水下滑翔机的稳态运动速度分析

本文基于水下滑翔机的动力学模型,开展稳态运动仿真,并给出直线稳态运动和螺旋稳态运动中的运动速度统一描述方法。通过与已有结果的对比,验证本文仿真方法的正确性。通过改变单一控制输入参数,揭示了水下滑翔机各运动速度分量与滑块纵向位置、滑块转角和净浮力之间的变化规律。结果表明:滑翔机线速度在上浮和下潜运动中变化趋势相似,而转向速度在上浮和下潜运动中变化趋势存在明显差异;相比于下潜运动,滑翔机在上浮运动中易于获得更大的转向速度。     

圆碟形水下滑翔机运动仿真分析

圆碟形水下滑翔机是一种新型的水下潜器,其全翼身外形使其具有全向运动特性。为了研究圆碟形对水下滑翔机运动性能的影响,本文基于动量(矩)定理建立圆碟形水下滑翔机的运动控制方程,采用四阶龙格-库塔法求解。分别对圆碟形水下滑翔机在垂直面内的直线运动、受外界小幅扰动运动和空间螺旋运动进行了仿真分析。仿真结果表明,圆碟形水下滑翔机的升阻比相比于鱼雷形水下滑翔机较高,其自身受到外界小幅扰动时具有一定的稳定性;空间螺旋运动的螺旋半径、螺距以及周期都远小于鱼雷形水下滑翔机,小空间内的机动能力得到了大幅提高。     

圆碟形水下滑翔机运动仿真分析

圆碟形水下滑翔机是一种新型的水下潜器,其全翼身外形使其具有全向运动特性。为了研究圆碟形对水下滑翔机运动性能的影响,本文基于动量(矩)定理建立圆碟形水下滑翔机的运动控制方程,采用四阶龙格-库塔法求解。分别对圆碟形水下滑翔机在垂直面内的直线运动、受外界小幅扰动运动和空间螺旋运动进行了仿真分析。仿真结果表明:圆碟形水下滑翔机的升阻比相比于鱼雷形水下滑翔机较高,其自身受到外界小幅扰动时具有一定的稳定性;空间螺旋运动的螺旋半径、螺距以及周期都远小于鱼雷形水下滑翔机,小空间内的机动能力得到了大幅提高。     

飞翼式碟形水下滑翔机流动与运动特性分析

为提高碟形水下滑翔机的水动力性能和滑翔经济性,提出一种新型飞翼式碟形自主水下滑翔机,采用计算流体力学中SST(shear stress transmission)湍流模型对其流体动力特性进行分析,得到其在0°~21°小攻角范围内升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数以及升阻比的变化规律.并与模型实验结果进行对比,得出数值模拟结果与实验结果具有良好的一致性,验证了数值计算方法的有效性,且与传统水下滑翔机相比,飞翼式碟形自主水下滑翔机具有更优的综合水动力性能和滑翔经济性能.对于其运动特性,则基于多体动力学理论建立了该型水下滑翔机的动力学与运动学模型,并考虑了其内部纵向、横向调位滑块移动速度以及浮力驱动系统压载质量变化速度等调节变化的影响,代入数值仿真所得水动力系数,对该型水下滑翔机锯齿滑翔和螺旋滑翔等两种典型水下滑翔运动进行运动仿真.结果表明,该型水下滑翔机具有一定的运动稳定性,从理论上验证了其水下滑翔的可能.     

水柱测量中的水下滑翔机转向性能

为了实现水体的水柱测量,设计一种具备大范围俯仰角调节能力的水下滑翔机.该滑翔机利用多自由度重心调节系统,能同时实现常规滑翔与竖直剖面监测.研究扩大水下滑翔机在水柱测量点之间的间隔并提高转向过程的效率的方法.采用经过扩展攻角的水动力模型、计算流体力学方法、运动仿真以及湖水试验,分析不同的侧翼位置以及转向俯仰角对应的转向性能.试验与仿真结果表明,将侧翼位置远离尾翼并在转向过程中保持较小的俯仰角,能够减小转向半径,提高转向率以及整个滑翔过程在目标方向上的覆盖范围.湖水试验显示,相对于常规的27°转向俯仰角,使用更优的5°转向俯仰角可以使转向半径降低66%,使转向率提高330%,使目标覆盖距离提高77%.     

一种联翼式水下滑翔机外形优化设计方法

为增大传统水下滑翔机的升阻比,提高水下滑翔机的运动性能,将航空领域先进的联翼布局与传统水下滑翔机相结合,提出了一种新型的联翼式水下滑翔机,并通过外形优化设计使得联翼式水下滑翔机具有更优的升阻特性.首先,对水下滑翔机主体进行数值仿真模拟,将得到的结果与试验数据进行对比,验证了数值模拟方法的有效性.其次,运用CFD仿真软件比较分析了正交错、负交错和联尾翼3种联翼布局外形的升阻特性,选择升阻比最大的正交错布局作为水下滑翔机的初始外形.然后采用描形参数化方法,建立了联翼式水下滑翔机外形的参数化模型.最后,以最大化升阻比为优化目标,构建Kriging代理模型并采用EGO算法对联翼式水下滑翔机外形进行了优化设计.研究结果表明:优化后的联翼式水下滑翔机外形相比于初始外形,升阻比提高了18.42%;相较于传统水下滑翔机,升阻比提高了23.45%,从而验证了联翼式水下滑翔机具有更优异的升阻特性.本文的研究成果为提高水下滑翔机的滑翔性能提供了一种新思路和途径.     

翼身融合水下滑翔机后缘舵流体特性研究

为提高翼身融合水下滑翔机的操纵性及稳定性,将后缘舵融入其外形设计,并进行了CFD数值仿真,给出了其升力、阻力、升阻比等水动力参数随攻角、舵角的变化规律及相关云图。相比于传统水下滑翔机,翼身融合水下滑翔机不仅装载能力高,其最大升阻比更是前者的3倍,具有更高的能源利用效率。同时,通过增设后缘舵,提升了翼身融合水下滑翔机的机动能力,且相较于可变翼水下滑翔机,相同大舵角下升阻比提升30%以上。最后通过对数值结果和云图的分析,阐述了翼身融合水下滑翔机与传统鱼雷及AUV,舵和本体间相互影响程度上的区别。     

喷水推进型水下滑翔机的水平翼参数配置及定常运动分析

以喷水推进型水下滑翔机为研究对象,对比理论计算、数值仿真和拖曳试验结果,验证数值仿真方法计算水动力的准确性.考虑水平翼对水下滑翔机滑翔效率和静稳特性的影响,通过设计正交仿真试验和利用惠克公式确定水平翼的参数配置.基于刚体六自由度动力学模型,建立喷水推进型水下滑翔机的动力学模型,对定常滑翔运动和水平面回转运动进行运动仿真.结果表明,滑翔运动时,随质心调节位移的增加,攻角减小、滑翔角和滑翔速度增大;水平面回转运动时,随舵角增大,回转半径和回转周期减小,并且航速越快,尾舵调节效果越好.研究结果对喷水推进型水下滑翔机的设计与应用具有指导意义.     

AUV运动控制系统的设计与组建

本文依据AUV的概念模型,设计并组建了基于80C52单片机的水下滑翔机运动控制系统.该系统通过单片机采集、反馈滑翔机的运动参数,从而驱动姿态、重力、方向调节模块,控制滑翔机在"低头下潜、抬头上浮"的俯仰调控中于水下呈锯齿状滑翔.且特色性地在两翼设置螺旋桨,提供前进与转向力,配合压力、霍尔、温度、超声波、倾斜开关等传感器,使机器在水中具有强机动性与高控制精度,为专用AUV提供了设计与技术思路.     

共轭运动中接触线和啮合面的图解分析与计算

运动学基础根据机构运动学可知,两共轭曲面∑_1、∑_2的相对运动一般为瞬时螺旋运动。当∑_1、∑_2分别绕不同的固定轴线a_1、a_2作定螺旋参数p_1、p_2的螺旋运动,且其转动分量的角速度大小之比ω_1/ω_2=常数时,则∑_1、∑_2间的相对运动也是绕固定相对运动轴a而具有定螺旋参数p_(12)(或p_(21))的螺旋运动,且轴a与轴a_1、a_2的公垂线相     

焊接滚轮架上筒体的轴向运动

介绍焊接滚轮架上筒体轴向运动的理论基础。筒体与滚轮之间的轴向相对运动由螺旋运动，弹性滑动和摩擦滑动三种方式组成，筒体的轴向整体运动可分解为协调运动和非协调运动，当存在非协调运动分量时，滚轮轴承受较大的轴向力。因此，筒体轴向运动的合理的调节方式，应当尽量增大协调运动分量，减小非协调分量。     

层状岩体双轴压缩变形试验的数值分析研究

以绿片岩和大理岩组成的层状岩体为研究对象,采用FLAC3D对互层状岩体进行了双轴压缩变形试验的数值分析,在数值分析中考虑荷载方向与层理之间的几何关系、大理岩夹层的体积含量和侧压比的影响.研究结果表明,双轴压缩条件下,轴向荷载方向平行于层理、侧向荷载方向垂直于层理时的破坏强度最大,轴向荷载方向垂直于层理、侧向荷载方向平行于层理时的破坏强度次之,轴向和侧向荷载方向均平与层理时的的破坏强度最小;当轴向荷载方向斜交于层理、侧向荷载方向平行于层理时,随着夹层倾角由0°增加至90°时,层状岩体的破坏强度呈先增大后减小的规律;随着侧压比由0增加到1.0时,层状岩体的双轴压缩破坏强度呈先增大后减小的规律.     

正、余弦指令控制方式旋转导弹气动特性分析

为了研究正、余弦控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转。在与风洞试验结果进行对比,验证了数值模拟准确性基础之上,对不同转速、迎角、马赫数下正、余弦控制方式旋转导弹的气动特性进行数值模拟,得出如下结论:当采用相同最大舵偏角时,导弹进行正、余弦控制时其法向力系数要比静态条件下小,其侧向力系数和偏航力矩系数要比静态条件下大;导弹进行正、余弦控制时的偏航力矩系数大小要比不控时小;转速的变化对全弹法向力、侧向力特性以及鸭舵提供的法向力影响相对较小;亚声速条件下导弹的侧向力系数和偏航力矩系数数值比超声速条件下大;导弹做锥进运动时,合成迎角Г的变化对周期平均升力系数和侧向力系数影响较小,Г的变大会使周期平均偏航力系数、周期平均阻力系数数值变大;旋转效应是正、余弦控制方式旋转导弹产生侧向力的原因,并且鸭舵、尾翼产生的侧向力占主导地位。     

外壁转速对圆环扇形截面流道内流动特性的影响

圆环扇形直流道内的流体在轴向压降及外壁旋转共同作用下形成三维螺旋流动,针对不同外壁转速下的三维螺旋流动进行数值模拟,探究不同轴向雷诺数以及周向雷诺数下外壁转速对流体三维速度分布的影响规律.研究结果表明:在较低的外壁转速下,周向速度关于环扇形流道截面角平分线成对称分布,而径向速度关于角平分线成反对称分布;随着外壁转速的提高,三维速度分量的对称或反对称关系遭到破坏,速度中心的径向及周向位置随外壁转速产生有规律变化;外壁旋转的圆环扇形流道内具有三个涡流区域,其中靠近外圆柱面的主螺旋涡旋转方向与外壁面旋向相同,而靠近内圆柱面上下角点的两个Moffatt涡旋向与外壁面转动方向相反;主螺旋涡在外圆柱面带动下向其旋转方向偏移,而距离主螺旋涡中心较远的Moffatt涡在低压作用下涡流区域随外壁转速的提高而显著增大.     

一种多功能玩具的设计

设计了一款可遥控的既能飞行,又能在地面滚动的益智球形玩具.飞行部分采用可折叠伸缩的双旋翼结构,能够在空中飞行和地面滚动时快速转换,通过理论计算,得出了上下旋翼提供的升力远远大于球体自身的重力.采用减速电机驱动配重块的方式,控制和调节玩具的转向,并利用分析软件对直行和转弯姿态进行了运动学仿真,验证了其可行性.     

基于轮胎非线性模型的汽车操纵系统的动力学分析

基于一种轮胎非线性侧偏特性模型,利用近似解析方法研究了汽车的操纵动力学问题,给出了表征汽车稳态响应的横摆角速度增益、转向半径之比、前后轮侧偏角之差的近似解析解.结果表明,当前轮输入角较大时,稳态横摆角速度增益会迅速增加;而当车辆高速行驶时,即使前轮输入角很小,转向半径之比也会很大.与线性轮胎侧偏特性模型相比,考虑轮胎侧偏特性的非线性时,转向不足的区域明显减小.     

不同攻角运动的水下导弹表面空泡流场数值研究

在水下高速航行的弹体表面的局部低压区会形成空泡,而空泡的形成会对弹体周围的流场造成很大的影响.当弹体在一定攻角下航行时,弹体周围的流场非常复杂.文中采用Singhal提出的空泡模型,利用有限容积法对三维弹体的外流场进行了数值模拟.将零攻角下的数值结果与文献中的经典实验结果进行了比较,二者数据符合较好.利用此方法对5种小攻角进行了研究,比较分析了5种攻角下弹体表面的空泡分布和压力系数分布,并通过数值积分的方法得出弹体在不同攻角下的侧向力和力矩.计算结果表明,当攻角大于2.5°后,侧向力和力矩会大幅度的增加.文中结论可供水下垂直发射与水下导弹的研究与设计参考.     

双半挂汽车列车操纵稳定性分析

分析车辆参数变化对双半挂汽车列车操纵稳定性的影响. 提出新的建模分析方法,建立双半挂汽车列车三质心四自由度线性单轨模型. 在牵引车前轮角阶跃输入下,运用Matlab软件求解动力学状态方程,得到稳态响应评价中3个车辆单元的稳态横摆角速度增益表达式和不足转向梯度表达式,以及3个车辆单元两两之间的稳态相对增益表达式. 分析载荷量和鞍座位置等车辆结构参数对3个车辆单元不足转向梯度的影响,分析不足转向梯度、质心位置和鞍座位置变化对3个稳态相对增益表达式的影响. 结果表明,当载荷增加时,须恰当调整2个鞍座的位置,确保3个车辆单元处于不足转向的状态,使汽车列车行驶状态良好. 研究结果为双半挂汽车列车的结构参数设计和操纵稳定性改善提供了理论基础.     

某型伸缩机翼无人机的性能分析

由于众多机翼变形方式中,伸缩机翼能提供一种较为简单的一维变形方式,使得在机翼的气动特性发生较大变化时,无人机能获得不同飞行状态下较优的飞行性能.为评估机翼伸缩带来的性能收益,使用雅典娜涡格法程序(AVL)作为气动分析工具,对安装有伸缩翼的某型无人机进行气动分析与性能计算,并研究伸缩机翼变形机构带来的额外增重对性能的影响.分析结果表明:在相同攻角范围下,伸缩机翼的最大升阻比提高36.57％,最大升力系数提高34.85％;伸缩翼无人机的阻力、航时与航程、起飞与着陆距离等性能收益,受变形机构带来的机翼额外增重影响,并且增重量越大,伸缩翼无人机的性能收益越少.     

基于整车风洞试验的MIRA车型数值计算

为了明确稳态数值计算对于整车气动力,特别是车身表面压力的预测能力,首先以全尺寸MIRA车型整车风洞试验数据为基准,进行网格方案研究并得出结论、车身面网格为10mm、5层边界层网格且第1层网格无量纲高度Y+=30可以满足网格无关性要求。然后,基于该网格方案进行数值计算后得到:无偏航工况下,阻力系数CD与试验值误差为0.34%,升力系数CL误差为1.06%;3°～20°偏航工况下,CD和侧向力系数CS误差分别不超过5%和9%,表明气动力计算准确性较高;车身表面254个测压点中,压力系数CP预测误差大于50%的测点个数基本不超过20%,其中误差较大的测点主要位于车身底部以及背风侧等流动较为复杂的区域。