车载惯性定位标定的理论推导及误差分析

为了解决车载惯性定位系统误差常用的起点纬度标定计算法在安装偏差角90°附近时误差较大已不适用的问题，以及充实车载惯性定位系统标定计算的理论，首先进行了车载惯性定位系统误差标定计算的推导，证明了误差的可标定性。借鉴等角航线反解理论，得到车载惯性定位系统标定理论依据。参考中分纬度理论，推导出使用平均纬度进行简化计算的航程及航向角误差公式，将其引入惯性定位系统标定计算，提出了一种使用平均纬度代替起点纬度进行标定计算的方法，并对两种标定计算方法的误差进行了公式推导及仿真分析。仿真结果表明，使用平均纬度进行标定计算的误差明显小于使用起点纬度，在安装偏差角较大时，使用平均纬度进行标定计算可使标定计算误差降低90%。证明了提出的标定计算方法在南北纬55°、行程不超过90km时可用，高纬度、更长行程下可参照文中公式进行误差估计。     

环件惯性摩擦焊过程中轴向缩短量的数值模拟

建立了GH4169合金环形件惯性摩擦焊接过程的热力耦合有限元模型,计算了不同工艺条件下惯性摩擦焊工件的轴向缩短量,分析了初始转速、焊接压力和转动惯量对轴向缩短量的影响规律,计算了整个惯性摩擦焊接过程中摩擦副的轴向缩短量和轴向缩短速率,并做了相应的试验验证,计算结果和度验结果吻合较好.     

基于惯性释放的细节有限元模型分析

本文简要地介绍了惯性释放的概念与原理,通过两个算例说明在静力学求解问题中将惯性释放应用于细节模型中的具体方法,将算例的计算结果与试验结果对比说明基于惯性释放的细节有限元模型分析方法的正确性,并且阐述了该方法的后续发展方向。     

基于阻力矩测量方法的高速磁悬浮飞轮损耗分析与优化

磁悬浮惯性执行机构是空间飞行器姿控系统的关键执行机构,为了准确获得高速磁悬浮飞轮的能耗影响因素,对飞轮结构进行优化设计.首先分析了旋转磁通条件下磁性材料的铜损耗、磁滞损耗和涡流损耗,提出采用电机阻力矩测量方法间接测量磁悬浮飞轮内部的能量损耗,通过实际测量飞轮降速曲线和理论计算得到飞轮阻力矩,测量不同结构形式和基座材质下飞轮的阻力矩,并比较了飞轮能耗.实验结果表明,在满足飞轮其他性能情况下,增加电机定转子轴向间距、添加电机隔磁环、改变电机定子及磁轴承基座材料可以降低飞轮阻力矩.优化后的飞轮阻力矩由原来的28.7mN·m降低至21.5mN·m,能耗降低25％以上.     

基于混合平面法的跨声速轴流压气机三维数值模拟研究

利用自主开发的三维流场求解器MFlow,基于混合平面法技术对航空发动机压气机流场进行了数值模拟。在转/静子交界面处的不同的展向位置,将流动周向平均后进行传递,使得非定常流动问题简化成为"准定常"问题,从而将计算过程简化为只需要对一个叶片流道进行计算,大大减小了计算量。通过计算得到了压气机的总体工作特性和几个关键气动参数的展向分布曲线,并将结果与试验数据进行了对比分析。计算结果和试验数据基本吻合,验证了计算程序的适用性和可靠性。     

基于混合平面法的跨声速轴流压气机三维数值模拟研究北大核心CSCD

利用自主开发的三维流场求解器MFlow,基于混合平面法技术对航空发动机压气机流场进行了数值模拟。在转/静子交界面处的不同的展向位置,将流动周向平均后进行传递,使得非定常流动问题简化成为"准定常"问题,从而将计算过程简化为只需要对一个叶片流道进行计算,大大减小了计算量。通过计算得到了压气机的总体工作特性和几个关键气动参数的展向分布曲线,并将结果与试验数据进行了对比分析。计算结果和试验数据基本吻合,验证了计算程序的适用性和可靠性。     

基于电机二惯性特征的PID参数整定研究

基于永磁同步电机的二惯性特征对电机速度环PID控制参数的整定进行了研究,得到了固有频率为100 rad/s的系统在达到设定评价指标时的PID参数整定规律。为了简化过程,将多个变量归结为3个变量,分别是质量比x1、频率比x2和阻尼比x3,并给出了基于仿真数据点的拟合公式。最后通过MATLAB验证了拟合公式在缩短参数调节时间方面的有效性。     

湿滑道面飞机轮胎临界滑水速度计算方法比较

以美国国家航空航天局(NASA)临界滑水速度计算公式为基础,基于耦合欧拉-拉格朗日(CEL)算法建立动流场冲击原地转动轮胎分析模型,并由NASA公式及试验数据验证了模型的正确性及NASA公式在重轴载高胎压范围的适用性。进而考虑实际道面积水状态,建立滚动轮胎冲击静流场模型,探讨实际积水状态对临界滑水速度的影响。通过两类模型对比分析得出:两类模型的轮胎-水膜相互作用机理不同,相同速度和胎压下,后者在轮胎前缘形成的动水压强峰值明显高于前者,表明滚动轮胎冲击静流场模型中轮胎受到动水压强抬升作用更为显著,且相同速度条件下,滚动轮胎冲击静流场分析模型计算的竖向支撑力和临界滑水速度始终低于动流场冲击滚动轮胎的结果,表明该模型计算结果偏于安全,更适用于飞机高速滑行中轮胎-水膜相互作用分析。据此,提出了基于道面积水状态的临界滑水速度计算公式。     

基于FPGA的磁悬浮轴承飞轮控制系统设计

针对五自由度永磁偏置磁轴承飞轮, 分析其结构参数及控制原理, 设计了 磁飞轮通用型电控系统。介绍了以FPGA 为核心的控制系统构成,并阐述了控制器的设 计策略,针对飞轮数据处理设计了一种通用型矩阵运算器。最终完成静态悬浮及低速旋 转实验。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

航空发动机液压管路静压力损失分析及试验验证

液压机械装置(HMU)燃油管路的设计是否合理将直接影响到油液静压力的传递损失和各液压元件的工作特性.为了研究燃油管路内部流动损失机理,验证相关计算方法的置信度,针对典型管路静压力损失,采用锐边节流公式和短管节流公式进行了理论计算,并进行了CFD仿真分析,对计算结果进行了试验验证.计算与试验结果对比分析表明:液流的静压力损失主要出现在进口环腔与管路的交界处,管路下游液流的静压力与出口环腔内一致;锐边节流公式的计算结果相对偏大,而短管节流公式的计算结果更接近于试验值.     

飞机型架设计中的空间角度计算

本文根据投影几何的基本原理和角度之间的基本关系,提出建立基本单元体的方法,共推导出7个基本公式和25个导出公式。从而简化了飞机型架设计过程中的空间角度计算,压缩了公式的数量。     

典型连接结构中紧固件柔度系数的计算方法探讨

运用有限元方法对单剪双铆钉结构的紧固件柔度系数进行计算,并与近似理论公式、工程经验公式的计算结果以及试验结果进行对比,得出有限元计算方法的准确性和可行性。结合有限元计算结果,对Grumman公式进行重新拟合修正,得到了新的紧固件柔度系数计算方法,针对单剪双铆钉结构该方法比近似理论公式及其它工程经验公式更接近试验结果。     

涡扇发动机高空台惯性起动的试验

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.      

激光捷联惯组减振系统设计计算及试验研究

以某型号激光捷联惯组减振系统为设计对象,详细论述了激光捷联惯组减振系统的设计过程,并进行了相关试验验证,结果表明理论计算和试验结果比较一致.研究结果对惯性系统减振系统的设计具有一定的参考意义.     

高速发动机油膜惯性对活塞裙润滑影响

利用一种新的迭代算法 ,分析了高速发动机油膜惯性对活塞裙润滑特性的影响 .该迭代方法是利用有限元法和差分法交替求解Navier Stocks方程和雷诺方程 ,据此导出了适用于高速发动机活塞裙的润滑计算的混和润滑雷诺模型 .新的模型借助惯性系数 ,引入了油膜惯性项 ;同时给出求解含有油膜惯性项的迭代步骤和有限元表达式。计算结果表明 :随着惯性系数和活塞裙的长径比的不同 ,油膜惯性会对油膜的摩擦力、压力和承载力产生不同的影响 ,这种影响对承载力尤为明显 .该润滑模型也可用于中、低速发动机的活塞裙润滑计算以及不计入惯性项 (惯性系数置为零 )的某些润滑问题求解 .     

ε-N曲线三参数幂函数公式

给出了一种描述ε-N曲线的三参数幂函数公式。由于该公式考虑了疲劳极限,所以与著名的Manson-Coffin公式相比,它不但能更好地拟合各种材料的应变-寿命试验数据,简化了ε-N曲线的测试工作,而且可以更加方便和精确地计算结构的损伤和寿命。     

低速实壁风洞壁压信息洞壁干扰修正法

本文简要介绍、推导了低速实壁风洞洞壁干扰修正壁压信息矩阵法的出发方程组及其具体的解,给出了试验结果修正公式及本文方法的数值模拟检验和模型试验检验结果与分析,并对模型后掠角、攻角,模型安装偏离风洞轴线的影响,洞壁干扰轴向迁移加速度效应的修正和试验段长度影响等问题作了计算、分析和讨论。     

低速通用飞机机翼低成本精细化设计

针对低速通用飞机升阻特性的低成本精细化设计,通过合理地简化模型,建立了一种将翼型升阻比曲线斜率作为附加设计约束的机翼工程优化设计方法。基于该优化设计方法,利用低成本快速设计分析工具开展了优化设计,并对设计方法及结果进行了风洞试验验证。试验结果表明,所提方法能够有效提高机翼最大升阻比,同时使最大升阻比对应的升力系数逼近巡航工况,进一步挖掘了低速通用飞机的经济性潜力。     

磁悬浮反作用飞轮速率模式控制系统设计

针对磁悬浮反作用飞轮干扰力矩对输出力矩精度的影响,提出了一种速率模式数字控制方法,实现了正向加速、正向减速、反向加速、反向减速的四象限高精度稳定的转速跟踪控制,减速时,高速段利用飞轮储存的动能进行能耗制动,低速时进行反接制动,从而实现磁悬浮反作用飞轮速率模式控制.