均匀风下帆船的操纵可控区

针对不同风力作用下的帆船安全航行问题,基于三自由度帆船运动数学模型,研究帆船在均匀风作用下的航向稳定性.以12 m型帆船为例,理论分析帆船水线上的气动力和力矩与水线下水动力和力矩的平衡作用,计算在不同舵角下操纵不同帆攻角时的风速限界线,获得不同帆攻角下帆船的操纵可控区.根据计算结果分析影响帆船操纵可控区域的因素以及在该区域内帆船直航各参数之间的关系,并提出合理的帆舵操纵建议,增强帆船的抗风能力,旨在为帆船驾驶人员根据海况操纵帆舵提供理论依据和数据参考.     

强侧风下客车在不同路况运行的气动性能比较

基于三维、非定常N-S方程,采用动网格技术对青藏线客运列车在强侧风作用下运行进行模拟,得到客车分别在桥梁、路堤、路堑及平地上运行所受到的气动力及力矩。将客车在路堤上运行的数值模拟结果与风洞实验进行对比。研究结果表明：侧向力、升力和倾覆力矩数值模拟结果与风洞实验结果均吻合较好;车速一定时,随着侧风速度的增大,列车在桥梁、路堤、平地上运行所受气动力和倾覆力矩均急剧增加,而在路堑上运行所受气动力及力矩增加缓慢;当侧风速度一定的情况下,客车在高桥上运行所受到的气动力及力矩最大,因此,强侧风下列车在高桥上运行较容易发生倾覆事故;在路堑上所受到的气动力相对最小。     

空中加油变质量飞机建模与仿真

针对空中加油给加/受油机带来的变质量影响,进行了燃油传输过程中飞机的建模与仿真。将质量的变化等效为对飞机的干扰力和干扰力矩,推导了变质量飞机的平移动力学方程和转动动力学方程。根据空中加油实际情况对模型进行了简化,在此基础上,推导了飞机纵向通道带变质量干扰的线性化小扰动模型。最后分别进行了加油机和受油机的计算机仿真,结果表明：加油机受到影响较小,而受油机俯仰角、空速、高度变化剧烈。     

渔船起网时的横摇运动

用时域分析方法研究了横浪情况下渔船舷侧起网时的横摇运动及其安全性，分析了起网力矩对横摇运动的影响，利用本文提供的方法，对１艘渔船在起网过程中经受风、浪和起网力矩联合作用的横摇运动进行了计算，并根据计算结果分析了各因素的影响。     

模型大振幅运动风洞壁面影响实验研究

用 3个阻塞度不同的前缘后掠角 70°三角机翼 ,在 3m低速风洞中研究了模型作大振幅俯仰运动 (0°～ 90°)时风洞壁的干扰影响。研究中测量了模型的气动力及力矩特性 ,同时测量了风洞的非定常壁压。研究表明 ,虽然风洞洞壁干扰对非定常气动力及力矩特性有一定影响 ,但是它不影响测量的可信度 ,特别对复杂的力矩特性的本质无影响。另外 ,在模型作俯仰运动时 ,风洞壁压像非定常气动力一样有迟滞环 ,模型越大 ,迟滞环越明显     

速度和间距对弯道会车瞬态气动特性的影响

应用计算流体力学方法,采用重叠网格策略,对2个简化DrivAer模型的弯道会车进行了数值模拟,研究了绝对速度、相对速度和横向间距改变情况下,两车气动六分力的变化规律.结果表明:车辆在极短的会车过程中,侧向力、侧倾力矩和横摆力矩都发生了方向的变化,迅速达到各自的正负极值,并且随着车辆行驶速度的增加,这种变化趋势更加明显;相对速度改变时,车辆周围流场的相互干扰随着速度的增加而不断增强;在间距改变条件下,气动力峰值随着会车间距的减小而增加,这些都会对车辆的操纵稳定性带来一定的影响.     

空气力及空气力矩对汽车操纵稳定性的影响

以 CA770轿车为研究对象 ,从汽车结构角度考虑空气力和空气力矩对汽车回转时的影响 ,对汽车稳态回转时的主要参数进行计算 ,在考虑空气动力特性的情况下 ,分析影响操纵稳定性的重要因素 ,并建立汽车稳态转弯过程的数学模型。研究结果表明 ,随着车速的不断提高 ,空气力和空气力矩对车辆回转时操纵稳定性的影响相应增大 ,从而得出了主要参数的变化趋势。     

变推力轴线无人机的混合姿态控制

为提高无人机的自主飞行性能,提出了一种气动舵面偏转控制与推力偏转控制相结合的混合姿态控制方法。给出了推力可偏转情况下的飞机总外力和外力矩。讨论了总外力的变化对飞行机动性的影响,分析了推力力矩对气动力矩的操纵补偿效率。在常规无人机姿态控制系统的基础上,引入纵横向推力偏转角作为新的控制量,设计了飞行姿态控制系统的混合控制模式。对受气流干扰下的无人机姿态稳定控制进行仿真研究。结果表明,变推力轴线技术能够改善飞机在强气流干扰下的操稳特性,减小飞行姿态角偏差和气流角偏差,且对操纵舵面效率不足的问题具有补偿作用。     

单线路堤上挡风墙高度研究

采用数值模拟计算的方法,对单线路堤上不同高度单、双侧挡风墙对列车气动性能的影响进行研究。研究结果表明:安装挡风墙后,车辆的气动力系数远远小于无挡风墙时的气动力系数,车辆的迎风面受到的压力由大部分正压转变为大部分负压,车辆顶部受到的负压明显减小;挡风墙的不同高度对车辆的气动性能有明显影响,挡风墙高度较低时,横向力系数为正值,随挡风墙高度的增加而减小,达到一定高度后,由正值变为负值,而倾覆力矩系数则正好相反;对于单侧挡风墙,在挡风墙高度为1.85 m时,车体的倾覆力矩系数为0,其合理高度应为1.85 m;对于双侧挡风墙,当挡风墙高度为2.00 m时,倾覆力矩系数为0,因此,挡风墙合理高度为2.00 m。     

不同侧风角作用下Ahmed模型空气动力学特性分析

通过3种数值模拟方法的对比分析,得到最优的模拟方案,故采用分离涡方法对Ahmed模型气动特性进行研究,分析了不同侧风角对钝体尾流的涡量、湍流强度、压力及流线的分布规律的影响,得到了力和力矩系数的变化特征,总结了尾流倾斜角度随侧风角变化的综合公式。研究结果表明,侧风角对钝体尾流特征参数影响不是单调的,在侧风角为30°时钝体尾部涡量最大;钝体尾流倾斜角度与气动力系数随侧风角的增大而增大;侧风角50°时的钝体背部迎风侧压力和头部平均速度也达到最大值。研究结果可以为复杂横向来流条件下汽车运行的安全性和稳定性提供一定依据。     

软管式自主空中加油受油机控制系统研究

针对软管式空中加油过程中加油锥套受气流扰动影响,受油机受油插头难以与之实现精确对接的问题,提出基于参考观测器的全状态反馈控制方法设计了受油机的飞行控制系统。首先根据DGPS或者视觉传感器测量的加油机与受油机的相对位置,设计了参考轨迹生成模块,实时生成受油机期望的平滑飞行轨迹。然后通过一个输出跟踪观测器在线估算出前馈控制信号和参考状态量。基于估算的状态量设计一个全状态反馈控制器。最终实现对参考状态的精确跟踪,保证受油插头与加油锥套的精确对接和位置保持。仿真结果表明,在四种强度阵风干扰下,控制器能实现精确的双机空中加油设备跟踪对接,具有良好的动态性能与鲁棒性能。     

空中加油软管-锥套动态建模及其飘摆运动抑制

基于多刚体动力学建立空中加油软管-锥套在尾涡流场及大气紊流下的动态数学模型,分析了加油机在不同飞行条件下软管-锥套的平衡拖拽尾迹,以及大气紊流对软管-锥套运动的影响。软管-锥套随加油机在空中飞行时产生的飘摆运动,增加了受油机安全准确地对接加油锥套的难度。为了抑制软管-锥套空中飘摆运动,对软管-锥套飘摆运动设计了控制器。在非线性模型平衡点处线性化并降阶得到线性增量模型,根据最优控制原理设计了LQR控制器。仿真表明所设计的LQR控制器能有效抑制软管-锥套的飘摆运动,从而能够降低空中加油对接的难度,提高空中加油的安全性。     

飞机地面压力加油系统的流量平衡设计

针对不同飞机加装地面压力加油系统的实际需求及控制策略,运用流量平衡的设计思想,对小型飞机、大型飞机分别提出了3种设计方案并建立了数学模型,介绍了各方案的具体实现技术。本文提出的设计方案已成功应用于实践。     

无人战机自主空中受油能力的作战运用需求及影响

 回顾了美国海军舰载X-47B 无人机实现自主空中受油试验的情况,从军用飞机基本能力要求、空海一体战运用、弱化航母平台制约等角度分析了无人机自主空中受油能力的基本运用模式,探讨了该技术向有人机移植后在机群编队飞行、空中受油能力生成方式变革方面的潜在运用,研究了无人机实现自主空中受油对突破现役防空体系、提高有人机作战效能、拉大与对手技术差距、在“反介入/区域拒止”环境中自由使用等影响,总结了关于外军在空中加油/受油能力建设方面的几点认识。     

基于三维重建飞机气动特性的飞行包线

为了确定未知飞机的飞行边界,提出了一种通过逆向三维建模进行气动特性分析后建立基本飞行包线的方法,对气动参数未知飞机的飞行安全和空战仿真问题提供了技术支撑.首先,综合运用明暗恢复图像和工程图重建法对飞机的几何外形进行了三维重建;然后通过数值模拟计算的方法计算并分析了其纵向气动特性;最后,计算了飞机的基本飞行包线并进行了对比验证.研究结果表明,所做工作探索出了一条研究外军缺乏气动参数飞机飞行性能的完整技术途径,所计算的飞行包线具有较高的可靠性,能够体现飞机的飞行性能.     

空中加油受油机自主会合对接控制器设计

为了实现受油机与加油机自主会合对接,提高在会合对接过程中的航迹跟踪性能,设计了一种满足位置跟踪与速度跟踪的制导律,推导了相应的飞控指令。在飞控系统设计上,按六自由度受油机动力学模型,采用时标分离将受油机角运动系统分为快慢回路,采用动态逆分别进行了设计。同样,采用动态逆的方法设计了满足会合对接的速度控制律。最后以无人机自主跟踪加油机实现会合对接为例进行了仿真,结果表明该系统能够引导受油机实现与加油机的会合对接,并具有良好的动态性能。     

结冰条件下大型飞机翼面分离流场结构及空气动力学特性研究

结冰对飞机的空气动力学影响特性是飞机结冰研究的重要内容。构建了具有典型大型客机几何外形的背景飞机模型,基于RANS方法对机翼结冰条件下全机的复杂空间流场结构及气动特性进行了研究。研究结果表明,机翼结冰主要影响背景飞机失速点附近的气动特性,翼面分离始发大幅提前、分离梯次完全消失是全机失速特性恶化、气动边界缩小的直接原因。研究可为深刻认识飞机结冰对气动力影响的流动机理提供支撑,为大型飞机结冰后的气动特性分析及飞行动力学研究提供依据。     

风屏障对流线型箱梁涡振性能影响机理试验研究

为研究风屏障透风率对主梁涡振性能的影响,依托某主跨808 m大跨度钢箱梁悬索桥,通过风洞测振、测压试验得到模型风致振动响应和表面各测点压力时程数据.测试原桥断面在加设风屏障后±5°攻角范围内的涡振性能,对比分析原桥断面和3种不同透风率风屏障以及安装水平分流板5种工况下主梁涡振响应和桥面各测点脉动压力系数均值、根方差;同时分析局部气动力与总体气动力的相关性和贡献作用.研究结果表明,原断面在+5°攻角下发生了多区间竖弯涡激振动,且涡振振幅远超规范允许值.安装不同透风率的风屏障后对主梁的涡激共振产生了有利的影响,消除了主梁原断面在低风速区间的涡振,最大振幅也有一定的减小.根据测得的压力数据分析,带风屏障主梁上表面中后部压力脉动减弱及局部气动力与总体气动力贡献系数减小使得主梁振幅有了小幅减小;在主梁风嘴处添加水平分流板后,局部气动力与总体气动力的相关性被完全破坏,压力脉动减弱,从而有效地抑制了主梁在该情况下的涡振.     

飞机对离散突风的动态响应

本文主要叙述飞机对离散突风的非定常动态响应数值计算法.对两架样机的计算表明,通常飞机设计中选用统一缓和因子的方法是不全面的.使用本方法可以计算出飞机对任意形态离散突风响应过程中的所有非定常气动力参数和飞行状态参数.它不仅能考核已有飞机的抗紊流能力,还可对新飞机的设计提供选择参数的指导性意见.计算还表明,在研究、分析飞机对高频离散紊流的动态响应时,使用本文介绍的非定常气动力技术,也是十分必要的.