含间隙太阳翼展开过程碰撞动力学研究

为了研究含铰间间隙太阳翼展开过程碰撞动力学特性,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立了铰间间隙的接触碰撞模型,并采用Coulomb摩擦模型考虑铰间间隙处的摩擦作用,将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,对一单翼小卫星太阳翼展开过程进行了动力学仿真,详细地研究了含间隙太阳翼展开过程中间隙引起的碰撞力的变化规律,包括间隙大小、展开速度以及间隙摩擦对太阳翼展开过程碰撞力的影响.研究结果对航天器在轨运行姿态、干扰因素和动力学特性有重要的参考价值.     

摩擦因数时变的节点外啮合齿轮系动力学分析

以外啮合节点后啮合单级齿轮传动系统为研究对象,建立了系统六自由度非线性动力学模型,考虑了时变啮合刚度、时变齿面摩擦、载荷在啮合区动态分配以及齿侧间隙的影响。采用能量法计算了时变啮合刚度。基于弹流润滑（Elasto hydrodynamic lubrication, EHL）理论计算了时变摩擦因数,与库伦摩擦模型进行了对比分析,得到了齿轮副非线性振动方程,同时采用数值方法求解了系统的动力学微分方程组,得到了系统的时域动态响应和相图,并分析了系统的动力学特性。     

某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙数值分析

为提高现代航空发动机的性能和可靠性，国内外许多研究机构都先后开展了叶尖间隙控制技术方面的研究，而进行叶尖间隙的数值分析是其中的重要内容之一。本文采用有限元数值分析法，结合某型发动机高压涡轮，分析了叶片、轮盘和机匣的热－结构耦合变形及涡轮叶尖间隙的变化规律，得到了较为合理的计算结果。计算分析表明：在发动机快速加、减速的情况下，叶尖间隙的变化较大；涡轮叶片的热响应最快，涡轮盘的热响应最慢；发动机在采用了控制机匣温度的方法后，叶尖间隙得到了有效的控制。     

简化碰撞模型对直升机桨叶扬起下坠动响应影响

采用含阻尼项的简化碰撞模型模拟铰接式旋翼桨叶与限动块之间碰撞时的碰撞力变化,并研究了桨叶扬起下坠动响应过程。运用Hamilton原理建立桨叶扬起下坠动力学方程,并采用Newmark积分法求解桨叶下坠过程的动响应。分析扭转弹簧刚度、阻尼比和积分步长对挥舞铰处碰撞力矩的影响,计算结果表明：扭转弹簧刚度增大1 000倍时,碰撞力矩的峰值相应增大22.0倍;阻尼比从0增大到0.05时,碰撞力矩的峰值增加10.4%;积分步长变小时,计算的精度有所提高,但计算效率却有所降低。     

计及关节及杆柔性的空间机械臂抓取控制

针对考虑关节及杆柔性的空间机械臂动力学与抓取控制问题,以三连杆柔性机械臂为研究对象,考虑臂杆的横向弯曲变形、纵向拉伸变形及由于横向变形引起的轴向收缩的二阶耦合量等,并通过引用转子扭簧模型来考虑柔性关节的影响,应用Lagrange方程和假设模态法建立动力学模型.引入“动态抓取域”来描述机械臂的抓取过程,采用关节主动阻尼控制来抑制抓取过程中的碰撞激振力,分析了匀速抓取和加速抓取两种策略的机械臂柔性关节的变形特性.仿真结果表明:关节柔性减小了整体碰撞力,在碰撞过程中起到一定的缓冲作用;加速抓取控制下比匀速抓取控制下的关节变形小,前者整体优于后者.     

多间隙齿轮副系统非线性动力学特性分析

齿侧间隙和支承间隙对齿轮系统非线性动力学特性有重要的影响。首先,建立了齿轮副系统多间隙非线性动力学模型。模型中考虑了时变啮合刚度、静态传动误差、齿侧间隙与支承间隙等因素。然后,对系统方程进行量纲一化。最后,利用数值积分方法对方程进行求解,分析了系统在不同载荷条件下随齿侧间隙、支承间隙与阻尼变化的分岔特性。结果表明:在轻载条件下,系统随齿侧间隙的变化表现出丰富的运动状态,包括单周期、倍周期与混沌运动,而在重载条件下,系统的动力学特性未发生变化,仅振幅增大。同样地,系统的运动状态在重载条件下不随支承间隙的变化而改变;然而,在轻载条件下,当支承间隙增大时,系统处于不同的运动形式。研究结果为齿轮系统参数选取与优化提供理论依据。     

直升机对风切变的响应

本文研究了直升机对风切变的动态响应。文中采用两种不同的风切变模型,按规范要求,利用对数模型分析了直升机对风切变的动态响应,利用线性模型分析计算了风切变参数对直升机动稳定性特征根的影响。所用的桨叶具有水平铰外伸量,桨叶根部有弹性约束,且仅考虑桨叶的刚性挥舞运动。诱导速度在桨盘处的分布则采用王氏固定涡系涡流理论所导出的诱导速度非均布公式。本文对直升机动力学方程不作线化处理。 本文推导计及风切变速度的旋翼力和力矩、旋翼挥舞运动方程和直升机动力学方程,最后以某型直升机为算例,用较好的计算方法计算了平衡数据和稳定性特征根以及对风切变的响应,并分析了风切变参数对稳定性的影响。     

飞机总装自动化制孔预装配紧固件安装位置优化

首先针对某型号飞机机身段对接处典型位置建立了有限元分析模型,分析了不同单向压紧力下各钻孔部位每层贴合面间隙的变化。然后研究在同一单向压紧力作用下,3种不同预装配紧固件安装位置情况对各钻孔部位贴合面间隙的影响,得到了最优的预装配紧固件安装位置。     

含间隙减阻杆非线性气动弹性研究

为减小钝头飞行器超声速飞行的阻力,在整流罩顶端安装多节可伸缩的减阻杆,节间的间隙会引起非线性,对飞行器气动弹性特性产生影响。本文针对含间隙减阻杆的气动弹性问题,提出了非线性结构建模和气动弹性分析方法,利用梁单元和非线性弹簧模拟减阻杆,利用模态综合法建立飞行器系统结构动力学模型,通过计算结构动力学与计算流体动力学耦合求解,获得减阻杆的动力学响应,并进行阻尼辨识,判断系统的气动弹性稳定性。针对不考虑间隙情况研究了不同马赫数不同攻角的减阻杆气动弹性稳定性。针对稳定裕度较小的工况,分析了减阻杆节间间隙对气动弹性稳定性的影响,结果表明,间隙的存在可能削弱气动弹性稳定性,控制间隙尺寸有利于提高气动弹性设计可靠性。     

飞机大部件对接自动化制孔单向压紧力分析

飞机装配制孔过程中施加一定的压紧力可以有效控制贴合面间隙,而飞机大部件对接自动化制孔,只能采用单向压紧的方法。本文首先分析了单向压紧力对毛刺的影响,并讨论了压紧力分析的3种分析方法,然后以某飞机中机身和中后机身对接处的典型位置为实例,应用有限元方法分析了贴合面间隙随压紧力变化情况,最后给出合理的压紧力推荐值。     

弹跳机器人动力学分析

弹跳机器人可以跃过数倍于自身尺寸的障碍物或沟渠,对地形有较强的适应力。但是相对于已经实用化的其他类型机器人,弹跳机器人目前还处于研究阶段。本文把驱动机构和弹跳机构一起加以考虑,综合各种阻尼的影响,构建了两类弹跳机器人模型。然后采用二阶拉格朗日方程,对其进行相应的动力学分析和比较,求出模型的动力学标准状态方程和弹跳高度的计算公式;并通过计算机模拟结果和试验结果的对比说明了分析的正确性。本文的分析结果同时适用于连续型和间隙型弹跳机器人的动力学分析。     

弱撞击对接机构动力学特性建模

针对空间飞行器捕获对接过程中复杂的多体动力学问题,鉴于弱撞击对接机构(Low impact docking mechanism,LIDM)不同于以往常见的刚性对接机构,其在对接过程中产生碰撞力远小于空间飞行器自身的重量,且自身对接环处安装有六维力传感器,因此可以将捕获过程中LIDM处产生的碰撞力等效为作用于对接环质心处...     

基于水滴收集特征的SLD探头外形参数化设计与仿真研究

面对过冷大水滴（Supercooled large droplet,SLD）结冰环境,行之有效的结冰探测手段是实施规避策略、尽快脱离SLD结冰环境的先决条件。针对一种面向SLD环境探测需求的双碰撞面探头,考虑基于SLD动力学模型,模拟分析探头水滴收集特征进行探头外形参数化设计研究,研究影响探头区分SLD环境的关键几何参数,从而为探头外形设计提供参考依据。对选定的探头外形仿真计算结果表明,在常规水滴条件下,结冰主要发生在探测器的第一碰撞面,第二碰撞面上的结冰厚度很小,与第一碰撞面之间存在明显差异;而在SLD条件下,冰层在第一及第二碰撞面上均有累积。不同直径的水滴撞击到探头不同位置,形成累积特征迥异的结冰形态,验证了探头外形参数化设计方法应用于SLD环境探测的有效性。     

直升机对离散突风的响应

本文研究了直升机对离散突风的动态响应,文中所用突风模型均按规范要求选取,为分析不同突风模型对响应的影响,本文还讨论了正弦型突风模型和旋翼动力学模型。后者采用水平铰外伸量和桨叶根部有弹性约束的结构模型,其诱导速度在桨盘处的分布采用了由广义涡流理论所得的表达式。文中没有对直升机运动方程进行线化处理。本文以“直九”为算例,所得结果与规范较一致。     

直升机地面转弯运动特性研究（英文）

直升机地面转弯通过尾桨拉力和地面对尾轮的摩擦力实现,当直升机重心靠后时出现低速滑行或静止状态下转弯困难的现象。本文以某型号直升机为研究对象,基于动力学基础理论建立了直升机地面转弯运动动力学模型。该模型考虑直升机机体六自由度运动模型、起落架缓冲器运动模型、轮胎力学模型和支柱摩擦盘摩擦特性,对直升机地面直角转弯及静态转弯进行动力学仿真,并分析尾桨拉力、滑行速度、尾轮稳定距等参数对转弯动态响应的影响规律。结果表明,通过增大尾轮稳定距可提高直升机地面转弯性能。     

叶尖间隙对小型高速离心风扇气动性能与流场的影响

针对小型高速离心风扇进行了数值与试验研究。离心风扇封闭叶轮与外机匣之间存在0．7mm的间隙，叶轮的转速为34000r／min。构造了有／无间隙的计算模型，使用κ-ω ST湍流模型和非结构网格进行了非定常数值模拟。在一个标准测试平台进行了总体性能的测试，利用CFD技术进行了全三维非定常流场的计算，获得了离心风扇的总体性能和各流动部件的流场结构。由于风扇叶轮与外机匣之间存在的间隙以及叶轮进出口之间的静压差，使得间隙内存在很强的回流，并在叶轮进口处产生很强的流动干涉，从而改变了叶轮进口的流动状况，对离心风扇的总体性能产生很大的影响。     

连杆机构容差可靠性分析

容差问题是机构系统功能可靠性研究的一个基础，也是机构系统功能可靠性研究的一个方面。本文首先提出了机构容差可靠性的基本随机模型，然后运用随机模拟方法编制了容差可靠性分析程序系统，并以平面四杆机构为例，分析了考虑回转副间隙的连杆机构的容差可靠性。分析结果表明，这一随机模拟可靠性分析方法在机构容差可靠性分析中有重要的工程应用价值。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。     

直升机惯性交感对稳定性、操纵性和离散突风响应的影响

本文研究直升机惯性交感对稳定性和操纵性的影响,亦研究了对直升机在离散突风中响应的影响。旋翼动力学模型采用水平铰外伸量和桨叶根部有弹性约束的结构模型。诱导速度在桨盘处的分布采用广义涡流理论所导的公式。离散突风模型为规范所要求的正弦平方型。 本文以某典型直升机为算例,比较了计及惯性交感与否的稳操特性和突风响应。     

含端部集中质量柔性梁与刚性约束间的碰撞振动(英文)

以基础受简谐激励的含端部集中质量柔性梁与双侧刚性约束边界的碰撞振动系统为研究对象 ,利用Galerkin方法和 Lagrange方法建立含三次非线性项的系统自由运动微分方程 ,采用 Newton碰撞定律建立碰撞方程 ,用数值方法分析了不同的激励频率或幅值 ,不同的约束间隔等参数对系统碰撞振动长期响应的影响 ,并通过Poincaré截面揭示了系统动力学行为的演变过程。结果表明 ,系统长期响应的性质取决于上述参数的联合作用。在所分析的激励参数边界范围内 ,系统存在一系列的周期运动经多次倍周期分叉直至混沌的演化过程及其逆过程。