考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD方法对优化结果进行校核。结果表明:与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。

复合扰动模型的无人机自动配平装置结构设计

无人机平台加装作业设备的作动及飞行环境的干扰均会造成无人机重心的偏移,影响作业精度。提出一种复合扰动模型的自动配平装置稳定无人机姿态的方法,考虑气流扰动、无人机载荷变化等因素,进行了无人机俯仰角、滚转角、偏航角多目标的自动配平装置结构优化设计并对无人机稳定性展开试验验证。结果表明,与多旋翼无人机加装配平装置前相比,无人机俯仰角、滚转角、偏航角超调量分别减小11.6%、48.5%、34.5%,对应的姿态稳定时间分别缩短0.06s、0.07s、0.06s,无人机三轴方向的控制稳定度分别提高54.4%、69.5%、60.8%,解决了气流扰动及无人机载荷变化复合作用影响无人机飞行姿态波动的问题,确保了飞行的稳定性。这里提出方法可为复杂工况条件下展开作业的多旋翼无人机结构优化设计提供参考。

含冗余控制面飞行器配平优化设计与性能分析

含冗余控制面的飞行器配平问题是一个超静定问题,从性能需求角度构建3个单目标配平构型优化问题,在高度为5 km、马赫数为0.85的定直平飞状态下,采用遗传算法求解。结果表明:若以最大升阻比为目标,采用内升降副翼配平,其余舵面中立;若要使配平所需控制面偏角绝对值和最小、达到降低控制能量的目的,则采用中升降副翼配平,其余舵面中立;若要实现控制面间偏角相差最小、达到减小雷达反射的目的,那么3组升降副翼需同时上偏3.7882°。结合气动数据,分析了上述结果的合理性。将3个目标两两组合,采用非支配排序遗传算法求解得到Pareto非劣解,发现3个配平目标两两互相冲突,一个目标性能的提高会降低其他目标性能,但降低性能的比例不同。最后综合考虑3个优化目标,采用理想点最小距离法从Pareto非劣解中选择最优构型,最终得到配平构型迎角1.7908°、内升降副翼-0.0009588°、中升降副翼-4.1908°、外升降副翼-4.9232°。本文的工作对合理确定含冗余控制面飞行器配平构型与性能综合分析有一定的参考意义。

浅析化学方程式配平的多组系数

浅析化学方程式配平的多组系数张玉柱许多学生认为：不论采取什么方法，化学方程式都只能配平出一组系数，方程式的配平不过是一个机械过程，只要采用“调整系数，使反应前后各种元素的原子个数相等”就完事大吉了。不可否认，绝大多数化学方程式的配平不管采用什么方法，...

模糊控制在直升机旋翼自动配平中的应用

直升机旋翼的配平是影响其飞行稳定性和安全性的关键因素之一。传统的机械式配平方法存在响应速度慢、精度低等问题,难以满足现代直升机对高性能、高可靠性的要求。为了开展国内直升机旋翼实时调整技术研究,本文基于模糊控制理论进行了直升机旋翼自动配平技术研究,并进行了IFT模型旋翼自动配平风洞试验。试验结果表明,基于模糊控制理论的旋翼自动配平技术安全有效,实现智能变距的同时又能控制旋翼振动水平。

削面/配平翼飞行器的气动计算及分析

带削面 /配平翼的钝双锥外形是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。该外形具有配平升力大、升阻比大、空间大等特点 ,可以利用迎风翼面及背风翼面进行配平控制 ,而且侧向控制翼不仅可以控制侧向配平及稳定 ,还可以利用不同的扩张角改变飞行器的配平阻力和配平升阻比。研究了此类飞行器的迎风 /背风配平控制效率问题 ,以及飞行器的侧向稳定性问题 。

全动模拟机俯仰配平系统故障分析与诊断

通过对某型全动模拟机俯仰配平系统控制原理的研究,制定俯仰配平系统偶发性故障的排查思路,确定故障原因,并给出解决方案。该排故思路对解决俯仰配平系统相关故障具有一定参考意义。

基于主动复位静平衡仪的叶轮配平算法研究

传统叶轮配平采用动平衡方式,多次装配和多次配平,效率低且精度差.本文采用静平衡仪测量以及优化配平算法,引入等效配平质量概念,一次装配,逐次逼近预配平和在线测量,经试验验证,最终只需一次配平即可完成高效高精度产品配平.

返回舱烧蚀外形对配平特性影响分析

为研究烧蚀对返回舱配平特性的影响,采用数值模拟方法计算分析了类联盟号返回舱在不同马赫数下的配平特性,同时研究了因烧蚀防热层厚度变化所引起的气动外形改变后的气动特性,尤其是配平特性的变化情况。结果表明:在高超声速段(Ma>8),类联盟号返回舱的配平攻角绝对值和配平升阻比随着马赫数的增大而减小;因烧蚀防热层厚度变化所引起的气动外形变化后,配平攻角绝对值会增大,配平升阻比也相应增加;研究结果与国外文献中对CEV外形的研究结论相符合,类联盟号外形与CEV外形在配平特性上具有相同的变化规律,烧蚀对其配平特性的影响规律也相同。

塔式起重机智能化配平控制技术研究

为了解决塔式起重机采用固定配重所存在的力矩不平衡性突出、控制稳定性差的不足,提出了一种新的塔式起重机智能配平控制技术。以拉压传感器为基础,通过对起重机两端力矩偏差的测定,利用模糊PID控制的方式实现对配重块位置的灵活调整。实际应用结果表明:新的控制技术能够在0.29 s内实现快速响应,动态配平力矩差仅0.038 N·m,比优化前降低了94.6%,极大地提升了塔式起重机的运行稳定性和可靠性。

例谈“零价法”配平氧化还原方程式

含复杂化学式的氧化还原方程式的配平,可以用化合价“零价法”配平。当遇到复杂化学式难以确定化合物中各元素化合价的时候,可以把复杂的化学式中各种元素的化合价分别标为零价,然后标出其它常见化学式中发生变化的元素的化合价,接着算出元素化合价的升降数值,然后利用最小公倍数让化合价升降数值相等,最后进行配平。切记整个氧化还原方程式只规定一种化合物中各种元素的化合价分别为零价。本文例析如下。

化学方程式配平方法综述——熟悉配平类型、认识配平要领、掌握配平技能

掌握化学方程式的配平方法,是学好化学的必备技能,而针对不同化学方程式,选用最适当的配平方法,更能加快配平速度和提高配平的正确性。本文除了简要概括了传统的观察法、最小公倍数法、奇偶数法、双线桥法等外,又引进了复分解反应的配平法,发展了氧化—还原反应的化合价升降数交叉法,有机化学反应方程配平的分子式法和舍官能团法。为比较各种配平法之简繁,试将各种配平方法之要领、步骤、应用范围作如下综述:

氧化还原方程式的配平方法

介绍几种氧化还原方程式的配平方法

论离子-电子法配平氧化还原反应方程式

在配平氧化还原反应方程式时 ,由于酸碱介质的不同 ,反应不同 ,所加物质也不同 .本文从离子 -电子法配平氧化还原反应方程式的步骤入手 ,应用在教学实践中归纳出的五个规则 ,探讨离子 -电子法配平氧化还原反应 ,并用离子

氧化还原反应方程式的配平技巧

氧化还原反应方程式的配平方法有很多，但只有根据化学方程式的类型和特点选择最优的配平方法，才能达到快捷、准确配平的目的．

共轴刚性旋翼飞行器配平特性及验证

针对共轴刚性旋翼与常规旋翼的区别,从挥舞运动、变距操纵和诱导速度3方面建立共轴刚性旋翼的气动力模型。采用等效挥舞运动概念,建立共轴刚性旋翼的挥舞运动方程;引入提前操纵角概念,建立与共轴刚性旋翼挥舞频率相适应的变距操纵模型;引入上下旋翼干扰因子,建立共轴刚性旋翼的诱导速度模型。在此基础上,建立共轴刚性旋翼飞行器飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为例计算纯直升机飞行模式的配平特性,使用飞行试验数据验证了理论模型的正确性,同时讨论了共轴刚性旋翼飞行器与常规直升机配平特性的异同点。

返回舱再入跨流域气动及配平特性数值研究

基于直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,发展流场直角与表面三角形非结构混合网格生成方法和网格自适应技术,构造适于高稀薄流到近连续滑移流多流区共存的变时间步长模拟策略及DSMC区域分解并行计算方案。采用经改进的DSMC方法模拟飞船返回舱再入过程130～70km跨越外层空间自由分子流到稀薄过渡近连续流区热化学非平衡流动,研究分析了跨流域激波过渡带和边界层的强扰动演变规律以及稀薄气体效应、高温真实气体效应对返回舱气动特性和配平特性的影响规律。对比分析了不同壁面反射模型对返回舱配平特性的影响特点,计算的探月试验返回器配平迎角与飞行试验数据一致。计算分析了质心位置偏移对配平迎角的影响机制。计算结果表明:稀薄气体效应和壁面反射模型对90km以上高度的气动力和配平特性影响显著,真实气体效应则对90km以下高度的气动特性影响较大,质心横向偏移对配平迎角影响较大。

气动力配平及配平损失计算方法研究

本文介绍了飞机气动力配平计算、重心转移俯仰力矩计算与气动配平损失计算的工程算法,并在此基础上进行改进:在计算配平气动力之前对原始风洞实验数据加以处理,得到多个定迎角变平尾偏角的数据文件。以某运输机为算例,分别使用直接风洞实验数据和处理后的风洞数据进行配平气动力和气动配平损失计算,对比两者的计算结果可以看出,本文改进的方法计算结果准确,具有一定的可行性。同时,使用MATLAB软件作为计算工具,提高了计算效率。

自转旋翼机配平及操纵响应特性

分析了自转旋翼机不同于直升机的特点,在考虑了自转旋翼机旋翼转速可变,螺旋桨、垂尾/平尾气动力的基础上,建立了自转旋翼机的飞行动力学模型。在此基础上,根据某中型旋翼机基本参数,对该机进行了配平及操纵响应特性计算。分析结果表明:自转旋翼机的油门开度随前飞速度增加单调递增,方向舵舵角的变化幅度较小;全飞行速度范围内姿态变化很小,尤其是纵向俯仰角;自转旋翼机的横向周期变距操纵功效接近直升机,纵向周期变距操纵功效小于直升机,而方向舵的航向操纵功效比直升机小很多。