小孔径多级孔板组件节流效应仿真

对小孔径多级孔板组件(简称多级孔板)节流效应进行仿真研究,发现这类仿真对初场要求非常严格,初场不合理很容易产生伪平衡问题,通过迭代计算寻找合理初场的方法解决了该问题.同时对孔径0.1 mm、孔径比0.025的多级孔板进行了数值仿真,仿真结果表明孔板数是影响多级孔板流量系数的主要因素.根据仿真数据给出多级孔板流量系数拟合公式,可以应用于工程设计计算.      

涡扇发动机地面起动过程性能模拟

用积分方法建立了混合排气加力涡扇发动机起动过程模拟模型并用该模型进行了仿真计算,模型基于气动热力学方程、各部件特性以及经验关系式,根据给出的发动机起动过程初始条件、燃烧室供油规律等进行计算.为说明所建立的起动性能模型的模拟效果,将程序计算结果与试验结果进行了比较,结果表明该起动仿真模型能较准确地模拟混排加力涡扇发动机的地面起动过程.还分析了计算过程中对起动过程有比较大影响的因素,包括计算时间步长,起动机脱开转速,燃烧室总压恢复系数的经验系数,大气温度、压力以及海拔高度等.了解这些因素对起动过程及模拟结果的影响,便于通过修正的途径将该计算方法用于发动机地面起动性能的准确模拟.      

基于AMEsim的双压力柱塞泵的 数字建模与热分析

利用AMESim仿真软件对双压力液压系统进行了建模与仿真.建立了轴向柱塞泵运动方程、流量方程和配油盘的仿真模型,进行了相应的仿真计算.建立了双压力泵控制阀的仿真模型,着重分析了双压泵在高、低2种压力下的流量特性和压力切换时的动态特性.建立了一套完整的液压系统,分析比较了恒压变量泵液压系统和双压力液压系统在相同负载、散热环境和运行时间下的温升情况.结果表明双压力泵的动态特性与理论分析基本相符,在需要2种压力的系统中,双压力泵源在工作效率上明显优于恒压泵源.      

航空柱塞泵全工况效率分析及热力学建模

针对航空柱塞泵全工况热力学建模问题,在泵功率损失分析和传热分析的基础上建立了柱塞泵的热力学模型.考虑负载压力、输入转速、斜盘倾角和油液粘度影响,得到了泵功率损失模型.对泵传热进行了详细分析,采用控制体温度变化方程建立了描述泵各部分温度变化的热力学模型.对包含柱塞泵的简单液压系统采用Dymola进行了仿真计算,得到了不同输入转速和负载压力下泵效率及功率损失,分析比较了不同输入转速和供油流量下泵各部分温升情况.结果表明:泵效率及功率损失受输入转速和负载压力影响,在不同输入转速和供油流量下泵表现出不同的温升特性.     

频域内轴向柱塞泵模型研究

本文对液压系统中的流量压力脉动源一液压泵的频域数学模型作了研究。首先就航空中常用的平行轴向柱塞泵频域数学模型作了详细推导,说明该模型可以等效成一个源流量Q_S和源阻抗Z_S的并联模型,并揭示了Q_S、Z_S和泵内各参数之间的函数关系。然后讨论了一种Q_S的理论计算方法和Z_S的实验测试方法。最后,利用上述方法获得的Q_S和Z_S代入液压系统频域仿真程序后,得到某一系统的压力脉动理论计算值,并将它与同一系统的实验测得的压力脉动值比较,结果相当吻合,说明上述模型和计算测试方法是合理的。     

基于耦合动力学要求的旋翼阻尼器特性分析

旋翼阻尼特性是直升机动力学问题的要素之一,根据全机动力学设计要求,进行地面共振和旋翼/动力/传动扭振系统稳定性分析,并据此提出旋翼系统阻尼特性参数设计要求.分析了粘弹性阻尼器和液压阻尼器的特点,研究了阻尼器刚度和阻尼对全机耦合动力学的影响;通过比较不同孔径节流孔的阻尼特性,确定了阻尼器设计方案.计算分析结果以及阻尼器样件的性能试验和机上试验验证结果表明:阻尼特性能够满足地面共振和旋翼/动力/传动扭振系统稳定性要求,并可实现其用于桨叶折叠的功能要求.      

积冰对飞机纵向操稳特性的量化影响

提出了一种根据气象条件、飞机特征、飞行条件预测积冰对飞机飞行动力学特性影响的估算方法.采用热力学平衡分析方法完成了积冰增长过程的数学描述,利用逐步线性回归方法建立了结冰飞机的气动模型,计算得到了结冰飞机的气动参数,计算结果与试验结果吻合较好,表明这种方法具有一定的工程实用性.并在此基础上研究了不同部位积冰对飞机纵向操稳特性的影响,通过数值仿真计算得出,结冰飞机气动特性的急剧恶化会导致其纵向操稳特性显著降低,严重时会危及其飞行安全.      

飞机燃油系统全飞行剖面热边界模拟与温度预测

通过仿真实验和机器学习，对影响飞机燃油系统温度的主要因素进行了研究，并对燃油系统温度进行了预测。对飞机燃油系统的基本结构布局进行了描述。利用Simulink仿真平台建立了燃油系统热动态仿真，该模型可以模拟出全飞行剖面下燃油回路各个节点的温度，通过改变不同的条件得到影响燃油系统各个节点温度的主要影响因素，并通过机器学习模型对燃油系统的温度进行预测。研究成果可以估计和感知燃油系统的工作温度及飞机液压、滑油等系统的工作温度，为进一步进行燃油液压系统的热边界感知和机载液压与机电系统热载荷吸收控制打下基础。      

基于性能可靠性约束的智能液压泵节能优化

考虑飞机飞行剖面的多变性,针对智能液压泵变压力变流量的特点,提出一种多模性能可靠性分析方法.推导2类工作模式的传递函数模型,分析智能泵性能的主要影响因素,基于累积损伤理论构建多阶段任务可靠性模型.以系统工作效率为目标函数,性能可靠性指标为约束条件,对智能泵作优化设计.最后用优化所得参数求系统在各阶段的性能可靠度,并与机载液压系统常用的恒压泵作节能对比.结果表明:提出的基于节能的智能泵性能可靠性分析方法符合系统实际工况要求,相比传统恒压泵系统,智能泵系统的平均效率可提高15.8%.     

飞机机电综合管理框架下的液压系统仿真平台

在机电综合管理框架下,设计了飞机液压系统仿真平台,介绍了仿真平台的设计思想和总体架构,阐述了仿真平台各系统的工作原理和实现方式,分析了根据流量压力模拟液压负载用户外特性的思想,采用平均油温计算法对飞机在不同飞行阶段油液温度进行了模拟.给出了飞机液压综合管理仿真系统的设计方案以及仿真测试结果.仿真结果表明:在液压系统仿真平台上,能够有效地实现实际液压系统的所有功能特性,为飞机机电综合管理的最终实现提供有利支撑.     

弹载变转速定量泵高动态压力控制特性分析

传统弹载电液伺服系统的液压能源采用有刷直流电机驱动恒压变量泵的方式，泵源压力在导弹飞行过程中设定值恒定，但在平飞段过程长、负载小，对能源压力需求低，造成弹上能源总利用率不高的问题，提出无刷直流电机驱动小排量液压泵的压力控制泵源的设计，在低气动负载阶段适当降低系统压力，进而降低节流损失与泄漏量，提高能量利用率。分析了变转速定量泵的流量压力特性曲线，通过建立基于变转速压力控制泵源的位置电液伺服系统数学模型与仿真模型，分析了变转速定量泵压力控制系统在典型工况下的位置跟踪、系统压力变化与能量利用效率，验证了压力控制系统能够在导弹平飞段保证位置伺服系统跟踪正常的前提下，能有效提高系统效率，证明了变转速定量泵压力控制系统的有效性与可行性。     

免疫支持向量机用于航空发动机磨损故障诊断

航空发动机在使用寿命周期内会不断磨损最终出现故障,通过对发动机油液监测铁谱分析数据的挖掘可实现磨损故障的诊断。本文研究免疫算法优化的支持向量机(SVM)在航空发动机磨损故障诊断中的运用。首先,总结了支持向量机和免疫算法的运行流程和关键算法。然后,用改进的免疫算法优化支持向量机惩罚因子、松弛变量及核函数参数。某型航空发动机的油液铁谱分析数据和加入噪声数据验证结果表明,该方法可有效实现航空发动机磨损故障诊断且具有较好的鲁棒性。最后,研究了核函数、多分类决策方法、初始种群大小、亲和力计算公式、支持向量机优化方法和归一化方法对磨损故障诊断准确率的影响,得到了最佳诊断方法。     

轴向柱塞泵滑靴副传热特征

为了揭示轴向柱塞泵滑靴底面油膜温度场分布规律,分析了滑靴副生热机理以及热量传递途径,在此基础上利用热流量守恒定律建立滑靴副热力学耦合模型,讨论不同压力和转速工况下滑靴的结构参数对滑靴底面油膜温度的影响。分析结果表明,滑靴副油膜温度场呈不均匀分布,沿滑靴半径方向呈递减趋势,其最大值出现在最薄油膜厚度区域,容易引起滑靴偏磨磨损,主要集中在泵的排油区;恒压高速工况下滑靴内外半径比范围为1.5~2.0 之间,应尽量取较小值,降低滑靴副油膜温度,提高滑靴副润滑性能;恒转速高压工况下阻尼管长度直径比范围为3.50~8.75之间,应尽量取较小值,防止滑靴底面油膜温度过高,改善柱塞泵的散热效果。      

飞机液压泵二维性能退化的可靠性评估

飞机液压泵为飞机操纵、起落架收放和刹车提供高压能源，其安全性和可靠性至关重要。针对飞机液压泵二维退化可靠性评估问题，构建了基于液压泵微观表面混合润滑的转子-配流盘摩擦副和轴尾密封副的摩擦磨损退化模型，基于统一随机过程模型描述2个性能指标的退化规律，利用Copula函数表征二维性能退化的相关关系，使用贝叶斯马尔可夫链蒙特卡罗法得到其考虑二元相关退化模型的未知参数估计，进而对飞机液压泵进行了可靠性评估。通过液压泵回油流量及轴尾密封摩擦力矩2个性能退化指标的实际退化数据，验证了所提出的理论和方法。结果表明，考虑2个性能退化指标相关的退化模型有效提高了可靠性评估及寿命预测精度。      

机载智能泵源系统的总体方案

高压化、大功率等是机载液压系统的主要发展趋势.基于传统的机载恒压变量泵源系统,机载液压系统的高压化、大功率必然要带来系统无效功率的增加,从而导致系统温度急剧升高,这是未来飞机发展的一个难题,高压变流量变压力智能泵源系统是解决此问题的最佳途径.提出了一种高压变流量变压力机载智能泵源系统的总体方案.采用微机对泵源系统进行主动控制.该系统具有流量、压力、功率和综合4种工作方式,同时,该系统还具有故障工作方式和一定的状态监测功能.     

飞机机电综合管理框架下燃油系统建模与仿真

机电综合管理框架下,设计了基于Simulink的某型飞机燃油系统仿真平台,阐述了平台各系统的工作原理和实现方式,实现了飞机燃油系统的压力加油、发动机供油、交叉供油等功能,利用热时间常数计算法对飞机不同飞行阶段的燃油温度进行了模拟,采用建模方法对燃油泵的电气故障特性进行了分析.仿真结果表明:该燃油系统仿真平台有效地实现了实际燃油系统的所有功能特性,为飞机燃油系统机电综合管理的实施和优化提供了有利支撑,同时为飞机燃油系统的故障诊断与容错设计提供了仿真实验平台.     

机载智能泵源系统的开发研制

针对飞机高压、大功率所带来的节流损失急剧增加的问题,提出了一种根据飞机工作任务设定工作模式和输入给定量的智能泵源系统. 其控制与管理实际上是一个递阶计算机控制系统,上位机(机载公共设备管理计算机)负责根据飞行任务选择泵的工作模式和输入量设定(必要时还可以包括控制律的选择和控制参数的设定),下位机负责现场控制律的实现、控制量输出和数据采集等工作. 研制了智能泵的微控制器和原理样机. 所构成的智能泵源系统可以根据飞行任务需要选择工作模式并自动设定相应的输入量(压力、流量或负载敏感压差),实现对功率利用情况的有效管理,从而有效抑制系统的温升并提高飞机的机动性和生存能力.      

考虑管路的飞机液压刹车系统压力振荡分析

飞机液压刹车系统通常采用压力伺服阀控制刹车压力,由于布局限制,压力伺服阀和刹车作动器之间往往存在较长的液压管路.管路会给系统引入欠阻尼的频率特性,而且该特性会与压力伺服阀固有的局部压力闭环结构相耦合,使得压力伺服阀的输出压力容易出现振荡、失稳现象.因此通过在飞机液压刹车系统建模中考虑管路模型,在频域上分析了压力伺服阀与管路、容腔耦合的现象和原因,具体给出了管路参数和油液参数变化对压力闭环的影响,并通过时域仿真进一步验证了频域分析的结论.同时分析了匹配设计管路、增加系统阻尼和降低系统增益3种避免压力闭环控制振荡失稳的方法.为飞机液压刹车系统的设计与优化提供了理论参考依据.