四旋翼无人机前飞模态特性

为研究四旋翼无人机在前飞模态下的特性,通过机理建模（叶素法）和风洞试验分析多旋翼无人机在前飞时桨叶和机身气动特性,分别得到了桨叶和机身在前飞模态的气动力模型。该气动力模型带入建立的刚体运动学方程中,可得四旋翼无人机在前飞模态下的非线性动力学模型和状态空间模型,并进行了风洞试验验证。结果表明：在前飞时桨叶气动力模型与悬停模型存在较大的区别;四旋翼在前飞模态时存在俯仰/垂向通道的耦合和滚转/偏航通道的耦合。     

筒射串翼无人机展开动力学分析

对折叠串翼无人机发射展开过程的动力学分析是无人机总体设计和展开机构设计的关键。基于Newton-Euler方法建立描述串翼无人机展开的多刚体动力学模型。基于嵌套动网格方法计算机翼展开过程中的非定常气动特性,并与稳态气动参数进行比较。结合展开过程的气动特性变化和多刚体动力学模型,分析机翼展开速度和展开顺序对发射展开段弹道扰动的影响。仿真结果表明：机翼展开速度过快或者过慢都会对展开段弹道有较大扰动,当展开速度过快时惯性力起主要作用,当展开速度较慢时气动变化起主要作用;同时,前翼先展开、后翼后展开不利于初始发射段弹道的稳定,而前翼后展开、后翼先展开有利于初始发射段弹道的稳定;采用前后机翼同时展开且展开时间为0.20 s的展开方式能够满足尽量减小对弹道的扰动要求。     

大振幅强迫俯仰振动下的钝锥体动态特性数值研究

为研究高超声速弹道导弹外形(HBS)在大振幅条件下的动态运动特性,采用空间二阶精度的NND格式和含双时间步法的AF-ADI隐式时间方法离散非定常N-S方程,数值模拟了HBS标模以不同振幅、频率强迫俯仰运动的非定常流场.模拟得到了大振幅强迫振动HBS外形下的气动力/力矩特性以及非定常运动的流场显示,结果表明,大振幅俯仰运动条件下HBS标模的气动力/力矩具有迟滞特性,并受到俯仰振动幅度和频率的影响.     

高超声速弹头俯仰动态特性数值研究

在Etkin的非定常气动力模型基础上，采用非定常Navier-Stokes方程描述高超声速导弹标模外形(HBS)的非定常强迫振动流场，引入采用Power限制器的空间三阶精度PWNND格式进行数值离散，研究HBS在不同攻角下的俯仰阻尼特性，并与实验及牛顿理论结果进行了对比；同时还研究了包括振动减缩频率、振动振幅及底部流动等因素对HBS俯仰阻尼特性的影响。     

发动机工作对高超声速飞行器动态特性的影响

针对CFD方法数值模拟非定常复杂绕流时的难点问题,对非定常流动控制方程和刚体运动方程的耦合求解、计算精度等进行了研究,实现了非定常流动控制方程与刚体运动方程的耦合计算。以类X-51A飞行器为例,对其绕质心的强迫振动进行了数值模拟,依次计算了发动机工作与不工作状态下俯仰通道的阻尼导数,初步分析了发动机工作对其动态特性的影响。结果表明,发动机工作状态飞行器的静稳定性和动稳定性均较发动机不工作状态好,尾喷管是造成差异较大的主要原因。     

基于动态嵌套网格的非定常气动力数值模拟

在惯性系下耦合求解非定常N-S方程和六自由度刚体动力学方程,对含有运动边界的复杂非定常流场进行了数值模拟,计算中采用动态嵌套网格技术,双时间方法结合Runge-Kutta显式时间推进进行数值求解。作为应用实例,数值模拟了矩形机翼刚性谐和振动以及外挂物投放的复杂非定常流场,计算结果同实验数据吻合较好,表明了数值方法的正确性和有效性。     

一种基于数值虚拟飞行技术的弹丸稳定性评估方法

基于数值虚拟飞行技术,采用动态嵌套网格,耦合求解非定常N-S方程和六自由度刚体运动方程,发展了一种能够考虑非定常气动效应的弹丸稳定性评估方法.通过对典型外挂物投放标模和BRL的M852子弹标模进行数值模拟,验证了数值方法正确、有效,可以用于数值虚拟飞行模拟.最后对某质量模拟弹丸进行了虚拟飞行模拟,给出了不同扰动情况下的落点散布和飞行稳定性评估结论.     

平面两自由度变形机翼的动力学建模与控制

研究一种两自由度平面变形机翼的动力学建模与控制问题。采用分析力学Lagrange方法建立了变形机翼多刚体动力学模型,模型考虑了机翼前缘所受到的空气动力载荷和外部弹性蒙皮等因素。由于变形机翼是一个强耦合、冗余驱动的非线性多输入多输出系统,采用伪逆法设计冗余驱动系统的控制分配器,采用动态逆方法实现系统精确线性化及两自由度的解耦控制,并与传统PID方法相结合构成了冗余驱动变形机翼的控制系统。通过ADAMS动力学仿真,对所建立的动力学方程进行了模型验证,并通过Matlab控制系统仿真,测试了系统的控制性能。研究结果表明,将Lagrange方法、伪逆法、动态逆控制、传统PID方法相结合可以有效解决平面两自由度冗余驱动变形机翼的动力学与控制的基本问题。     

大展弦比等剖面多段折叠翼颤振特性

对大展弦比多段折叠翼的颤振特性进行研究,使用弯扭组合梁元模拟机翼弯曲和扭转两种变形形态,结合修正的气动片条理论,得到大展弦比机翼不同折叠姿态下的颤振速度和颤振频率数据。考虑到各段机翼折叠角的变化,基于有限元理论建立包含折叠角参数的结构动力学模型,并通过模态截断将其缩减并解耦。根据Theodorsen非定常气动力理论在频域内修正弯扭组合梁元上的气动升力和俯仰力矩,并基于V-g(V为机翼与未扰空气之间的相对速度,g为人工结构阻尼)法引入人工结构阻尼,对在不同折叠状态下的多段折叠翼进行颤振计算。研究结果表明：机翼结构的固有频率会随着折叠角的变化呈现非线性增长形态,而颤振速度和颤振频率随折叠角的变化规律基本相同,且外侧机翼折叠角的存在可有效提高机翼的颤振速度;当固定最外侧段机翼的折叠角时,机翼段数的增加对颤振速度的影响不明显。     

动力翼伞系统拟坐标形式的多体动力学建模

精准的翼伞空投着陆需要更接近实际的动力学模型。采用拟坐标形式的Lagrange方程,提出反映翼伞连接方式和相对运动的翼伞多体动力学建模方法。针对翼伞系统稳定飞行的运动特性,将其处理为伞衣、伞绳和载荷等多刚体系统。利用多项式形式表示伞衣下拉后缘时的气动力,附加质量影响处理为等效力,各体平动速度和角速度作为拟坐标,建立无约束形式的多体动力学方程。以某小型翼伞系统为例,仿真分析了单刚体和多刚体模型在下拉后缘、突风扰动和不同吊挂模式下伞衣与载荷的运动特性。仿真结果表明,所建模型有效反映了翼伞系统的相对运动,可通过改变连接方式提高载荷运动的稳定性。     

弹性变形对大长细比导弹纵向稳定性的影响

综合考虑飞行动力学和气动弹性力学的相互影响,基于结构弹性模态和刚体飞行模态,耦合求解非定常气动力和结构动力学模型,研究大长细比导弹受弹性变形影响时的纵向稳定性.研究发现,大长细比导弹的弹性特征明显,结构弹性变形和刚体运动之间的相互影响不容忽视,分析大长细比导弹稳定性时需要将结构弹性变形与刚体运动统一起来进行研究.考虑刚体俯仰模态后,导弹的稳定性发生显著变化,系统由稳定变为不稳定,在较低动压下系统失稳,主要表现为俯仰模态的静失稳发散.来流动压和结构刚度会影响大长细比导弹的纵向稳定性.     

基于动态嵌套网格技术的机载武器投放研究

为研究机载武器投放过程中机、弹气动干扰特性及航弹运动规律,采用计算流体力学(CFD)方法对机载武器投放过程进行数值模拟。结合刚体六自由度运动方程,通过动态嵌套网格技术模拟航弹运动,在求解非定常Euler方程时引入广义极小残余方法(GMRES),成功模拟了基于察/打一体无人机平台的航弹自由投放过程,获得了详细的包括弹体运动速度、空间轨迹和受力情况等在内的丰富的运动信息。通过算例,验证了本文发展方法的有效性和合理性。计算结果表明:投放过程中,载机气动力受航弹影响较小,而航弹受载机气动干扰影响较大;航弹所受的气动干扰主要来自投放初期,随着弹体的下落和距载机距离的增加,气动干扰影响逐渐渐弱。     

变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析

飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动,减小控制系统的负担。     

水下航行体纵平面机动非定常水动力计算

非定常水动力准确计算是进行水下航行体弹道设计和机动性设计的前提。基于非定常三维不可压缩流体动力理论,建立水下航行体在纵平面内作机动运动时流体动力计算模型。利用多个动域对接的动网格技术实现航行体在纵向平面变速度平动和变角速度俯仰运动。计算结果表明,在保证网格质量的前提下,航行体的非定常流体动力可以通过计算模型获取。建模方法可以为其他类型航行体非定常流体动力的计算所借鉴,具有工程应用价值。     

履带车辆纵向与垂向耦合动力学模型及功率特性

越野工况履带车辆动力学是车辆越野行驶能力预测的理论基础。考虑高机动履带车辆越野行驶纵向运动和垂向运动耦合效应,提出履带车辆纵向与垂向耦合动力学建模方法。建立车辆耦合动力学模型,对车辆在典型路面上的行驶性能进行仿真,并进行实车测试验证,进而量化分析履带车辆系统的功率特性。仿真结果表明：该模型可以表征车辆在不同类型路面上行驶的动力学响应特性;在越野工况下,车体垂向、俯仰等运动将消耗部分功率,对车辆行驶速度提升有一定影响;在越野路面上行驶的履带车辆瞬时非纵向运动功率数值波动范围大,随着路面条件变差以及速度提高,非纵向运动功率占总输入功率比例增加,对总功率的需求也越大,限制了驱动功率的有效利用。研究结果可用于高机动履带车辆动力学模型构建以及车辆功率流分析。     

自行火炮行进间动力学模型及仿真研究

本文采用多刚体系统动力学综合技术对自行火炮在行进过程中的运动和受力进行了分析,以自行高炮为例,将系统划分为车体、炮塔、火炮、跟踪平台回转体和跟踪平台俯仰体等五个刚体,各刚体之间存在相对运动,整个系统由悬挂装置和履带弹性支撑在地面上.自行火炮系统具有七个自由度,建立了系统动力学模型,其中动力学方程的最终形式可由程式化软件来完成.对自行火炮在搓衣板型和麻花型路面上行驶时的动力学特性进行了仿真分析,得到了车体俯仰和滚转的运动规律.研究成果对于自行火炮总体设计和运动性能评估具有重要的参考价值.     

弹性体导弹主动减振组合控制器设计

将导弹弹体弹性变形引起的附加气动力引入导弹刚体运动方程和弹性振动方程,推导出弹性体导弹数学模型,在此基础上引入主动作动力,建立起适合进行主动减振设计的弹性体导弹状态空间模型.针对解耦的刚性子系统设计H∞控制器模拟刚体导弹控制器,针对弹性子系统设计LQR控制器,再考虑耦合项对弹性子系统进行控制器设计,得到主动减振组合控制器.仿真结果验证了所设计的组合控制器在保证弹体运动姿态控制的同时具有较好的减振效果.     

多管火箭炮刚柔耦合多体发射动力学仿真研究

以多刚体动力学和柔性多体动力学理论为基础,建立了刚柔耦合多体系统动力学方程;应用ADAMS、ANSYS软件,通过建立ADAMS模型,并在模型中引入柔性定向管,对某火箭炮系统进行了发射动力学仿真和分析,得到了全炮的受力及振动情况,为今后更精确的研究火箭炮的发射过程动力学特性提供了理论参考。     

空投货台摆荡阶段流体-固体耦合建模分析

为获得空投货台摆荡阶段的精确动力学响应,考虑货台大幅度摆荡对空气产生的非定常效应,基于平衡点法构建了空投吊挂系统多体动力学模型,并采用基于ALE格式的有限体积法建立了空气流场模型,在此基础上推导建立了非定常流动作用下的货台-空气流体-固体耦合分析模型。通过数值算例研究:验证了该多体动力学模型的鲁棒性和正确性;明确了层流非定常模型能较好地描述流体对平板的作用力,可用于空投货台摆荡阶段的流场分析;对比指出通过流体-固体耦合分析得到的非定常流动气动力显示出震荡特性,而定常流动假设模型会给货台带来类似粘滞阻尼的特性,其减速效果要比非定常流动模型强烈。     

考虑弹性的导弹倾斜发射动力学研究

针对导弹离轨安全性问题,研究了考虑弹性响应的导弹倾斜发射过程,以及导弹质量特性和发射角度的影响。提出了导弹倾斜发射动力学模型,其中考虑了离轨时刻导弹弹性变形释放产生的弹性响应和动载荷,以及离轨后低速飞行过程中的气动力,建立了导弹的结构动力学模型。通过算例研究了导弹离轨动力学模型的可行性,获得了导弹质量特性参数和发射角度对动力学和弹性响应的影响。研究发现,导弹离轨前,弹体在重力和前后滑块支撑力作用下发生弹性变形,在离轨时刻弹性释放,产生弹性响应,使得弹体受到动载荷;导弹质量和惯量对刚体运动影响较大,导弹质量和惯量越大,沉浮运动和俯仰运动响应越大,且分别呈现线性和非线性趋势;发射角度越大,导弹的沉浮运动、俯仰运动以及弹性响应越小。