叶尖间隙对失速颤振影响的实验研究

本文介绍了在跨音压气机试验台上,对BF-1系列转子在两种不同的叶尖间隙(δ_1=1.6,δ_2=0.5mm)下进行颤振实验的情况。文中对实验结果进行了初步分析。实验结果表明,对δ=0.5mm的叶尖间隙,由于二次流损失减少,气流激振能量增加,使叶片失速颤振区的范围扩大,颤振边界前移。     

压气机叶片失速颤振的声学现象

本文介绍了BF-1-1及BF-1-2两个转子在两种不同叶尖间隙(δ_1=1.2mm及δ_2=0.5mm)下叶片失速颤振的特殊发声现象。发声频率为275～285Hz,文中对实验结果作了初步的理论分析。     

对经验法预测叶片失速颤振的分析及叶片颤振数据库的建立

本文对预测失速颤振发作的经验法中单、双参数法作了介绍,并用相似理论对经验预测法进行了分析。指出单、双参数法不够准确的原因,说明经验法的发展是建立叶片颤振数据库。提出了一种利用微机上的数据库管理系统建立叶片颤振数据库的方法。并将预测的跨音压气机失速颤振边界与实验边界作了对比。     

预测叶片失速颤振的一种半激盘方法

变形激盘法是预测叶片失速颤振的实用工程方法之一,其不足之处是忽略了叶片槽道内的非定常流动。本文从非失速颤振的半激盘模型出发,发展了一种适用于失速颤振的半激盘模型,利用简化的槽道非定常解,克服了激盘模型的不足。通过轴流压气机的算例表明,计算与实测结果吻合程度比变形激盘法大有改善。     

机翼低速风洞试验颤振模型优化设计方法

对于机翼的低速风洞颤振试验模型设计中涉及学科多、难度高、工作量大、周期长等问题,把具有很好的全局和局部寻优能力且收敛速度很快的遗传/敏度混合优化算法应用于模型设计过程;详细说明了遗传/敏度混合优化算法的优化设计原理、设计过程,以及应用范围;论述了机翼颤振模型设计的基础理论和设计思路;根据实际问题的物理模型,并通过对机翼颤振模型设计原理的分析,建立了优化设计的数学模型;通过优化设计方法的实际应用,完成了设计工作,提高了设计效率,保证了设计精度,该设计方法所得到的设计结果与计算得到的设计要求之间的误差在5%以内;在此基础上建立了完整的机翼颤振模型工程优化设计方法,使该方法能够应用在模型设计的很多方面,为工程设计提供了一种有效的手段.      

机翼／外挂颤振主动抑制实验研究

介绍了机翼/外挂系统颤振主动抑制实验的全过程,包括对于模型固有动特性的实验分析、颤振主动抑制系统的调试、以及风洞实验三个阶段。风洞实验在3m×3m低速风洞进行。实验目的是对基于三种不同原理设计的控制律进行验证,并对颤振主动抑制系统进行实验研究。结果表明:所设计的控制律能有效地抑制颤振。经实验验证,控制律的理论计算与实验结果相符。实验系统工作可靠,重复性好。     

提高k-ωSST模型对翼型失速特性的模拟能力

采用CFD软件fluent,k-ω SST模型对S825翼型进行了二维数值模拟.针对k-ω SST模型对翼型分离失速特性模拟不准的情况,对分离区域内湍流的强非平衡输运特性进行了分析.研究表明:原始模型由于不能准确模拟分离区内湍流的强非平衡输运特性,导致其对翼型失速特性模拟失效;提出了通过修正模型系数a₁及β_∞^*,提高k-ω SST模型预测非平衡湍流输运特性的方法,从而提高对翼型失速特性的模拟精度.     

基于等效梁模型的长直机翼动力学与颤振分析

针对多自由度的复杂结构,建立简化的等效结构模型,可以快速、有效地进行结构分析.采用能量等效的方法,将多自由度、结构复杂的长直结构等效为空间梁,推导得出等效梁的刚度值和惯量值,利用有限元法得到总体刚度阵和质量阵.针对某机翼模型,得出了等效梁的刚度值和惯量值,进行了振动和颤振特性分析,并分别与有限元软件的计算结果作了对比.结果表明:该等效建模法大大降低了结构自由度,振动及颤振分析误差较小,而且其主要参数值方便修改,因此该方法可用于飞行器的初级设计或结构优化设计.     

对旋风扇不同转速匹配对失速关键级影响实验

对低速对旋风扇/压气机级的理论分析表明,对旋转子的失速关键级取决于失速时前后级的流量系数以及前后级固有的临界流量系数.前后级的转速匹配会改变前后级的流量系数,进而改变对旋风扇的失速关键级.在一台低速轴流对旋风扇上进行了不同转速匹配的实验,实验结果验证了这一结论.该实验通过改变前后级转速来研究不同转速比情况下的对旋压气机失速特性.实验中分别测量了前后级在100%,90%,80%,70%,60%,50%转速下,共计36组数据.实验结果表明,在设计转速下第2级转子为失速关键级,并且可以通过调整前后级的转速比来改变失速关键级.另外,在失速时如果前级转子流量系数接近临界值,可以得到明显的失速迟滞回线,否则无法得到迟滞回线.      

一个基于故障树模型的诊断系统

提出一种基于故障树模型的诊断方法，并基于该方法实现了一个验证性的诊断系统。基于故障树的层次诊断模型，提出了确定性推理方法和可能性推理方法及面向故障树的基于框架和广义规则的混合知识表示方法。最后在ＣＯＭ－ＰＡＱ４８６微机上，Ｗｉｎｄｏｗｓ环境下，用ｂｏｒｌａｎｄＣ＋＋实现了该诊断系统，并通过对一个电路系统实验台的诊断验证了方法的有效性。     

充气式机翼的颤振特性分析

充气式机翼的结构刚度由内充气压决定,其颤振特性需要建立静、动力学耦合的分析方法.机翼结构刚度和固有振动特性需要在静力分析基础上计算,进一步计算非定常气动力,从而采用传统的颤振计算方法分析其颤振特性.针对某一充气式机翼采用膜单元建立了有限元模型.在不同内充压条件下,对充气机翼进行了静力分析得到其结构刚度;然后对机翼进行模态计算和颤振分析.研究表明:各阶模态的频率随内充气压的升高而升高;除典型的弯扭模态外,充气机翼的弦向弯曲模态频率较低;充气机翼的颤振形式除常规的弯扭模态耦合外,弦向弯曲模态同样会发生颤振;机翼的临界颤振速度随内充压的变化近似呈分段线性变化;临界颤振模态及耦合分支在一定气压范围内保持不变.      

压电复合材料壁板颤振的控制

针对考虑热效应的壁板颤振问题,利用von Karman大变形应变-位移关系、气动力活塞理论和准定常热应力理论建立了埋入压电材料的复合材料板颤振的气动弹性力学模型,使用Bogner-Fox-Schmit单元推导出壁板颤振的非线性有限元方程.将该动力学方程转换到状态空间模型,给出了基于这个非线性模型的最优控制.应用Runge-Kutta方法在时域内对一个四边简支的含压电材料的复合材料壁板颤振的控制进行了仿真,数值结果证明了该方法的有效性.     

一个与蜂窝结构温度分布有关问题的解

<正> 蜂窝结构具有重量轻、比强度高、比刚度大等优点,已在航空器和航天器上得到广泛的应用。蜂窝结构基本上可分为上面板、下面板和蜂窝蕊三部分。当蜂窝结构被用于制作飞行器舱体时,其上面板(或称外面板)直接经受对流和辐射换热,其下面板(或称内面板)与舱内空气接触。这样,在假定: 1.飞行器飞行攻角为零;蜂窝厚度相对于壳体半径为小量; 2.内面板、外面板和蜂窝蕊材料均匀,并且它们的物理性能参数与温度无关;     

一个模糊软件可靠性模型的进一步确认

事实已经表明,概率方法在软件可靠性建模中遇到困难。本文介绍一个有效性业已初步确认的模糊软件可靠性模型。通过分析一个实际飞控软件的可靠性行为,进一步确认该模型的有效性。     

一个基于观测的太阳风背景模型

建立由太阳光球磁场和日冕偏振亮度等观测约束的单流体太阳风模型,包括日冕和太阳风的等离子体密度、速度和磁场,温度还有待于以后处理.这里采用高山观测台(HAO)MKⅢ的日冕偏振亮度(pB)在1.36Rs上的观测概图,根据Guhathakurta在1996年发展的日冕电子密度反演模型确定日冕的电子密度分布.同时采用Wilcox太阳观测台(WSO)的光球磁场视向分量的观测概图作为底部边界,根据Zhao等在1994年发展的水平电流-电流片(HCCS)模型得到全球磁场.Phillips在1995年及McComas在2003年分别用Ulysses第一次和第二次跨极飞行的观测发现,归一化到1 AU的太阳风动量流密度除了在10°～30°的纬度范围内略低以外几乎不变.根据这一结论,结合已经得到的密度数据,就可以得到日冕和太阳风的速度.将上面的模型应用于1918卡林顿自转周稳态太阳风的研究,结果与太阳活动极小期的观测基本相符,但是与观测相比较低速高密度区偏大,因此密度模型还有待改进.     

航天器实验模型的热网络分析

采用航天器热控系统设计中常用的热分析计算方法——节点网络法,对一航天器实验模型进行了温度计算,并将计算结果与实验数据进行了比较。采用修正后的网络系数,大部分仪器温度计算值与实验值差值的绝对值在３℃以内,少数在３℃～５℃之间,极个别超过５℃。     

颤振主动抑制控制的工程特性

针对颤振主动抑制控制律做了有关工程特性分析，主要采用计算的方法，对系统的稳定裕度、阵风响应、舵机功率需求，以及控制律降阶等几个工程实际问题做了具体的分析计算研究。     

结构非线性对颤振特性的影响

基于描述函数法，对操纵系统的结构非线性问题，提出了用于描述函数法的耦合模态和非耦合的综合计算模型，使用跨音速非定常空气动力，对扑动间隙和旋转间隙进行研究，揭示了全动水平尾翼振动的根源主要是操纵间隙造成的，为其它同类问题提供了可行的工程分析方法。     

过失速机动的模糊逻辑建模仿真

对模糊逻辑建模方法进行了深入的研究,讨论了非定常气动力的模糊逻辑建模与参数辨识方法,针对其在飞机非定常气动力建模与辨识中的应用提出新的思路,使之更具有实用性,并应用于实际算例的计算分析中.利用振荡三角翼的试验数据建立了非定常气动力的两种模糊逻辑模型:一种采用减缩频率进行建模,另一种考虑时间历程对非定常气动力的影响.结果表明,所建立模糊逻辑模型的计算结果与实验数据结果符合较好.采用这两种不同的模糊逻辑模型对飞机的眼镜蛇机动进行了模拟、仿真,检验了模型的实用性.      

考虑过载迟滞效应的一个新模型

根据有效残余压应力的概念,并考虑基本循环中残余压应力的松弛,导出了计算过载后裂纹扩展速率的公式其中(da/dn)_0为未受过载影响的扩展速率,u=1 (1-α)λ-(1-α)(k_(ap)/Δk_b),及应力松弛系数 用本文方法对铝合金Ly12,2024,钛合金Ti—6Al—4V等试件在不同载荷情况下的过载迟滞期进行了计算。如令系数n=4,发现计算结果与实验结果符合得相当好。