检索结果-内蒙古大学图书馆

航空学报 2014年第5期35卷 1319-1328页

作者：董威利刘莉周思达北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

为准确预估探测器着陆冲击过程的动力学响应,采用非线性有限元方法建立了探测器软着陆动力学模型,能够较全面地反映出各种非线性因素。针对非线性有限元求解耗时长的弱点,考虑到探测器的局部非线性特性,利用广义动力缩聚(GDR)方法建立... 详细信息

为准确预估探测器着陆冲击过程的动力学响应,采用非线性有限元方法建立了探测器软着陆动力学模型,能够较全面地反映出各种非线性因素。针对非线性有限元求解耗时长的弱点,考虑到探测器的局部非线性特性,利用广义动力缩聚(GDR)方法建立了月球探测器中心体的降阶模型。提出了一种基于脉冲响应函数的模态截断准则,在广义动力缩聚方法的基础上筛选少数几阶模态影响系数(MIC)较高的模态表征中心体的加速度响应,能够进一步降低模型的阶数。将降阶的中心体模型与含非线性的缓冲机构连接后进行的软着陆动力学分析能够准确而快速地预估探测器测点的加速度响应,与非降阶模型对比,计算时间缩短了75.5%,加速度响应的相对峰值误差控制在5%以内。数值仿真表明,广义动力缩聚方法能够有效地解决传统非线性有限元方法求解效率低的问题,本文所提模态截断准则的优点是适于求解模态密集问题并且与系统的输入输出无关。

关键词：月面软着陆非线性有限元法局部非线性模型降阶模态截断准则

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基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

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北京理工大学学报 2016年第4期36卷 340-347页

作者：陈鑫刘莉岳振江北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提.针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热... 详细信息

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提.针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架.以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法 SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L∞和eNRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法.针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.

关键词：高超声速气动热代理模型模型降阶

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自由剪切流动数值模拟的计算网格设计

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北京理工大学学报 2013年第9期33卷 885-889,895页

作者：于勇北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

从流体力学理论的角度出发,采用理论分析与证明的方法,通过干扰剪切流(ISF)的理论分析表明,在自由剪切流动的计算时存在最佳计算网格.从ISF理论可以证明最佳计算网格是一个网格线与ISF黏性剪切薄层的流向平行,且在ISF黏性薄层法向在薄... 详细信息

从流体力学理论的角度出发,采用理论分析与证明的方法,通过干扰剪切流(ISF)的理论分析表明,在自由剪切流动的计算时存在最佳计算网格.从ISF理论可以证明最佳计算网格是一个网格线与ISF黏性剪切薄层的流向平行,且在ISF黏性薄层法向在薄层内进行局部加密的正交网格.对于非最佳网格,即使把网格加得很密,也难以捕捉ISF黏性薄层的物理黏性效应,算出的黏性效应是数值黏性,并通过一个不可压缩自由剪切层流流动的数值模拟证实了这个结论.

关键词：自由剪切流干扰剪切流理论计算流体力学网格设计

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基于脉冲子结构的探测器结构动力学优化设计

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宇航学报 2018年第9期39卷 968-975页

作者：陈树霖刘莉陈昭岳岳振江孙浩然北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对传统结构优化设计中,精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题,引入保精度、高效的脉冲子结构方法,提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程,并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析,获得了太阳翼结构设计参数,有效地提高了太... 详细信息

针对传统结构优化设计中,精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题,引入保精度、高效的脉冲子结构方法,提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程,并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析,获得了太阳翼结构设计参数,有效地提高了太阳翼动力学特性指标,改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明,脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计,提高优化设计效率,所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。

关键词：脉冲子结构方法结构动响应分析月球探测器太阳翼动力学优化设计

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脉冲子结构与有限元刚-弹混合连接的子结构方法

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航空学报 2015年第8期36卷 2670-2680页

作者：刘莉陈树霖周思达陈昭岳北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

航天器结构的日益复杂庞大对系统级的动力学建模仿真以及进一步的结构优化提出了巨大挑战。为提高动力学求解效率,通常引用动态子结构方法。本文利用适于处理瞬态冲击问题的脉冲子结构(IBS)方法,并对其进行改进,将基于脉冲响应函数(IRF... 详细信息

航天器结构的日益复杂庞大对系统级的动力学建模仿真以及进一步的结构优化提出了巨大挑战。为提高动力学求解效率,通常引用动态子结构方法。本文利用适于处理瞬态冲击问题的脉冲子结构(IBS)方法,并对其进行改进,将基于脉冲响应函数(IRF)的子结构与有限元建立的子结构综合,同时考虑刚性、弹性以及刚-弹混合连接情形下的子结构综合格式。通过3个数值算例,验证了方法的正确性。最后将刚-弹混合连接下的子结构方法应用到月球探测器软着陆的动态响应预测,结果表明该方法适于对月球探测器软着陆动态响应进行高精度快速预测,并且可以应用于月球探测器的局部动力学结构优化。

关键词：动态子结构方法脉冲响应函数有限元方法刚-弹混合连接月球探测器

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基于电压补偿的四旋翼动力系统建模与实验

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系统工程与电子技术 2014年第5期36卷 934-939页

作者：李彦辉唐胜景杨盛毅刘超柳阳阳北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

由于四旋翼飞行器是直接由动力系统驱动控制的,因此动力系统模型的精确性至关重要。提出了一种新的方法,来建立精确的动力系统模型。综合电机螺旋桨、电调和电池模型,从整体上设计了基于电压补偿的动力系统控制模型;然后,搭建了实验平台... 详细信息

由于四旋翼飞行器是直接由动力系统驱动控制的,因此动力系统模型的精确性至关重要。提出了一种新的方法,来建立精确的动力系统模型。综合电机螺旋桨、电调和电池模型,从整体上设计了基于电压补偿的动力系统控制模型;然后,搭建了实验平台,通过实验测试与数据处理,对系统进行了参数辨识。结果表明,该模型输出的实际拉力符合预期要求,说明基于电压补偿的动力系统模型,能够有效地提高控制的精确性。

关键词：四旋翼动力系统电压补偿参数辨识

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同心筒发射装置燃气排导的气体动力学原理分析

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航空动力学报 2012年第3期27卷 501-507页

作者：于勇徐新文傅德彬北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

通过同心筒发射装置燃气排导的流场分析,提出了同心筒气体动力学过程的简化模型,分析了燃气从发动机喷管流出后分别经历一个的变截面和摩擦管流的过程,并对一个具体的同心筒发射装置的流场进行了数值模拟,验证了所提出的简化气体动力学... 详细信息

通过同心筒发射装置燃气排导的流场分析,提出了同心筒气体动力学过程的简化模型,分析了燃气从发动机喷管流出后分别经历一个的变截面和摩擦管流的过程,并对一个具体的同心筒发射装置的流场进行了数值模拟,验证了所提出的简化气体动力学原理模型的正确性.然后根据原理分析,总结出了几个同心筒结构优化设计中需要考虑的参数,解释了这些设计参数的作用原理,使同心筒的优化设计有了初步的理论指导和优化方向,并根据基本原理给出了一种快速估算最小狭缝宽度和平均附加弹射力的方法.

关键词：同心筒燃气射流数值模拟气体动力学原理设计参数

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考虑自动驾驶仪动态特性的含攻击角约束的反演递推制导律

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宇航学报 2014年第7期35卷 818-826页

作者：刁兆师单家元北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对制导武器需要攻击角度控制的要求及自动驾驶仪动态特性对制导效果的不利影响,提出了考虑自动驾驶仪动态特性补偿、具有末端攻击角约束的反演递推制导律。首先结合反馈线性化技术,利用本文推广的积分反演定理设计了二阶子系统的虚拟... 详细信息

针对制导武器需要攻击角度控制的要求及自动驾驶仪动态特性对制导效果的不利影响,提出了考虑自动驾驶仪动态特性补偿、具有末端攻击角约束的反演递推制导律。首先结合反馈线性化技术,利用本文推广的积分反演定理设计了二阶子系统的虚拟控制律;然后进一步应用反演递推方法推导了考虑自动驾驶仪动态特性的含攻击角约束的制导律,并通过李雅普诺夫稳定性理论详细地证明了该制导律对于视线角和视线角速率的指数收敛特性。在实例应用仿真中,给出了该制导律的具体实现方法,比较了该制导律与其他制导律的制导性能,检验了该制导律对不同作战任务的制导效果。仿真结果表明,该制导律具有良好的性能和工程应用推广价值。

关键词：制导律攻击角约束自动驾驶仪动态特性反演递推控制

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带末端攻击角约束连续有限时间稳定制导律

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宇航学报 2014年第10期35卷 1141-1149页

作者：刁兆师单家元北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对制导武器末端攻击角约束与末端弹道尽可能平直的要求,应用有限时间控制方法,设计了具有末端攻击角约束的连续有限时间稳定制导律,使闭环制导系统在有限时间内视线角速度收敛到零和视线角收敛到期望值。通过非线性控制系统的有限时... 详细信息

针对制导武器末端攻击角约束与末端弹道尽可能平直的要求,应用有限时间控制方法,设计了具有末端攻击角约束的连续有限时间稳定制导律,使闭环制导系统在有限时间内视线角速度收敛到零和视线角收敛到期望值。通过非线性控制系统的有限时间稳定齐次性理论对该制导律进行了分析,证明了闭环制导系统的视线角速度和视线角全局有限时间稳定特性,并基于有限时间Lyapunov稳定性理论给出了闭环制导系统有限停息时间的表达式。在实例应用仿真中,比较了该制导律与最优制导律的制导性能,检验了该制导律在不同作战任务下的制导效果。仿真结果证实了该制导律的有效性和鲁棒性。

关键词：制导律攻击角约束有限时间稳定连续非光滑

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梁在固有振动中的对偶关系

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力学学报 2020年第1期52卷 139-149页

作者：胡海岩北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

本文研究具有齐次边界的Euler-Bernoulli梁在固有振动中的对偶关系.将两种截面变化不同、但固有频率完全相同的梁定义为异截面对偶梁.通过位移描述和弯矩描述,指出具有齐次边界条件的变截面梁共有如下7类异截面对偶:一是自由-自由梁与固... 详细信息

本文研究具有齐次边界的Euler-Bernoulli梁在固有振动中的对偶关系.将两种截面变化不同、但固有频率完全相同的梁定义为异截面对偶梁.通过位移描述和弯矩描述,指出具有齐次边界条件的变截面梁共有如下7类异截面对偶:一是自由-自由梁与固支-固支梁,二是滑支-自由梁与滑支-固支梁(及其镜像),三是铰支-自由梁与铰支-固支梁(及其镜像),四是铰支-滑支梁与铰支-滑支梁(及其镜像),五是滑支-滑支梁与滑支-滑支梁,六是铰支-铰支梁与铰支-铰支梁,七是固支-自由梁与自由-固支梁.在此基础上,将两种截面变化相同、固有频率也相同的梁定义为同截面对偶梁.研究表明,当且仅当梁的截面积函数和截面惯性矩函数具有特定指数函数形式时,前4类异截面对偶梁能成为同截面对偶梁.对于等截面梁,上述前3类同截面对偶仍可保持,而第4类同截面对偶退化为彼此镜像.此时,通过引入转角描述可发现等截面梁产生新对偶,即滑支-滑支梁与铰支-铰支梁对偶.上述等截面梁的对偶均具有如下特征,即对偶中的一种梁具有静定约束,另一种梁具有静不定约束.

关键词：变截面梁等截面梁对偶固有振动弯矩描述转角描述

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