为实现工业高空智能化检测,设计了一种磁吸附履带式爬壁机器人,并在此载体上采用分级控制。其中,下位机使用ARM Cortex-M3为内核的32位微控制器驱动比例阀,从而控制气缸气体流量,由采用位移传感器检测移动量并反馈,同时控制系统采用专家PID控制算法,实现对锅炉水冷壁磨损检测机器人的气缸位置定位;上位机对检测结果进行实时监测,并进行处理分析。实验仿真证明该算法提高了系统的气动装置的定位精度,并且结合上位机友好的人机交互界面,有效提高检测效率,使其具有较高的智能化水平。

通过数值模拟的方法对十字构型倾转四旋翼UAV在倾转过渡状态下前旋翼/机身/后旋翼间的气动干扰进行了计算与分析。分别建立了孤立前旋翼、前后旋翼、前旋翼-机身、前后旋翼-机身组合时的计算模型。在不同旋翼倾转角下,研究了以上组合模型对前旋翼、后旋翼以及机身的气动力和力矩的影响并分析了相互间的气动干扰情况,得出了前旋翼是整机气动干扰影响的主导因素,揭示了旋翼/机身间气动干扰形成的原因,为该构型旋翼布置与控制系统的设计提供参考。

超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和计算速度的平衡。基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。使用流线追踪方法和面元法来计算飞行器表面任意点的流动速度矢量,并调用算法数据库计算飞行器所承受的压力和摩擦力。结果表明,快速估算平台和CFD以及实验数据有较好的吻合性,基于流线的计算方法有很好的迎角适应性,算法模型符合快速估算的要求。相比于CFD,快速估算平台有更快的计算速度;相比于实验,快速估算平台有更大的适用范围。通过简单的飞行动力学仿真,验证了快速估算平台和弹道计算平台的协同仿真能力。

介绍了日本开发的一种对中式气动作动器。线路运行试验结果表明,对中式气动作动器能有效降低因横向止挡碰撞而造成的车体冲击,从而减小车辆横向振动加速度,提高乘坐舒适度。

针对单层、腔室型两种形式的开孔波纹板风障,采用滑移网格方法分别模拟横风条件下高速列车通过风障区域的过程,分析了在横风和列车风耦合作用下风障周围的绕流流场特性、风障面板气动荷载的时域特性及横风与列车风耦合脉动压力的频域特性。结果表明:在高速列车行经风障区域的过程中,无横风时头车产生的冲击作用要大于尾车的;存在横风作用时,列车头车产生的气动冲击作用与横风作用形成对冲,抵消了部分横风能量,而列车尾车则与横风作用相叠加,放大了横风对风障的气动作用;单层风障通过改变横风流向起到挡风减载作用,而腔室型风障同时可在腔室内部及尾流形成大量小漩涡来消耗横风能量,使用腔室风障能显著降低单个风障面板的气动荷载;该研究中,横风与列车风耦合作用于风障的脉动压力以及气动荷载的主频谱峰值集中在0.5~5 Hz内。

针对涉及动、静叶干涉的叶片气动弹性振动问题,基于Volterra级数方法,建立了尾流激励的叶片气动力降阶模型,分析了稳态条件和识别信号幅值对气动力降阶模型辨识精度的影响。结果表明:所建立的气动力降阶模型能够正确表征尾流对叶片的激励作用,不同流场稳态条件和阶跃信号幅值下气动力降阶模型的结果基本相同。

根据大展弦比飞机机翼弯曲变形大、配平试验风速变化范围广等特点,在已有数据处理方式基础上,结合地面加载试验,基于数据聚类思想建立了一种新的快速数据处理方法。通过对某大展弦比柔性飞机风洞配平试验数据聚类分析,快速得到各风速下机翼的应变量,并与地面加载试验拟合函数进行插值,使得在风洞试验过程中可以对柔性机翼载荷进行快速计算,从而更好地指导不同车次风洞试验,提高试验的安全性与效率。与风洞天平试验数据处理结果的对比也表明:改进的聚类方法处理结果准确,对高频率的数据采集结果有较高效率和可靠性。

为研究压气机叶栅吹吸气体对附面层分离控制和气动性能的影响,利用数值计算的方法对叶栅流场进行模拟。首先研究吸气量对叶栅气动性能的影响规律,研究结果表明,当吸气孔的位置在距离叶片前缘60%的轴向弦长处时,存在一个最佳吸气量,当吸气量等于进气量的0.8%时,叶栅吸气对附面层分离的抑制效果最佳,对压比的提升最明显。提出四种叶栅开孔吹吸气方案,即吸附式叶栅、吸吹式叶栅、吹吸式叶栅和双吸式叶栅,通过流场和气动性能的对比,发现双吸式叶栅对附面层分离的抑制效果和对气动性的改善效果均最为显著。

从超声速气动原理出发,结合流线追踪和几何重构技术,提出了一种前后缘同时可控的乘波体气动修型设计方法。在前缘水平投影为超椭圆和后缘为圆弧的条件下,采用该方法完成了乘波体的气动修型设计并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)开展数值仿真研究。结果表明:在前后缘同时指定的条件下,气动修型设计的乘波体型面过渡光滑,只在出口两侧有很小的高压区,可以很好地保持基准乘波体的波系结构和乘波特性。与基准乘波体相比,气动修型的乘波体具有更高的容积率、升力和预压缩效率,俯仰力矩几乎相等,但是升阻比下降。有粘条件下,设计点时升阻比由2.91降为2.53,接力点时由2.69降为2.32。上述结果符合设计预期,设计方法可行。

在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的动网格技术、超大规模气动弹性数值模拟软件的确认以及下一步研究工作计划等方面。实现了百亿量级高质量静态结构网格生成及数值模拟,十亿量级结构网格的高质量自动变形;开展了超大规模气动弹性数值模拟软件静态结构网格生成、结构网格自动变形、气动/结构数据传递等主要功能模块的并行效率与并行一致性测试工作;结合CRM机翼/机身/平尾构型和AGARD445.6机翼两个典型三维静气动弹性问题和颤振问题,通过与相应试验结果的对比,开展了千万量级网格规模气动弹性数值模拟软件的确认工作。