飞机风挡数值模拟研究

目前,鸟撞是威胁航空安全的重要因素之一,飞机风挡抗鸟撞是飞机安全飞行的重要保证。首先介绍了鸟撞飞机风挡的研究现状,利用LS-DYNA3D对鸟撞飞机风挡进行数值模拟,通过建立飞机全尺寸圆弧风挡模型及鸟体简化模型,计算得到风挡结构的变形、位移、有效应力、可能发生破坏的位置、鸟体水平与垂直方向速度、加速度等数据结果。仿真结果表明,鸟撞飞机风挡是发生在毫秒量级的非线性冲击动力学行为,整个撞击过程约5.6 ms,在T=1.8 ms时刻,风挡承受的有效应力最大,为8.304×10~7Pa,鸟体垂直方向加速度达到1.5228×10~4m/s~2。同时,通过选取风挡三个网格单元,得到位移及有效应力变化历程,综合考虑位移和应变结果可知风挡正中心为受到鸟撞后最危险的部位,利用数值模拟方法进行鸟撞风挡分析,可减小时间成本,提高分析问题工作效率,为飞机风挡鸟撞适航验证提供更有效的方法。