含间隙非线性二元翼段的系统辨识

在实际包含间隙非线性的复杂结构中，由于间隙不易或无法测量，难以建立准确描述结构特性的动力学模型；即使间隙得到准确测量，也难以获得结构的标称线性系统的模态参数。为此，利用条件逆谱法和时域非线性子空间法，通过非线性系统辨识获得间隙非线性系数，同时获得非线性结构的标称线性系统的频响函数。以一个包含间隙非线性的二元翼段为例，通过数值方法模拟该二元翼段的地面振动试验，利用条件逆谱法和时域非线性子空间法开展该结构的非线性系统辨识。结果表明:两种方法均可准确地辨识结构的标称线性系统，条件逆谱法利用光滑函数近似，时域非线性子空间法利用多个分段线性函数重构，辨识得到间隙非线性系数。      

转盘轴承集聚效应分析及其对回转性能的影响

针对航天发射台转盘轴承工作时出现滚动体集聚导致摩擦力矩增大的问题，研究转盘轴承中滚动体之间间隙变化对集聚效应的影响。通过对典型工位处进行有限元分析，对比不同接触类型转盘轴承的滚道变形和滚动体接触作用力的分布规律。在确定滚动体与隔离块的几何关系后，进一步分析了滚道变形和滚动体接触作用力的时变性对滚动体间隙变化的影响，并将间隙变化和集聚效应建立了联系。有限元计算得到的发射台框架变形与实验测量数据一致，验证了有限元计算的可靠性。仿真结果显示，由于下滚道发生轴向变形，滚动体在运动过程中不断交替进行“爬坡”和“下坡”；滚道径向变形导致滚动体之间增大了较多的间隙；各滚动体的驱动摩擦力不断变化，运动状态具有时变性，当转盘轴承中间隙增加时，运动状态不断变化的滚动体导致增加的间隙出现累积，引起滚动体集聚。为消除滚动体集聚效应，探索其对摩擦力矩的影响，进行了对比实验。结果表明:集聚效应导致发射台的摩擦力矩增加，且变化剧烈。      

基于滑动子空间的杂波样本筛选方法

针对受目标污染的非均匀杂波辅助样本筛选问题，本文利用超低旁瓣子空间平滑加窗处理，克服已有的非均匀杂波样本筛选方法面临的初始协方差矩阵包含目标信号而引起的目标相消问题。一方面，采用超低旁瓣子孔径滑窗方法大幅提升旁瓣区信杂噪比，结合拟合方差偏离量提取目标大信号能量并予以剔除。另一方面，结合广义内积（Generalised Inner Product,GIP）等算法在子空间平滑的基础上进一步剔除非均匀杂波样本，从而得到独立同分布的杂波协方差矩阵。基于子孔径滑窗的杂波样本剔除方法能够大幅降低系统运算复杂度，提高系统应用效能。通过对机载实测数据的验证分析，该算法能够改善目标的输出信杂噪比，保留微动效应的离散弱目标信号，具备很高的工程应用价值。     

倾斜/后掠叶片对风扇单音噪声的控制研究

为探索倾斜/后掠静子叶片对风扇单音噪声的降噪机理并指导低噪声风扇的设计,采用基于三维黏性非定常雷诺平均数值模拟(URANS)和管道声类比理论(Ducted Acoustic Analogy,DAA)的流场/声场混合计算模型(CFD/AA)研究了不同转子叶尖间隙、倾斜静子、后掠静子等对NPU-Fan单音噪声的影响。计算结果表明:随着叶尖间隙增加,在1BPF (Blade Passing Frequency)和2BPF处,风扇前传、后传气动噪声均会增加,且1BPF处单音噪声增量大于其它谐频。在研究倾斜及后掠叶片的降噪机制时,须将管道特征函数与声源的耦合过程包含在内,并且要考虑真实风扇的尾迹特性及其向下游的输运过程。风扇静子负倾斜可以提升风扇的气动效率,但会增加噪声的声功率级;正倾斜叶片能够降低噪声声功率级,但风扇气动性能会有所降低。随着倾斜角的增加,降噪量增大,当倾斜角为+30°时,各谐波阶次的降噪量均超过2.3dB。后掠静子叶片相较于倾斜设计具有更好的气动性能和降噪效果。30°后掠角对于各谐波阶次的前传噪声降噪量均大于6.3dB,降低后传噪声超过10dB。正倾斜及后掠静子的降噪效果与噪声谐波阶次、传播方向紧密相关,谐波阶次越高,降噪效果越明显。倾斜-后掠综合设计方案对于前传噪声拥有最好的降噪效果,其综合了倾斜和后掠两者的优点。     

考虑根铰间隙的空间框架展开机构动力学分析

利用Kane法多体动力学基本理论并考虑根铰间隙影响因素，建立适用于空间柔性太阳电池阵的多框架展开机构多体系统动力学模型，对框架展开机构的展开方式和展开过程进行仿真分析，获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性，分析了框架展开机构各个关节点运动特性、铰链间隙与外部驱动力的相互作用规律。结果表明：合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件；根铰间隙对太阳电池阵框架展开机构角加速度影响较为明显，进而影响到展开框架展开过程的稳定性，对转角和角速度几乎没有影响；在进行空间太阳电池阵框架展开机构设计时应严格控制铰链轴间隙，并通过动力学仿真校核间隙对太阳电池阵展开过程的影响；研究结果为空间柔性太阳电池阵多模块框架展开机构设计提供指导。     

扫频式射流对涡轮叶栅间隙泄漏流动影响的数值研究

为控制涡轮叶栅中叶顶间隙泄漏流动和改善涡轮气动性能,将扫频式射流器(SJA)作为一种主动流动控制方法应用在涡轮叶栅的研究中。通过非定常数值计算,分析了SJA对涡轮叶栅叶顶间隙流动的作用过程以及作用机理,并且研究了不同工况下SJA对涡轮叶顶流场改善效果以及不同频率的SJA对叶顶流场的影响。结果表明:通过在涡轮叶栅上端壁增加单个SJA装置,可以有效地延迟上端壁的流动分离,其中最佳方案射流流量仅为进口总流量的0.35%,涡轮叶栅出口截面总压损失系数减少了11.48%。存在着最佳的频率284Hz,使SJA装置对流场的作用效果最佳,有效地改善了涡轮叶栅内的间隙流动。     

端壁抽吸对压气机叶栅间隙泄漏流控制策略的研究

为了研究压气机机匣端壁抽吸对间隙泄漏流动控制的可行性和有效性,以高负荷压气机叶栅为研究对象,通过数值模拟方法对不同抽吸位置和抽吸流量率控制参数下的计算工况进行了对比和分析。研究结果表明:端壁抽吸可以直接地影响叶尖泄漏流的结构形态和存在形式,减弱叶尖泄漏流的强度和影响范围,进而提升压气机叶栅的性能;当抽吸槽覆盖范围包含叶尖泄漏流形成位置及稍靠后附近区域时,所对应的抽吸方案具有较好的控制效果,在0°攻角和0.5%的抽吸流量条件下前槽抽吸和中槽抽吸分别可获得7.04%和7.76%的叶栅总压损失增益;并且进一步研究发现端壁抽吸流量率存在上临界值,应针对不同攻角工况,在其相应的临界值范围内选择合理的抽吸流量,以达到用较小的吸气量实现对间隙泄漏流的控制。     

压气机转子叶片的抑颤设计(“两机”专刊)

以一高压压气机转子叶片为对象开展了叶片抑颤工程设计方法研究,采用基于相位延迟边界条件的能量法和特征值法对原转子叶片模型的气动弹性稳定性进行评估,通过分析近失速工况下的非定常气动功密度分布,对叶片安装角沿径向分布、弦长和叶尖间隙等设计参数进行调整,以明确各参数对气动弹性稳定性的影响,最终达到提高气动阻尼的目的。研究结果表明：叶尖间隙对气动阻尼的影响较大,安装角次之,弦长影响相对较小。叶片气动阻尼随叶尖间隙的变化并非单调,而是存在一个叶尖间隙使其气动阻尼最小,即叶片气动弹性稳定性最差。减小进口气流攻角和增加折合频率,能够提高气动阻尼,设计中可以通过调节安装角来减小气流攻角,增加弦长来增大折合频率。     

具有叶尖小翼的涡轮叶栅间隙流动的实验研究

涡轮动叶叶顶间隙流动是引起动叶内部流动损失的重要因素之一,大约30%的流动损失是由间隙流动引起的。对高负荷涡轮叶栅在间隙高度1%叶高、0°冲角的条件下,加装不同宽度和安装位置的叶尖小翼进行了实验研究,结果表明,压力面小翼在一定程度上削弱了泄漏涡强度,0.3倍叶片当地厚度的压力面小翼效果最佳。吸力面小翼可使泄漏涡运动轨迹向相邻叶片的压力面侧偏移、泄漏涡强度减弱,间隙泄漏损失降低。随着吸力面叶尖小翼宽度的不断增加,叶尖小翼对泄漏流动的控制作用也不断增强,当宽度在1.2倍叶片当地厚度时,对泄漏流动控制效果最好,可使叶栅测量截面总损失与不加小翼的叶栅相比降低28%。组合小翼不如单纯的吸力面小翼效果好。     

发射扰动与初始弹道耦合模型研究

针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会使得弹体在0.5 s撤去推力后的姿态角成波动式变化,滚转弹稳定飞行,也会使得弹体Y向位移量在撤去推力后持续的平稳增加。