大攻角时的潜艇操纵控制技术

在潜艇六自由度空间运动方程基础上,将潜艇的功能子系统分解为航向控制、横倾控制和潜浮控制3个子系统.针对3个功能子系统分别提出了潜艇大攻角非安全运动状态下的非线性鲁棒滑动控制算法,使得潜艇可以在较短的时间内由大攻角非安全运动状态转变为无攻角安全运动状态.在整个自动控制过程中,非线性鲁棒滑模控制器给出的指令舵角合理、无抖动.仿真算例验证了所提出算法的有效性.     

潜艇大攻角非稳定运动时的水动力计算方法

将艇体看作回转体，在轴线上分布离散的点源模拟艇体，用升力面理论的涡环栅格法模拟附体；用分离涡模型考虑大攻角时的边界层分离效应，并将三维稳定流动的分离问题简化为二维非稳定流动的分离问题。非稳定运动时，结合潜艇六自由度空间运动方程计算水动力，同时预报潜艇的运动。     

大跨桥梁分离式三箱梁附加攻角效应研究

为研究附加攻角效应对分离式三箱梁颤振性能的影响,结合节段模型风洞试验和理论计算方法获得初始风攻角下的附加攻角,并通过计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）数值模拟方法求解初始风攻角下的颤振临界风速. 结果表明,分离式三箱梁的初始风攻角及箱梁之间的横梁对附加攻角有较大影响,节段模型在0°~+7°风攻角下存在十分显著的附加攻角效应,且表现为扭转振幅快速增大的硬颤振. 节段模型自由振动风洞试验难以直接获得分离式三箱梁在小风攻角下的准确颤振临界风速. 对于主跨3?300?m的悬索桥,0°初始风攻角下在颤振失稳前的静风附加攻角达到+7°以上,颤振临界风速大大降低,气弹稳定性得不到充分发挥. 因此,对于采用分离式三箱梁断面的超大跨径桥梁,在抗风设计中应对其附加攻角效应予以重视.     

飞机大攻角俯仰飞行的稳定域分析

基于大攻角飞行条件下的动力学方程,定性分析了飞机在大攻角条件下作俯仰飞行的动力学特性。提出了在不同参数匹配条件下的飞行稳定性,并据此划分了飞机的飞行稳定域。     

基于尾鳍攻角的机器海豚推进控制研究

研究了尾鳍攻角对机器海豚推进的影响,以绕有限翼展机翼不可压缩流动理论为基础,将机器海豚的尾鳍建模为有限翼展机翼并进行了受力分析,得出了尾鳍攻角变化律与推进力及推进效率之间的关系.将两关节的机器海豚视为一个多刚体系统,给出了在不考虑机器海豚头部垂直晃动情况下的动力学方程.基于尾鳍攻角变化律得到动力学方程的迭代求解形式,通...     

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。     

风翼助航船舶风翼攻角控制策略

针对风翼助航船舶,考虑到风翼侧推力会增加船舶阻力,结合风翼作用力和船舶空气阻力,对能够为风翼助航船舶提供最大助推作用的风翼攻角控制策略进行分析.采用分离型数学建模(MMG)方法建立某6万t散货船的风翼助航船舶运动模型,并采用变参数PID自动舵对船舶航向进行控制;结合风翼空气动力特性和裸船体空气阻力特性,进一步对二者合作用力特性进行分析;通过仿真分析不同风况下二者合力对船舶稳态航速变化的影响,得到最佳风翼攻角控制方案.     

基于LabWindows／CVI的大攻角侧向力控制器

运用LabW indows/CVI的RS232函数库,研制了一种基于LabW indows/CVI的大攻角侧向力控制器。实现了PC机对单片机及其外围电路的控制,使操作人员利用上位机软件方便地调整步进电机的运行角度和直流电机的运行速度。     

细长体大攻角非对称分离的数值模拟研究

对于旋成体大攻角非对称分离进行数值模拟.通过对DES方法和RANS方法模拟细长体非对称分离流动不同结果的比较,揭示了DES方法在大攻角分离流动模拟方面具有明显的优势,能充分模拟出大攻角分离的非对称特性.通过对比研究,说明DES方法是适合细长体非对称分离研究的数值方法.     

DARPA2潜艇模型定常绕流水动力数值计算

自主开发了数值求解RANS方程的CFD计算软件.采用多块结构化网格的有限体积法,各块间网格线在交界面处正接,并有一层网格的重叠,便于块间的信息交换;采用SIMPLE方法和动量插值法处理速度-压力耦合;对流项的离散有多种差分格式选项,如一阶迎风(FOU)、二阶迎风(SOU)、中心差分(CD)、QUICK和NND等格式,扩散项采用中心差分格式离散;可选择的湍流模式有高雷诺数k-ε模型加壁函数,SA和SST三种湍流模式;给出了DARPA2潜艇模型大攻角定常流场和水动力的数值计算结果,并与国外文献的实验结果进行了比较,两者符合很好.     

大迎角飞行晶质模拟研究

为了探索出一条适合于评估失速迎角前大迎角飞行品质评估的思路 ,通过选取推杆并改变1 0°姿态角 ,带过载的从一侧到另一侧的倾斜并截获 90°滚转角及空 -空跟踪三项任务作为子任务集 ,在一台地面飞行模拟器上对一架第三代战斗机大迎角飞行品质进行了评估 ,并把评估结果与通过等效系统方法得到的结果进行了对比 ,结果表明尽管大迎角品质边界相对于小迎角有所不同 ,但只要适当调整品质边界 ,则用于评估小迎角品质的方法如等效系统等 ,在大迎角时仍可采用     

攻角对长杆弹高速斜侵彻性能的影响

为了提高穿甲弹的侵彻性能,研究了攻角对杆式弹侵彻性能的影响规律。利用非线性动力学有限元分析软件,对长径比为21的钨芯长杆弹高速斜侵彻匀质钢板进行了一系列数值模拟,得到了侵蚀杆式弹侵彻半无限靶板时弹靶系统的变化过程。理论计算及数值模拟均表明,带攻角侵彻时弹道轨迹向有利于穿透靶板的一侧偏转。通过对剩余动能、侵彻深度、剩余速度、穿透时间各因素的分析,得出了对长径比为21的钨合金杆式弹穿深有利的攻角范围为-0.2°δ0°,给弹丸设计及发射过程中的参数优化提供理论依据。     

水洞大攻角尾撑系统的设计

针对水洞支撑系统还不完善的现状,以AutoCAD、Pro/E等软件平台为基础,设计了用于水洞的尾撑系统,该尾撑系统由攻角机构、转盘机构等部分组成.具体内容包括系统的方案设计、结构设计、三维建模等,并对主要传动机构进行了相关的尺寸计算以及材料力学性能校核.计算结果表明：该尾撑系统具有较大的攻角调节范围,强度和尺寸符合设计要求.     

浅俯淹没射流水力特性

为探讨浅附淹没射流的水力特性,采用粒子成像测速技术获得水垫塘精细流场,系统分析淹没射流区和附壁射流区纵面二维流速分布规律。通过研究获得了淹没射流区和附壁射流区沿流程流速衰减和垂直于主流断面流速分布的公式。结果表明,浅俯淹没射流沿入射角射入水垫塘,射流潜底的俯角大于入射角;淹没射流区沿程流速衰减率大于附壁射流区;淹没射流区和附壁射流区沿程各垂直于主流的断面流速分布具有相似性或自保持性。     

一种新的激波/滑移线共存结构

超音速飞行器机动飞行时面临大攻角流动问题.这里,我们报道一种由大攻角飞行导致机翼上表面出现特殊的脱体激波、再压缩激波与滑移线共存的现象.在大攻角条件下,超音速气流在机翼前缘产生脱体激波,波后亚音速气流在机翼上表面加速到超音速,一般会形成再压缩激波.在大攻角条件下,由机身下方翻转上来的亚音速气流与机翼上表面超音速气流接触,因亚音速气流压力高于超音速气流,因此产生高背压斜激波,以达到压力平衡.我们发现,高背压斜激波正好构成机翼上的再压缩激波.在较大攻角条件下,机翼脱体激波、再压缩激波以及超音速与亚音速气流之间的滑移线,为满足压力平衡,交于前缘某点,形成特有的脱体激波/再压缩激波/滑移线干扰结构.计算表明,该滑移线内在的开尔文-亥姆赫兹不稳定性会导致新的非定常现象与气动噪声.     

群潜坝对河道糙率影响的数值模拟研究

为分析群潜坝对河道糙率的影响规律及机理,运用FLUENT软件,采用VOF方法与标准k-ε紊流模型相耦合的方法,对坝间距为50,25,12.5,6.25 cm与原河道(没有布置潜坝),流量分别为4,8,15,25及75 m3/h共25种工况下河道水流流场进行了数值模拟,分析了建有群潜坝的河道其糙率的变化,得到了坝间距、水深坝高比对河道糙率的影响规律。其成果对河道整治、河道防洪等具有较大的参考价值与实用价值。     

一种适用于潜坝流场计算的全流模型

根据浅水方程的基本假定，针对工程问题研究的实际需要，结合动量系数的定义，从理论上建立了一种适用于潜坝水流场计算的全流模型。该模型是对浅水方程模型的推广，适用于潜坝等工程建筑物的水流场数值计算。     

A source term model of perturbation in a numerical study on flows around a slender body of revolution at a high angle of attack

A numerical study on flows around a slender body of revolution at a high angle of attack is conducted to investigate the influence of strength and circumferential angle of perturbation on flow asymmetry.A source term model is applied to simulate a real geometrical perturbation near the tip of the slender body.It can greatly facilitate the adjustment of perturbation strength.The results show that the bistable phenomenon does not appear any more at a small perturbation strength.For different perturbation strengths,the energy of the asymmetric perturbation flow experiences a similar spatial exponential growth regime with the same growth rate.The appearance of the bistable phenomenon is closely related to nonlinear saturation of the perturbation flow as perturbation strength increases.