火箭发动机泵后供应系统水力激振试验

为了研究某型发动机泵后供应系统的动力学特性,对全尺寸的氧泵后供应系统在中、高频范围内开展了水力激振试验。试验数据表明:供应系统的谐振特性被激发起来。在试验条件下,可以清晰地辨识出泵后供应系统的前4阶谐振频率和振型。第1阶谐振频率响应幅值最高,第2阶和第3阶相当,响应幅值次之,第4阶响应幅值再次之。在外界扰动下,该发动机泵后供应系统能够较容易地达到流体谐振状态,当外界扰动频率接近其谐振频率时,供应系统沿程脉动压力出现了明显的共振波形。在不同的谐振频率下,喷前腔位置均为压力振荡的波节位置,也即为流量振荡的波腹位置。      

一种液压系统脉动消除器的设计与分析

面向航空液压系统消除压力脉动、提升系统可靠性和寿命的需求，设计了一种液压系统压力脉动消除器。基于流体网络理论建立了脉动消除器及实验系统的理论模型，并考虑安装方式和负载类型的不同，分析了脉动消除器在不同工况下的滤波效果。然后通过仿真方法验证了设计方案的可行性以及理论分析的准确性，仿真过程考虑了系统负载对脉动的影响。最后实验验证了脉动消除器的滤波效果。结果表明：设计的新型结构压力脉动消除器无运动部件、布局紧凑，与飞机液压系统中常用的液压柱塞泵使用匹配度高，是消除液压系统脉动的有效部件；在300~500 Hz的压力脉动频率范围内，研究设计的脉动消除器可以消除10 dB的压力脉动，能够满足飞机液压系统消除压力脉动的需求，在航空领域中具有广泛的应用前景。     

民用飞机液压系统建模与负载流量需求计算的研究

飞机液压系统的一个重要设计指标是能够满足全飞行剖面场景下的负载流量需求。介绍了一种用于飞机液压系统负载流量需求分析的数字仿真分析方法,通过开发数学模型构建了液压能源子系统和液压用户的负载子系统模型,进而仿真分析典型飞行剖面下液压系统的负载流量需求,模拟了飞机液压系统的动态工作过程,能够反映飞机液压系统与液压用户负载之间的耦合动态特性。仿真结果表明,这套模型满足液压系统分析需求,可用于液压系统的设计支持工作。     

航空液压泵脉动压力的解析表达与级数展开

为了深入研究航空液压泵输出油液的脉动压力特性,以航空液压柱塞泵为研究对象,分析了柱塞泵运动和体积流量脉动的成因,推导了柱塞泵排油口的体积流量脉动函数表达式,建立了油液压力与体积流量脉动函数之间的联系,并采用傅里叶级数模拟了与实验数据吻合的多级脉动压力曲线。结果表明：模拟脉动压力曲线与实验数据基频、2倍频的相对误差均在5%以内,基频及2倍频处的压力幅值的相对误差均在1%以内,使用包含基频与2倍频的级数近似可以描绘航空液压柱塞泵出口处周期脉动压力的主要特征。研究结果为进行飞机液压系统管路结构的流固耦合振动仿真提供了载荷输入依据。     

双压力高压泵关键技术研究

<正>飞机(特别是军用飞机)向高性能方向的发展对机载液压系统提出了高压化、大功率的要求,但高压和大功率化带来了系统发热功率大且散热困难的问题。以往飞机液压系统多采用的恒压泵源系统,压力设定值是按压力峰值来设定的,但液压系统负载随飞行状态的不同变化很大,只在相对短     

发动机泵后管路-汽蚀管系统水力激振试验

为了研究火箭发动机泵后管路-汽蚀管系统动力学特性,开展水力激振试验。在汽蚀管下游引入水力激振信号,测量供应管路和推力室头腔的脉动压力,建立描述系统动力学特性的传递函数。结果表明:该系统主要表现出1阶谐振特征,高阶谐振峰不明显。在谐振频率下,汽蚀管出口至氧主阀之间管路上脉动压力的幅值整体较高,脉动压力幅值沿流向逐步增大;经过氧主阀后,压力振荡幅值沿流向快速降低。发现了压力脉动通过此汽蚀管向上游传播的现象:即使汽蚀管处于汽蚀状态,仍存在部分压力脉动通过汽蚀管逆向传播至上游管路;而汽蚀管对整个管路仍然起到了明显的隔振效果。在过大的汽蚀裕度下,汽蚀管出口由声学闭端边界逐渐向声学开端边界转变。      

航空发动机液压管路裂纹故障分析

针对某航空发动机试验过程中液压管路发生的裂纹故障,通过对管路故障件进行断口分析、设计复查等工作,确定管路 裂纹产生的原因。结果表明：喷口油源泵出口压力及峰- 峰值的控制超出正常工作范围,引起该管路在刚性连接位置的弯曲振动, 在管路焊缝位置产生超限的循环应力,导致管路焊缝萌生裂纹并在较大振动应力和喷口油源泵出口脉动压力作用下发生裂纹故 障。通过更换喷口油源泵控制附件,使脉动油压恢复正常范围,管路动应力符合限制值要求,有效避免此类故障再次发生。     

仿形滑阀静特性的试验研究

前言液压伺服系统的靜特性就是在稳定状态下,负载流量Q_L、负载压力P_L与滑阀节流窗口通油面积A之间的相互依赖关系。在实际使用中常以流量增益K_q或速度增益K_v、压力增益K_p、流量—压力增益K_c、靜不灵敏区e_f等来表示液压伺服系统的靜特性。本文就3-YZF-Ⅰ型仿形头配套的液压仿形铣床的阀控油缸系统的靜特性进行定性和定量     

基于AMESim的某型飞机液压系统仿真及优化

液压系统流量及压力动态特性是系统重要的设计参数,本文以某机型液压系统为研究对象,应用AMESim软件仿真分析系统流量及压力特性,将仿真结果与试验数据进行对比,验证仿真模型的准确性,并优化液压系统设计。     

高压柱塞泵压力脉动分析及抑制措施

高压柱塞泵压力脉动影响液压系统工作性能。本文在分析高压柱塞泵压力脉动机理与现象的基础上,介绍了抑制压力脉动的四种措施,即壳体内设置缓冲瓶、配油盘带有节流孔、柱塞采用封闭薄壁结构、在泵的变量机构处增加一个补偿器。实践表明,这些抑制措施是有效可行的。     

舰载飞机弹射滑跑起飞特性计算

给出舰载飞机从航空母舰上弹射滑跑起飞的动力学模型，基本解算方法和示例计算结果。考虑了起落架油液减震装置的柔性对起飞滑跑特性的影响，列出了起落架受力的数学模型和飞机纵向动力学方程，根据编制的计算机源程序，以典型的Ａ－６舰载机为算例，给出在整个弹射滑跑起飞过程中的ａ，ｘ，ｘ，ｙ和ｙ等弹射运动参数的动态反应特性。     

Modeling and Optimal Design of 3 Degrees of Freedom Helmholtz Resonator in Hydraulic System

Three degrees of freedom (3-DOF) Helmholtz resonator which consists of three cylindrical necks and cavities connected in series (neck-cavity-neck-cavity-neck-cavity) is suitable to reduce flow pulsation in hydraulic system. A novel lumped parameter model (LPM) of 3-DOF Helmholtz resonator in hydraulic system is developed which considers the viscous friction loss of hydraulic fluid in the necks. Applying the Newton’s second law of motion to the equivalent mechanical model of the resonator, closed-form expression of transmission loss and resonance frequency is presented. Based on the LPM, an optimal design method which employs rotate vector optimization method (RVOM) is proposed. The purpose of the optimal design is to search the resonator’s unknown parameters so that its resonance frequencies can coincide with the pump-induced flow pulsation harmonics respectively. The optimal design method is realized to design 3-DOF Helmholtz resonator for a certain type of aviation piston pump hydraulic system. The optimization result shows the feasibility of this method, and the simulation under optimum parameters reveals that the LPM can get the same precision as transfer matrix method (TMM).     

计算机模拟技术在航空发动机设计中的应用

通过对过去30多年来航空燃气涡轮发动机性能计算机模拟技术研究的回顾,总结了发动机性能模拟技术的研究方法,分析了发动机模拟技术的现状,提出了发动机计算机模拟技术的三个层次概念,并对目前国内现有技术进行了总结,提出以发动机仿真为目标的发动机性能仿真应是未来发展的方向;还以基于第二层次数学模型的某计算机模拟软件为手段,通过对某型涡扇发动机设计参数的分析和发动机使用过程中各种影响因素的预测分析等．阐述了基于计算机模拟技术的航空燃气涡轮发动机设计技术,分析了计算机模拟技术在发动机设计中的应用。     

某型涡扇发动机部件老化对性能影响的分析与计算

详细分析了部件老化对发动机性能影响的机理.利用所能得到的统计数据, 基于部件匹配技术, 通过将考虑部件老化影响的部件特性嵌入到发动机稳态性能计算模型中, 建立了考虑部件老化的发动机性能计算模型, 采用Newton-Raphson迭代收敛技术求解非线性方程组, 获得考虑部件老化影响的发动机性能.以某型涡扇发动机为例, 定量地计算分析了部件老化对发动机性能的影响, 计算结果和发动机实际试车数据对比具有较好的一致性, 表明本文发展的方法是合理的.      

一种多级轴流压气机特性预测的工程方法

基于多级轴流压气机部件设计点气动参数与相应几何尺寸,发展了一种计算发动机高、低压压气机部件特性近似方法,完成了相应的计算程序编制,并将其应用于三个多级轴流压气机部件特性预测.计算结果与实验数据比较表明,该方法作为一种近似方法具有可接受的工程精度,尤其适合于预测发动机压气机部件小转速特性,为涡扇/涡喷发动机起动过程分析与计算提供模型基础.      

一种多级轴流压气机特性预测工程方法

基于多级轴流压气机部件设计点气动参数与相应几何尺寸,发展了一种计算发动机高、低压压气机部件特性近似方法, 并将其应用于某型涡扇/涡喷发动机风扇和高、低压压气机部件特性预测,计算结果与实验数据比较表明,本方法作为一种近似方法具有可接受的工程精度,尤其适合于预测发动机压气机部件小转速特性,为涡扇/涡喷发动机起动过程分析与计算提供模型基础。     

基于多目标遗传算法的大型客机总体参数优化

在大型客机总体参数设计的基础上,提出总体参数优化的问题。建立多目标优化的数学模型,采用多目标遗传算法对大型客机的总体参数进行优化设计。考虑只对一个目标函数进行优化的单目标优化问题,设计程序进行单目标优化的计算。比较单目标优化和多目标优化的结果,分析两种优化方法的差异。算例表明,采用单目标优化在提升优化目标性能的同时会牺牲其他目标函数的总体性能,而多目标优化能兼顾各个目标函数的需求,并使整体达到最优。     

包含处理机匣影响的压气机旋转失速稳定性模型

通过引入等价分布源方法,建立了处理机匣非定常壁面边界条件的数学模型,从而可以计算处理机匣对压力扰动波的影响。同时,将这一计算模块引入稳定性模型中,发展了可以包含处理机匣影响的稳定性模型。与某低压压气机以及NA SA的37号压气机的实验结果对比表明,所发展的三维旋转失速稳定性模型完全满足预测压气机稳定性的需求。此外,对37号压气机的数值计算表明,处理机匣的结构参数,如长度、背腔高度和壁面开孔率等都对稳定性有影响。理论上表明可以通过设计这些结构参数达到扩大压气机稳定性裕度的目的。      

发动机控制系统数学模型的建立及加力动态特性的仿真研究

 本文建立了某新型发动机及其控制系统的数学模型。编制了一套完整的发动机系统的数字仿真程序。利用此程序已对新定型的某发动机及其控制系统进行了多方面的仿真研究。文中着重分析了前人很少涉及的加力动态特性方面的某些问题。     

高空长航时无人机总体参数多目标优化

以高空长航时无人机的总体方案研究为背景,对高空长航时无人机总体参数建立了多目标优化模型,运用多目标遗传算法进行优化设计,最后通过建立的计算机程序得出优化结果.多目标优化用于高空长航时无人机总体参数优化,可以更加合理地评价高空长航时无人机的总体参数的最佳组合,避免设计上的缺陷,提高设计效率.结果表明,高空长航时无人机优化后的总体性能得到改善,说明该方法适用于高空长航时无人机总体方案的优化设计,对方案研究有一定参考价值.