考虑机翼静气动弹性的型架结构nastran有限元仿真

分析了不同梁肋布局时某超临界翼型前掠翼的气动弹性特性的影响.构建了三类采用不同梁肋布局的前掠翼结构模型,分析了不同布局下的机翼静弹性形变量,并对比结构质量费效比,确定静弹性综合效率较高的结构布局;计算三类布局机翼各阶模态,并给出临界速度随迎角的变化曲线,从而提出满足静气动弹性性能要求的梁肋布局原则.     

基于ANSYS/CFX耦合的机翼颤振分析

在飞行器飞行气动特性的研究中,为避免传统方法进行颤振点预测时的"准模态"假设,能够更加准确地仿真机翼在流场中的真实运动情况,根据CFD/CSD一体化设计思想,采用了ANSYS/CFX紧耦合算法,对国际标准气动弹性模型AGARD 445.6机翼作了颤振分析,验证性地研究了亚音速和跨音速颤振机理,将仿真计算结果和实验数据进行了比较.表明耦合计算所得的颤振速度和颤振频率和实验值吻合,在亚音速阶段,机翼颤振主要是机翼的弯曲扭转耦合运动引起,而跨音速阶段则主要是机翼的弯曲运动的不稳定性引起,与理论定性分析得到的结果一致,证明ANSYS/CFX全耦合的应用为求解非线性流固耦合问题提供了有效的方法.     

一种用于刚软混杂机器人仿真的耦合模型

针对已有的机器人仿真平台无法直接用于刚软混杂机器人仿真的问题,提出了一种用于刚软混杂机器人仿真的刚软耦合模型.该模型通过一个中间过渡层将现有的刚体机器人仿真平台和软体机器人仿真平台的底层物理模型耦合起来,使得现有的2类仿真平台可以在同一架构下完成刚软混杂机器人的仿真.在机器人操作系统下,采用Gazebo和SOFA仿真平台开发了基于刚软耦合模型的刚软混杂机器人仿真系统.通过单个软体气动执行器弯曲过程的仿真与样机对比实验以及刚软混杂机器人多物体抓取仿真实验验证了所提出的耦合模型用于刚软混杂机器人仿真的有效性.     

45 t岸边集装箱起重机可视化装配仿真

为缩短岸边集装箱起重机生产制造过程中的装配周期并降低成本,针对某45 t岸边集装箱起重机,基于面向装配设计的方法引入可视化虚拟装配技术,运用CATIA对其进行虚拟装配仿真分析,确定零部件装配层次关系,设计零件的部装、预拼装和总装等部分的整体装配流程.在CATIADMU平台建立基于仿真试拆卸的装配路径规划流程,并以运行小车滑轮组为例分析装配路径规划并进行装配干涉检查.该方法可以直观地显示出各零部件的可装配性,优化岸边集装箱起重机装配结构.     

基于传递函数法的带外挂大柔性机翼颤振分析

基于带外挂大柔性机翼结构和气动特点,使用带有半解析半数值特性的传递函数方法进行处理.首先,将变形后的柔性机翼视为曲梁,基于曲梁的运动微分方程,结合传递函数方法,将曲梁运动微分方程整理成状态空间方程形式.然后,借鉴有限元方法的思想将单元进行组集,组集时结合机翼挂载处内力平衡和位移协调条件,得到了机翼整体平衡方程,结合求解复特征值的方法,完成了带外挂大展弦比大柔性机翼的动气动弹性稳定性分析.对比通过有限元方法得到的仿真结果,证实了文章提出计算方法的准确性和高效性.文章结尾,分析了外挂质量、转动惯量、位置分布及数量等变量对带外挂大展弦比大柔性机翼的动气动弹性稳定性的影响.     

基于LQG自校正器的机翼颤振主动抑制

研究了一种基于LQG自校正器的机翼颤振主动抑制设计方法.以带有后缘控制面的柔性机翼为研究对象,采用在线辨识来获取系统的时变参数,利用Kalman滤波器重构状态,通过求解离散时间代数Riccati方程得出机翼颤振主动控制律.在Simulink仿真平台上实现了上述方法,仿真结果表明,该控制器能够有效抑制机翼颤振的发生并具有一定的鲁棒性.     

基于FLUENT的机翼损伤小型无人机气动分析

研究小型无人机机翼不同程度受损条件下无人机气动特性,仿真无人机损伤多少比例机翼时可保持飞行。设计一个无人机模型,研究基于有限元分析的机翼损伤下的气动分析。在CATIA三维软件中对无人机建模,在ANSYS ICEM中进行模型曲面划分与流场网格划分,ANSYS FLUENT中进行气动分析。先分析完整机翼的无人机模型,再逐步切除一定比例的机翼,对比分析机翼损伤前后的气动特性,得出切除多少比例面积的翼面时无人机模型仍可保持飞行,为将来实际无人机设计和风洞试验提供依据。     

复合材料机翼颤振特性的数值仿真

研究机翼振颤性能优化问题,由于复合材料机翼具有材料耦合和几何耦合的特点,传统的方法研究复合材料机翼的颤振特性比较复杂,耗时长.为解决上述问题,提出利用哈密顿原理建立了系统的运动方程,然后采用微分求积法进行离散,并编制了程序对复合材料机翼的弯扭耦合颤振速度在Matlab软件上进行了数值仿真.结果表明,微分求积法的计算结果精度高、速度快,并证明利用微分求积法分析复合材料机翼的颤振特性是可行且有效的.同时,分析了材料耦合刚度对颤振速度的影响,结果表明材料耦合刚度的绝对值稍大些才能提高机翼的颤振速度.     

Z型折叠机翼的气动力计算及非线性动力学分析

近年来,由于变体飞行器能够通过改变结构几何参数从而有效地改善飞行特性,成为了各国研究的热点问题.然而气动弹性问题一直是制约变体飞行器发展的瓶颈.所以,通过计算特殊形状变体飞行器的气动特性并分析结构的动态稳定性,能更多的了解变形结构的气动特性,也将推动变体飞行器中气动力计算的发展及相关领域的研究.本文主要研究了Z型折叠机翼的气动力计算及非线性动力学分析.根据亚音速下气流的特点,采用薄翼型理论计算Z型折叠机翼的环量分布,然后利用Kutta-Joukowski升力定理,推导了在理想不可压流体来流条件下定常气动升力的解析公式.将上述得到的气动力作用在Z型折叠机翼中,将Z型折叠机翼简化为以刚性铰链相连接的三块碳纤维复合材料层合板,应用Hamilton原理建立了在亚音速气动载荷作用下Z型折叠机翼结构的非线性动力学方程,并根据特殊的边界条件得到了结构的模态函数.利用Galerkin方法离散得到了结构带有折叠角度的常微分运动控制方程.利用数值方法分析了一定气动力作用下Z型折叠机翼结构在折叠过程中的非线性动力学特性,分析了折叠角度对变形机翼结构稳定性的影响.     

机翼伸展对低速飞行状态的影响

变翼飞行器在飞行过程中因机翼构型、面积等发生变化,引起质量分布、惯性及气动特性发生相应改变,飞行动力学因此受到影响.基于Lagrange方程,本文首先建立变形机翼飞行器的动力学模型,简化后得到伸展变翼的纵向运动方程,并通过气动仿真获得伸展机翼飞行器的低速气动特性.然后,借助线性插值确定气动参数随翼展的变化关系,研究了伸展变翼过程对于飞行器平飞、爬升、俯冲和盘旋的作用.结果表明,因变翼过程中升阻系数改变,飞行器将发生变速沉浮运动,此时为保持飞行状态的稳定,需对飞行器加以控制.     

A method for static aeroelastic analysis based on the high-order panel method and modal method

A method for static aeroelastic analysis based on the high-order panel method and modal method is presented. The static aeroelastic characteristics of flexible wings are investigated using this method. Three-dimensional aerodynamic models of flexible wings are constructed based on the geometry of wing configuration, and the modal method is adopted to achieve the fluid-structure coupling. The static aeroelastic characteristics of the AGARD445.6 wing and a low-aspect-ratio wing are investigated in this study....     

高超音速BTT巡航飞行器变结构控制系统设计

针对高超音速BTT巡航飞行器气动参数变化大,动力学特性具有气动、惯性交叉耦合和运动学耦合的特点,采用了基于反馈线性化和变结构理论的控制器设计方法.首先利用时间尺度理论将控制系统分为快变量和慢变量两个子系统,然后应用动态逆反馈分别对子系统进行线性化解耦,最后根据线性变结构理论单独设计各通道控制器.仿真结果显示基于方法设计的姿态控制器可以确保对指令跟踪的精确性和鲁棒性,姿态指令跟踪无静差,响应超调量小于10%.     

Accurate CFD driven optimization of lifting surfaces for wing-body configuration

A robust and accurate method for the multipoint CFD driven constrained optimization of 2D airfoils for minimum drag, previously developed by the authors, is extended to the optimization of 3D lifting surfaces for wing-body aircraft configurations. The objective is to minimize total drag at fixed lift subject to numerous geometrical and aerodynamical constraints. The optimization method is based on the use of Genetic Algorithms, accurate full Navier-Stokes drag prediction and massive multilevel parallelization of the whole computational framework. The method was applied to the problem of multipoint optimization of wings incorporated into transport-type aircraft configurations, by the example of ARA M-100 wing-body shape (a NASA test case). For the considered class of problems, significant aerodynamic gains have been obtained.     

基于非结构滑移网格技术的旋翼型无人机空气动力学并行数值模拟方法

在现代飞行器设计中,数值模拟方法以低成本、高效率和高灵活性等优点成为研究飞行器空气动力学的重要方法.在旋翼型无人机流场模拟中,由于旋翼与机身存在相互作用,为获得精确模拟结果需要对整个无人机的流场进行模拟,因此,有效地模拟旋翼与机身的相对运动是实现成功模拟的关键步骤,这使得此类模拟问题极具挑战性.文章设计了一套求解旋翼型无人机空气动力学数值模拟问题的基于非结构滑移网格技术的高可扩展并行计算方法.该方法对控制方程的离散,在空间方向采用非结构移动网格有限元方法,时间推进采用全隐式二阶向后差分格式,最后采用一种并行Newton-Krylov-Schwarz方法求解离散后的非线性方程组.作为应用,文章对一个真实旋翼型无人机模型在悬停状态下的外流场进行了数值模拟,获得了一些非常详细的流场信息.数值结果显示,算法在天河2号上使用4 096个处理器核时仍具有接近线性的并行加速比,这为下一步开展旋翼型无人机的高保真度快速模拟奠定了良好的基础.     

气动数据可视化系统的设计与实现

针对气动数据高维、量大、来源广泛的特点以及使用单机工具进行数据分析功能单一的问题,在已有飞行器气动数据的基础上,设计并实现了基于MVVM模式的气动数据可视化分析系统;该系统基于气动试验、仿真、处理与分析的领域类数据语义化,通过MVVM框架的动态模板建立了灵活、快速的气动数据分组及聚合机制,并同时适配气动力、热、压的可视化分析需求,动态生成通用的交互与可视化UI组件,通过对系统进行不同参数的选取及条件值设置来进行气动数据的分析、处理与结果的可视化,从而提高研究人员的工作效率;实际应用表明,该系统界面友好,性能稳定,能简单快捷地通过动态生成的数据筛选条件进行分析可视化的操作,满足研究人员的需求。     

折叠翼的理论建模与实验研究

折叠翼是可变体飞行器设计最有前景的方案之一.在折叠变形过程中,飞行器的气动特性以及振动特性将会发生变化.为了研究折叠翼可变体飞行器机翼的振动特性,本文设计制作了折叠板结构,介绍了建立复杂结构力学模型的方法,用力学实验得到用于离散折叠板结构的低阶模态,并且考察了系统可能存在的内共振频率.     

分布式飞行器气动数据库系统的设计与实现

在飞行器概念及初步设计中,气动数据库起着非常重要的作用,利用它可以快速而经济地估算出飞行器结构设计中的各种气动特性.根据飞行器设计和飞行仿真的实际需要,基于COM/DCOM技术,采用模块化的设计方法,完成了飞行器气动数据库系统框架的设计与开发.实现了飞行器气动数据的管理,同时也实现了飞行器数据在局域网环境下多个应用程序或用户共享.     

Aerodynamic shape optimization of supersonic aircraft configurations via an adjoint formulation on distributed memory parallel computers

This work describes the application of a control theory-based aerodynamic shape optimization method to the problem of supersonic aircraft design. A high fidelity computational fluid dynamics (CFD) algorithm modelling the Euler equations is used to calculate the aerodynamic properties of complex three-dimensional aircraft configurations. The design process is greatly accelerated through the use of both control theory and parallel computing. Control theory is employed to derive the adjoint differential equations whose solution allows for the evaluation of design gradient information at a fraction of the computational cost required by previous design methods. The resulting problem is then implemented in parallel using a domain decomposition approach, an optimized communication schedule, and the Message Passing Interface (MPI) Standard for portability and efficiency. In our earlier studies, the serial implementation of this design method, was shown to be effective for the optimization of airfoils, wings, wing–bodies, and complex aircraft configurations using both the potential equation and the Euler equations. In this work, our concern will be to extend the methodologies such that the combined capabilities of these new technologies can be used routinely and efficiently in an industrial design environment. The aerodynamic optimization of a supersonic transport configuration is presented as a demonstration test case of the capability. A particular difficulty of this test case is posed by the close coupling of the propulsion/airframe integration.     

运动模型式飞行器气动力参数测试系统研究

为了对飞行器进行气动布局、飞行性能评估,提出了一种运动模型式气动力参数测量方法,并研制了一套运动模型式测试系统,通过运动模型来模拟飞行器在空气中的运动,其构造主要包含载具、测试支架、六分量天平、风速测量模块、数据采集模块、控制模块、便携计算机等部分;该类测试系统在某些特定工况下能准确模拟飞行器的飞行状态,对流场参数和模型所受载荷进行实时测量,预测各运动状态下飞行器的气动特性;通过数值模拟分析和风洞实验对车载试验数据进行了对比验证,结果表明,该测试系统能够准确获得模型的气动力特性数据;该系统具有一定的拓展性和通用性,可使用火箭橇等其他载具开展高速运动模型式气动力参数测量试验。     

机载天线方向图外场测试技术研究

机载天线装机后,受到机身和机翼的遮挡影响以及载机平台的耦合和散射作用,实际覆盖范围会发生变化,从而引起天线方向图的畸变,使得天线的性能偏离预期效果。在暗室内进行整机天线方向图测量不仅要求暗室静区尺寸足够大,而且对暗室低频性能的要求也很高,因此,室外露天测量是一种可替代的方法。设计了装机天线外场环境测试平台,提出了一种装机天线外场天线方向图校准方法,能够对外场装机天线不同频点的方向图等参数进行测试和校准。外场试验结果验证了所提方法的有效性。