平流层飞艇螺旋桨设计参数对效率的影响

研究平流层飞艇螺旋桨优化设计问题,由于空气密度较小与飞行速度较慢,平流层飞艇螺旋桨叶素的雷诺数较小,使叶素翼型升阻比较低,导致现有低空使用的飞艇螺旋桨在平流层使用时效率较低.需要对平流层飞艇螺旋桨进行专门设计.传统螺旋桨分析与设计方法需要先选定螺旋桨直径与转速,再分析叶素效率与螺旋桨效率.为解决上述问题,直接采用周向速度(正比于半径与转速之积),改变了平流层飞艇螺旋桨变化的参数,进行综合设计,并进行仿真.结果证明,采用改进的方法可使初始设计参数减少一个,从而使螺旋桨效率得到明显提高.     

飞艇电动舵机的研究与仿真分析

研究飞艇电动舵机稳定性控制问题,针对飞艇研制工程可靠性的需求,为保证飞艇空中按轨迹稳定飞行,提出采用飞艇电动舵机方案.根据电动舵机系统的指标和负载情况,选择直流无刷电机和光电编码器作为电动舵机的功率元件和位置传感器,建立了完整的电动舵机系统.为了不受外部扰动影响,采用了滑模控制理论,并利用Matlab平台对滑模控制系统进行了计算机建模仿真.结果证明给出了位置伺服系统在各种情况下稳态工作波形.仿真结果说明建立的舵机研究模型是可信的,响应完全符合电动舵机的特性,可以作为飞艇电动舵机的系统设计提供依据.     

基于Plib的飞艇飞行视景仿真设计

由于飞艇体积大、密度小,受附加惯性力显著,其动力学特性与常规飞行器有较大不同。所以。为了直观全面地了解飞艇的飞行特点,对飞艇进行飞行视景仿真是必要的。为此首先介绍了视景仿真开发工具Plib和仿真系统总体框架,然后,应用机理分析方法建立了飞艇运动模型。在此基础上,调用Plib的类方法创建三维仿真环境,重点研究了天空海洋绘制、模型导入、视点变换、图形用户界面资源及键盘鼠标响应控制等关键技术。最后应用该系统对飞艇纵侧向扰动运动进行了仿真,展现了飞艇受扰后的飞行状态和各种运动模态的变化过程,结果表明该仿真系统真实感强,实时性好,可以为飞艇的后续研制工作提供参考和帮助。     

飞艇压力控制系统的算法设计与仿真

飞艇作为飞行器的一种,其工作原理与飞机、热气球等传统的飞行工具不同.飞艇上升的动力主要依靠气囊中的升浮气体来产生.所以,如何控制气囊中气体的压力对飞艇来说非常重要.压力控制过程涉及飞艇的气囊安全控制、升降速度控制等,还与飞艇的动力系统以及外部大气环境和气象条件密切相关.因此要让飞艇的压力控制做到既安全又平稳并不是一件容易的事情.本文将以飞艇的数学模型、标准大气模型和传热学基本原理为基础,探讨如何实现飞艇的气囊压力控制.     

怪诞飞艇

设计师德温·西德尔（Devin Sidell）从日本纸灯寻得灵感运用到灯具的设计之中。具体而言就是采用时尚而简约的方式捕捉事物的本质，同时把温暖传送开去。设计师的目的是要创造一种情绪化的氛围，用有形的物质来柔化光线并且将其发散到每一个角落。     

基于神经网络学习的飞艇飞行速度控制仿真

为了有效地控制智能飞艇的飞行速度,设计一种基于智能学习的飞艇飞行速度控制系统。凭借飞艇飞行速度的数学物理模型,选取一个控制速度的参照模型,同时采用神经网络的自主学习特性来实现自适应动态逆控制,并融入速度差异补充项,以解决实际飞行过程中出现的误差干扰和其它不可知因素的干扰情况。该系统设计实现了智能飞艇对期望速度的稳定跟踪。通过仿真实验结果表明,该系统能够有效地对智能飞艇进行可靠稳定的控制,并大大提高了传统控制系统的有效性。     

平流层飞艇蒙皮强度建模与仿真研究

关于飞艇蒙皮强度优化设计问题,平流层飞艇体积巨大,而蒙皮厚度远小于飞艇长度,结构在受载情况下容易发生较大变形甚至破坏。为了给飞艇蒙皮强度设计提供依据,建立了飞艇蒙皮在只受内外压差载荷作用下的环向和轴向应力方程,用Von Mises应力来定量描述蒙皮在环向和轴向应力作用下的整体受力情况。然后建立了飞艇蒙皮的计算模型,通过在ANSYS中进行非线性仿真分析得到蒙皮各点的受力情况,并将理论应力值与有限元仿真结果进行了对比,结果验证了理论方程的有效性,为飞艇蒙皮的应力估算提供参考。     

平流层飞艇平台建模与仿真分析

目前,平流层飞艇平台有着极高的经济和军事价值,受到极大关注.以驻守在高空的平流层飞艇平台为研究对象,描述了飞艇的结构和运动形式,采用机理分析法分析其受力情况,在以体积中心为原点的机体坐标系中建立飞艇的六自由度模型.考虑飞艇平台的附加质量,建立非线性六自由度方程.采用小扰动法,对建立的非线性六自由度微分方程线性化,根据设定的初始状态,利用Matlab/Simulink搭建飞艇模型的仿真模块,对模型进行仿真.仿真结果表明:单纯调节一个控制量不能使飞艇稳定,只有联合考虑各输入量才能较好地控制飞艇状态;建立的飞艇模型是恰当的,可以作为浮空飞行器验证模型.     

带后缘襟翼翼型的非定常气动特性数值仿真

研究直升飞机性能优化问题,旋翼系统是直升机振动的最主要来源.主动后缘襟翼控制技术可以在源头上抑制直升机的振动,准确预测与分析后缘襟翼-翼型的非定常气动特性是主动后缘襟翼设计的基础.在Fluent计算平台上采用Navier-Stokes方程,分析了在亚音速条件下,后缘襟翼的NACA0012翼型在襟翼与翼型均做俯仰振荡运动时的气动特性,对襟翼的偏角、襟翼与翼型之间的缝隙、以及马赫数等因素对翼型气动特性进行仿真.对结果进行比较,验证了计算的正确性,为后缘襟翼非定常气动力的分析提供了重要的依据.     

自治飞艇动力学建模及反馈控制

在Kirchhoff方程和Newton-Euler理论基础上,推导出一种通用符合实际的、带有气囊和压块的飞艇六自由度动力学模型,并对该模型实施了状态量和控制量的非线性反馈变换,同时利用最小相位系统特性,构造飞艇反馈线性化动力学系统.在此基础上,分别研究了飞艇在纵向平面内的平衡飞行可行性和稳定性,以及平衡航迹的镇定和期望输出的跟踪.仿真结果和样机试飞都验证了理论分析的正确性和可靠性.     

平流层飞艇定点气动力计算与仿真分析

研究飞艇定点动力性能分析,关于平流层飞艇动力特性问题是影响系统稳定的关键。为使飞艇能正常工作,必须对气动特性进行精确地分析。根据平流层飞艇的定点飞行特点,考虑空气粘性因素,建立了平流层飞艇的湍流边界层方程,采用动量积分关系式方法,求解飞艇表面摩擦阻力,利用有限元分析软件ANSYS仿真,分析了飞艇的空气动力特性。仿真结果表明,空气黏性对飞艇运动的影响不可忽略,动量积分法可有效解决飞艇摩擦阻力的计算。     

基于FLUENT的微型修正弹药气动特性仿真

研究微型修正弹药的的气动外形结构优化设计问题.由于传统的气动力参数计算方法,计算新型修正弹的气动力参数会造成大的误差,不利于弹道参数计算和飞行稳定性校核.针对上述问题,提出采用计算流体动力学软件Fluent对修正弹进行非结构化网格划分,利用密度基显式求解法,对修正弹在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,得到了修正弹药的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律,以及弹丸表面的压力分布和来流速度分布,并对仿真结果进行分析.结果表明,计算所得气动参数符合修正弹外弹道学规律,较好地模拟了弹丸跨音速时的飞行状态,可以为微型修正弹药的制导外形设计提供依据和参考.     

基于神经网络动态逆的飞艇定点控制及仿真

本文在分析飞艇自主定点控制重要性的基础上,采用神经网络动态逆控制设计飞艇水平面内的定点控制律。首先建立了飞艇水平面内的定点控制方程,然后利用神经网络补偿动态逆误差,建立了神经网络动态逆控制律,进行了仿真,并与未加入神经网络的动态逆控制方法进行了比较。仿真结果证明,在被控对象存在不确定性或者有外在干扰的情况下,本文设计的控制律控制律可以控制飞艇回到期望的定点位置,为以后进一步进行自主能力更高的定点控制律设计奠定了基础。     

液体晃动条件下飞艇水箱动力响应仿真分析

为了增加重载飞艇的载重能力,在满足结构强度要求下飞艇上的贮水水箱需要采用薄壁结构、轻质材料等方法来减轻重量。水箱在空中受到风载荷或其他载荷的作用,会导致水箱中的液体发生晃动,水箱在液体晃动和外部载荷共同作用下,可能会遭到破坏。考虑流固耦合作用对水箱结构的影响,分别从液体小幅晃动和大幅晃动两种情况对水箱动力响应进行研究。对于大幅晃动的情况,以试验所得风载荷加速度函数作为激励,利用计算流体动力学(CFD)方法进行仿真分析。分析结果表明,小幅晃动条件下,即使水箱发生共振,其结构也不会遭到破坏;大幅晃动条件下,1. 3 mm以下壁厚钢材料水箱和2.1 mm以下壁厚铝合金材料水箱结构会遭到破坏。该分析结果可为水箱部分设计参数的确定提供参考依据。     

Aerodynamic shape optimization using efficient evolutionary algorithms and unstructured CFD solver

An efficient evolutionary algorithm is presented for shape optimization of transonic airfoils. Several techniques have been used to improve the efficiency and convergence rate of the optimization Genetic Algorithm (GA). A new airfoil shape parameterization method is used which is capable of producing more efficient shapes at viscous flow conditions. A Real-Coded Population Dispersion (PD) Genetic Algorithm is developed in order to increase the robustness and convergence rate of the Genetic Algorithm. A Multi-Layer Perceptron Neural Network (NN) is utilized to reduce the huge computational cost of the objective function evaluation. Further improvement in the performance of NN is obtained by using dynamic retraining and normal distribution of the training data to determine well trained parts of the design space to NN. Using the above techniques, the total computational time of optimization algorithm is reduced up to 60% compared with the conventional GA.     

基本湍流模型在轿车底部流场的仿真分析

利用CFX10.0针对轿车车身底部流场进行仿真,主要是以稳态的控制体积为研究对象,Navier-Stokes Equations为数学工具,采用标准κ-ε和RNGκ-ε湍流模型对移动壁面边界的气动特性做了详细解释.同时,也较好地对底部流场的物理机理及车身的气动特性进行了深入的分析.结果表明:移动的壁面可以减弱附面层对车身气动特性的影响,该模拟结果与轿车模型在风洞中的试验结果比较一致.对轿车车身局部流场的分析有利于改善高速运动轿车的气动布局和提高轿车的气动特性.     

基于动网格的NACA0012翼型动态失速仿真计算

针对翼型动态失速问题,利用动网格技术的数值计算方法,采用转捩修正的SST k-ω湍流模型对NACA0012翼型进行仿真模拟及数值计算,得到翼型升阻力系数随迎角的变化规律以及翼型表面的压力和速度云图。研究表明,动网格技术和所选湍流模型能较好地捕捉翼型动态失速过程中涡流的形成、发展、脱落和再附着的过程,对翼型动态失速的研究提供一定的参考作用,也为民航训练动态失速项目的研究奠定基础。     

机器人反向动力学方程的并行计算

以PUMA560机器人的分解牛顿-欧拉反向动力学方程为模型,提出了方程分解的原则,由此得到AOE(Activity On Edge)有向图.以此为基础,按照深度和时差的概念建立了L-W优先表,并导出了一种启发式的调度算法.该算法在微处理机个数一定的情况下,可得到最小调度时间.最后,以Stanford机器人的递推牛顿-欧拉反向动力学方程为例,说明了该算法的有效性.     

Controllability Problems for Differential Gompertzian Dynamic Equations

Control problems are considered in the class of differential Gompertzian dynamics equations. Controllability conditions in the nonstationary case are formulated. A general form of a controller for a stationary system and of a scalar controller are obtained in generalized functions. Criteria for different cases of convex closed control sets are presented.     

一种基于偏微分方程的信号增强模型

在峰检测中,由于重叠峰和弱峰的存在,峰的漏检和错检率较高。为此本文在峰检测环节之前增加一个峰增强环节,使重叠峰的分离度以及弱峰幅度均增大。增强环节中采用的方法是将经典非线性扩散与导数谱相结合,即将导数谱增强后的信号作为经典非线性扩散的初始信号,经过一定时间的扩散得到增强后的信号。作为效果检验,首先对比了信号经过所提模型增强前后的效果,之后对比了其他信号增强模型的效果,结果表明本文所提模型有效。最后将本文模型应用于MALDI质谱峰增强。