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。     

弹-翼-机身组合体干扰条件下航弹的气动特性计算

本文对伍德沃德提出的面元法加以改进,以某型飞机外挂某型航弹为例,在组合体外形表面上划分大量面元,用改进后的面元法计算了在弹-翼-机身组合体干扰条件下航弹的气动力,与未受干扰条件下的计算结果和吹风数据进行了比较,并作了简要分析.计算结果表明,航弹所受的干扰主要来自机翼,随着弹体的下落和距机翼距离的增加,各气动系数很快接近无干扰时的值.     

无人机导弹发射对机翼的气动干扰

无人机导弹发射过程中,导弹尾气流对无人机机翼产生一定的气动干扰,影响载机的安全飞行.本研究以Fluent软件中非结构动网格理论为基础,采用k-ω二阶湍流模型对不同挂载位置的导弹发射过程进行模拟,得出无人机导弹发射过程中,导弹尾气流使得机翼周围空气流场发生变化,飞机的气动性也随之发生改变,不同挂载位置下导弹的发射对机翼的气动性影响也有所区别.其研究结果为无人机机载导弹发射提供参考.     

四旋翼无人机特种弹药悬停发射动力学研究

以某挂载多管发射器的小型四旋翼无人机为研究对象,为研究特种弹药发射对四旋翼无人机飞行稳定性造成的影响,建立了特种弹药发射内弹道模型,通过内弹道编程计算获得了该发射器发射某特种弹药产生的后坐冲量.基于牛顿-欧拉方程建立了无人机及多管发射器的六自由度动力学模型,通过Simulink建模计算,获得了四旋翼无人机及多管发射器的...     

微型四旋翼无人机模糊PID 控制

为解决微型四旋翼无人机控制系统存在的鲁棒性差和控制精度低的问题,提出一种模糊PID控制方法。建立微型四旋翼无人机系统动力学数学模型和电机模型,在系统模型的基础上设计模糊PID控制器。通过Matlab/Simulink仿真和飞行试验对所设计的模糊PID控制器的有效性进行验证。仿真实验表明,该算法能提高系统的抗干扰性能和控制精度。飞行试验结果表明,模糊PID控制器可以有效地控制微型四旋翼无人机。     

旋翼下洗流干扰条件下导弹初始弹道分析

结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的导弹初始弹道,计算结果表明旋翼尾流对导弹的初始弹道有明显的影响。     

基于虚拟中心的四旋翼无人机一致性编队控制研究

为提升无人机“蜂群”系统编队控制的一致性,以四旋翼无人机及所属“蜂群”系统为例,建立了四旋翼无人机单机以及“蜂群”系统模型。基于虚拟中心控制方法,提出了一种四旋翼无人机一致性编队控制策略。设计了一种分布式协同一致性编队控制律,并对该控制律的稳定性进行了推导分析。对应用该控制律的多四旋翼无人机组成的“蜂群”系统进行了编队飞行仿真,仿真结果表明,该控制律作用下的四旋翼无人机能够稳定飞行并在12 s内完成编队,验证了该协同编队控制策略的可行性和有效性。研究结果为提升“蜂群”系统的编队一致性问题起到了一定的理论指导作用。     

某四旋翼飞行器机架的模态分析

为了避免某四旋翼飞行器在执行任务过程中产生共振,对真实机架结构进行了建模,用有限元软件Workbench进行模态分析.通过提取机架的7～12阶固有模态,发现旋翼机的激振频率可有效避开其固有频率.结果表明,该方法可有效避免共振,增加飞行器任务执行的作业量及有效率,为该飞行器的设计、改进及其研究提出参考意见.     

四旋翼无人机反步积分自适应控制器设计

针对四旋翼无人机在实际应用过程中出现质量变化的情况,基于自适应控制理论设计质量观测器,用于实时观测无人机的质量并修正其质量参数.在经典反步控制器(CBC)基础上,结合质量观测器和第一类控制误差积分,提出反步积分自适应控制器(BIAC),用于无人机的轨迹跟踪控制.该控制器的设计过程基于Lyapunov稳定性理论,能够保证...     

基于高阶滑模观测器的微分滑模四旋翼无人机控制研究

针对四旋翼无人机鲁棒控制问题,提出了一种基于高阶滑模观测器的内环与外环控制器设计方法。首先,建立了四旋翼无人机模型的运动学与动力学方程,通过反馈线性技术将模型分解为线性部分与非线性部分。然后,在输入信号延迟的基础上推导了相应的滑模控制律,由分离定理分别设计了观测器与控制器,通过扰动识别减少需要观测的状态变量,继而减少了测量传感器,同时对观测器以及整个闭环系统稳定性进行了证明。仿真验证了所提出的控制算法在提高四旋翼无人机姿态控制系统精度以及鲁棒性方面的有效性。     

布撒器-子弹气动干扰风洞实验研究

介绍了子母弹气动干扰风洞实验新方案的特点及实验装置的构成。利用该方案进行了布撒器一子弹气动干扰风洞实验。实验结果表明：阻力系数干扰量、升力系数干扰量随子弹的轴向位置振荡变化;随子弹的下移气动干扰量减小;子弹的攻角对气动干扰影响不大;在布撒器尾翼区子弹的气动干扰量变化很大;布撒器尾迹对子弹的阻力有很大影响。对亚音速子母弹气动干扰区边界的界定标准应仔细进行研究。     

超音速子母弹分离气动干扰风洞试验

对超音速飞行子母弹分离气动干扰特性进行了风洞试验研究,给出了试验模型、试验方案、试验测试系统和干扰试验结果,其中母弹模型为抛出子弹后的弹体形状.试验反映了母弹模型头部激波对不同相对位置、不同姿态子弹模型的气动干扰特性.试验结果表明,子弹弹头在母弹弹头激波层时,干扰最为显著.根据干扰特性提出了工程应用的初步改进措施.     

典型尾翼布局的类乘波体气动与流场特性研究

通过数值模拟方法,深入对比研究了高超声速情况下类乘波体机身带单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰流动机理.研究表明:从全机的气动性能角度分析,双垂尾布局气动特性最优;从尾翼的纵向气动性能角度分析,单垂尾布局下尾翼的气动特性较好.最后揭示了机身对垂直翼、倾斜翼和水平翼的干扰流动机理.文中的研究结果能够对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供有价值的参考.     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

某大口径轻武器射流噪声的小波分析与数值模拟

针对某带膛口制退器的大口径轻武器射流噪声问题,在实验研究和数据分析基础上,对膛口噪声的气动特性进行探究。利用小波分析方法对实验测得的噪声数据进行分析,将膛口冲击波与膛口脉冲噪声的波形加以区分;采用计算流体力学与计算气动声学耦合算法对膛口噪声进行数值模拟,并将测点位置的噪声数值模拟结果与实验结果进行对比分析,验证该计算方法的可行性;分析了膛口制退器内的激波分布及带膛口装置的膛口噪声场指向性分布。研究结果表明：膛口噪声成分复杂,频带宽且声能较高,膛口制退器引起膛口周围流场的侧向分流,从而影响膛口噪声的指向性分布。     

螺旋桨和弹载无人机相互干扰分析

为了研究螺旋桨与弹载无人机的相互干扰,使用滑移动网格技术对螺旋桨进行数值仿真,借助颗粒轨迹、分段受力计算和相关力矩计算对仿真结果进行分析。分析结果表明螺旋桨的干扰会对无人机稳定性产生影响,借助副翼偏转和垂尾的恢复力矩可以使无人机保持相对稳定;螺旋桨的滑流掠过机翼使升力增加,并产生与螺旋桨扭矩相反的力矩。     

运载火箭测量系统上电瞬态干扰测量及串扰分析

对运载火箭测量系统二次电源在上电时产生的瞬态传导干扰源进行测量,得到该瞬态干扰时域以及频域信息。在测量数据的基础上,结合运载火箭常用的线缆,分析该瞬态干扰对邻近设备和线缆的耦合,研究不同线长、不同间距以及端接负载等情况的耦合响应。基于试验和仿真结果,对运载火箭线缆线束的选型、布线提供建议,对工程研究具有指导意义。     

某SUV后视镜气动噪声模拟研究

降低气动噪声已经成为乘用车NVH研究的重要内容.对某SUV汽车后视镜气动噪声进行了计算流体力学(CFD)和计算气动声学(CAA)研究.采用大涡模拟模型(LES)计算了后视镜的瞬态外流场,并应用Lighthill-Curle声学理论和FW-H声学模型预测了其噪声特性.该方法使乘用车气动噪声预测成为可能,分析结果可用于改进后视镜的气动噪声性能.