为满足高超声速飞行器在概念设计和优化设计中对气动力快速计算的需求,基于C/C++研究和开发了高超声速飞行器的气动力快速计算程序。使用该程序对HL-20升力体和双椭球模型的气动力特性进行计算,将计算结果与风洞实验数据进行对比分析。结果表明,计算结果与风洞实验数据吻合良好,该程序能够准确计算高超声速飞行器的升阻特性。通过修改工程计算方法,对比计算数据,验证本文使用的计算方法的精度,同时也体现了该程序可以灵活选择适合的计算方法的特性。此外,该程序不仅可以自由的更换计算方法,还能够作为C++的库文件链接成为优化程序的一部分,实现高超声速飞行器的概念设计和优化设计。

针对小电容压电陶瓷特有的迟滞曲线，建立实验系统采集压电陶瓷微位移器的位移-电压数据，然后用最小二乘法建立数学模型；通过计算机程序控制压电陶瓷驱动电压，实现了白光干涉检测仪微位移系统的开环控制，总位移20μm，精度可达0．03μm，并且给出了控制程序的流程图。

文章建立了含表面开口斜裂纹的二维有限元模型，在模型中引入Sarmar吸收边界，对脉冲超声表面波的激发、传播和在斜裂纹处的散射进行了分析，并利用频谱法对斜裂纹深度测量进行了数值模拟。通过模拟波场快照图观察了脉冲超声表面波在表面开口斜裂纹处的散射和波型转换过程。对透射波信号进行了频谱分析，得到了斜裂纹倾角和深度参数与吸收频率的对应关系。

本文利用ANSYS有限元分析软件进行数值模拟，针对非磁性金属基体上非导电覆盖层厚度的影响，建立了涡流检测线圈的二维模型，求解了涡流检测线圈的阻抗变化，并对其阻抗值进行了归一化。计算得到的仿真结果与实际的传感器特性是吻合的，从而为涡流检测的原理分析、传感器设计和实际应用提供了一种有效的分析方法和参考依据。

传统的涡旋液压泵在工作过程中会形成吸液腔、压液腔、排液腔,由于液体的可压缩性很小,因此在压缩过程中会产生困油现象,解决困油现象常用的方法是通过开设泄压口,但是这种方法对油液的粘稠度、电机的转速有很高的要求,工作中还会产生运转不平稳、输出不稳定等问题,大大影响了涡旋液压泵的性能。本研究通过对基圆渐开线的进一步研究,使型线在啮合过程中只形成吸液腔和排液腔,从而使输液过程不产生困油现象;再对其容积特性进行计算分析,得出了涡旋液压泵在运动过程中容积变化呈线性关系,由此可知涡旋盘运转平稳,输出稳定,可靠性高,从而改善了传统的液压泵设计和工作中所产生的问题,提高涡旋液压泵的工作性能。

如何高效准确地设计带襟翼翼型的非定常气动特性是主动后缘襟翼技术应用于旋翼减振降噪、性能改进及主操纵的一个关键问题。首先通过CFD方法计算了带襟翼翼型的非定常气动特性,与风洞试验数据对比验证计算结果的正确性。进一步耦合模糊逻辑方法和CFD计算结果,建立带襟翼翼型非定常气动力的快速计算模型,分别采用牛顿迭代法和正向步进搜索算法对模糊逻辑模型进行参数辨识和结构辨识。以SA349旋翼翼型加装襟翼为对象,对比了模糊逻辑模型对襟翼1Ω和2Ω振荡的带襟翼翼型非定常气动力的预测结果与CFD计算数据。结果表明带襟翼翼型非定常气动力模糊逻辑模型与CFD计算数据吻合良好,且有很高的计算效率,证明了该方法的正确性和有效性。

采用多面体网格、切割体网格和四面体网格对空天飞机模型进行数值模拟,将模拟获得的气动力数据与试验值进行对比分析,通过计算误差来对比研究不同网格模拟的高超声速飞行器气动力计算精度。数值模拟结果表明,各工况下3种网格都能较准确地模拟空天飞机的气动力特性。其中,多面体网格对气动力的计算精度最高,计算得到的气动力系数值误差最小;而四面体网格计算得到的气动力系数值误差最大。但在部分工况下,通过四面体网格模拟得到的升、阻力系数相对于试验值的误差倍数相当,使得计算得到的升阻比更接近试验值。此外,通过与试验纹影图对比,3种网格都能较为准确地模拟空天飞机模型的流场结构。然而,多面体网格和切割体网格对激波的分辨能力要强于四面体网格。随着攻角的增大,通过多面体网格模拟得到的激波分辨能力更强,而切割体...

通过运用LBM-LES方法,对基于仿生学原理构建的多孔仿生翼型进行了气动噪声声场的直接计算,并深入分析了多孔仿生翼型的流动特征和声学特性,详细探讨了多孔介质流阻和长度对仿生翼型控制效果的影响。结果表明多孔介质长度为20%,流阻较高时,仿生翼型具有较好的降噪效果;当流阻比较低的时候,仿生翼型尾涡会变强,从翼型后缘脱落后形成有序的卡门涡街,会增强仿生翼型的气动噪声,失去降噪效果;翼型壁面附近边界层内的相干结构及翼型后缘处脱落的尾涡是产生远场气动噪声的主要声源,仿生翼型的噪声控制需要综合考虑两处主要声源的影响,才可能有效起到降低气动噪声的目的。

四旋翼飞行器的应用范围日渐扩大,其旋翼气动噪声问题也开始越来越受到重视。为降低四旋翼飞行器的噪声水平,本文提出了基于相同步控制的四旋翼飞行器气动噪声主动抑制方法。首先基于自由尾迹法建立四旋翼飞行器气动噪声物理模型;针对物理模型计算资源消耗大、无法满足控制系统实时性的难题,建立基于人工神经网络的气动噪声预测代理模型。然后以某样例四旋翼小型无人机为对象,通过仿真计算,建立不同相角组合控制作用下飞行器正前方观测点气动噪声的训练样本集;最后通过遗传算法对训练得到的代理模型进行寻优,获得噪声控制所需的最优相角控制量,从而实现对飞行器前方扇形区域的噪声主动抑制。仿真结果表明,在最优相角组合控制作用下,飞行器正前方扇形区域观测点的平均声压级可降低9dB。

考虑到电磁干扰对涡扇发动机全权限数字电子控制FADEC系统造成的危害性,从FADEC系统备份液压机械式控制系统需求出发,基于闭环控制回路传递函数法对指定输入、输出的线性定常系统内部固有特性描述的模块化设计思想,并依据多输入单输出线性系统迭加原理的不变性,提出了一种涡扇发动机液压机械稳态控制器的通用设计方法。采用变积分增益的PI控制结构,将闭环控制回路中的稳态控制器按传递函数的输入输出关系进行隔离,提取了以转速误差为输入、以执行机构燃油流量指令为输出的可分离控制器模块,实现了涡扇发动机液压机械稳态控制器的通用化设计。