飞机全,静压系统的迟滞分析与测试

分析静压系统的动态响应，确定表征系统迟滞特性的指标，并求得该指标与试验参数的关系式，提出系统迟滞指标值和压力迟滞量的测试与计算方法，具体应用于ＪＬ８飞机静压系统迟滞指标值的测试与计算，以检验其对美军标ＭＩＬ－Ｐ－２６２９２Ｃ的符合性。     

飞机静压系统导管内径的优选

推导出静压系统迟滞指标植与结构参数的关系式，指出减小迟滞指标值的最有措施是增大导管的内径。同时阐述了迟滞的成因及其对飞机的负效应。     

微动工况下接触刚度测试

设计了一套能够测量由于接触表面间小幅度的相对切向运动所导致的迟滞现象的试验装置,克服了无法将系统刚度与接触刚度分开的难题.利用该试验系统能够对不同初始正压力和激振力作用下接触表面间微幅相对运动的迟滞曲线进行测试,根据测试结果计算得到接触表面间的接触刚度.最后将试验结果与理论、数值计算结果进行对比,为最终建立一套可准确预估接触表面间接触刚度的数值模拟方法奠定基础.      

圆弧型指尖密封迟滞特性的数学计算方法

为了预测指尖密封迟滞特性，提出了用能够直观反映指尖密封迟滞特性的最小迟滞量来表征指尖密封的迟滞，建立了指尖密封最小迟滞量计算的数学模型，确定了模型中的修正系数，并进行了试验验证，采用修正后的计算模型研究并获得了结构和工况参数对指尖密封迟滞的影响规律。研究结果表明:采用修正后的模型进行考虑迟滞效应的泄漏特性数值计算与试验结果误差最大为7.64%，最小迟滞量的计算模型合理可靠；指尖密封结构参数对其最小迟滞量影响程度从小到大依次为:指梁型线圆、指梁间隙、指梁根圆、指梁顶圆、指梁基圆、周向角、指尖片厚度。研究结果为进一步开展迟滞对指尖密封泄漏特性影响和指尖密封结构优化设计的研究提供了依据和理论基础。      

飞机静压系统气密性的等效检验

对静压系统的漏气进行数理分析，提出非气密性指标值新概念，运用这一新概念解决系统报密性等效检验问题，并据此计算出等效检验的气密性曲线。     

迟滞非线性系统的建模与控制研究综述

研究了迟滞非线性系统研究的发展历程,归纳了迟滞非线性系统在建模和控制方面的国内外研究现状,以及在高精度控制平台、声纳系统和智能材料和结构上的应用,并对迟滞非线性系统建模与控制的未来发展方向进行了展望。     

速率陀螺仪扭杆扭转刚度及迟滞角测试装置的研究

通过对现有速率陀螺仪中微小弹性元件扭杆扭转刚度及迟滞角测试方法的研究，运用了新的测试方法，重新对测试装置进行了设计并引入了单片机控制系统，提高了测试方法的自动化程度。     

拉压超载的“当量载荷”迟滞模型

在广义Willenborg模型基础上，建立拉压超载的“当量载荷”迟滞模型。该模型尽量使假设更合理，对于拉压超载考虑了超载截止比的变化，还考虑了拉伸超载后紧随多个连续压缩载荷情况，也考虑了最大应力强度因子门槛值随应力比R的变化。文章最后，把“当量载荷”迟滞模型预测寿命同试验寿命进行比较。从结果可以看出，“当量载荷”迟滞模型得到的计算预测值与试验值比较接近，满足工程精度要求。综上，“当量载荷”迟滞模型具有适用范围广，考虑迟滞因素合理，且与试验更接近等优点。     

直升机后缘襟翼驱动器迟滞现象仿真与抑制

直升机后缘襟翼多采用压电驱动器作为驱动元件，但是在使用过程中压电驱动器迟滞会对其振动控制性能产生不利影响，因此针对压电驱动器迟滞开展了迟滞建模与抑制研究。通过实验研究了压电驱动器在不同驱动频率下的迟滞特性，采用Bouc-Wen模型对驱动器迟滞现象进行了建模，并采用粒子群算法（PSO）辨识模型参数，与实际测量迟滞曲线进行了对比，在10~60 Hz范围内所建立的迟滞模型能够较为精确地描述压电驱动器迟滞现象。建立了基于Bouc-Wen逆模型的前馈补偿控制与PID反馈控制相结合的复合控制策略，实验结果显示该控制策略能够在10~60 Hz较宽的频率范围内有效抑制该压电驱动器迟滞现象。建立了考虑驱动器迟滞的主动控制后缘襟翼振动控制动力学模型，并对中等速度稳态前飞条件下后缘襟翼振动控制性能进行了仿真，仿真结果显示驱动器迟滞会在一定程度上削弱振动控制性能，而采用复合控制可以提高后缘襟翼旋翼振动控制性能。     

基于系统响应特征的指尖密封泄漏特性分析

结合指尖密封动态工作特点,通过研究转速和转子不平衡力与转子跳动之间的关联规律,得到转子的位移激励,构建了指尖密封系统的动态计算模型,依据指尖密封的系统响应特征研究其泄漏间隙的获取办法,进而基于泄漏间隙特征建立了指尖密封动态泄漏量计算方法.针对某型发动机转子进行了动态泄漏量分析,结果表明:在转子每个转动周期内,指尖密封的动态响应跟随转子激励周期性变化,由此产生的动态迟滞泄漏间隙也随时间而周期性变化,迟滞泄漏的大小随着密封上下游压差的增加而增大,随着转子转速的升高先增加后减小;设置一定的装配过盈量能够一定程度地减小迟滞泄漏;指尖密封磨损后迟滞泄漏规律表现出先减小后增加再降低的变化趋势;与国内外试验结果的对比分析初步验证了提出的计算方法,为指尖密封动态性能设计方法研究提供了参考.      

航空发动机状态空间模型约束预测控制

为了解决航空发动机约束预测控制器的设计问题，针对状态空间模型，经推导将无约束的二次型性能指标式转换成有约束的二次型性能指标式，采用二次规划方法计算出有约束预测控制量。按无约束和有约束，模型匹配和不匹配分别对某型发动机进行仿真计算，取得了不同约束条件对发动机动态性能和静态性能的影响情况，并举例将仿真数据转换成物理数据。仿真结果符合物理规律，计算方法得到验证。     

Fluid dynamics of unsteady separated flow. Part II. Lifting surfaces

In the quest for increased maneuverability advanced aircraft have to operate at high angles of attack where the aerodynamics are dominated by the effects of separated flow. Likewise, winged space vehicles, such as the space shuttle orbiter, also fly at high incidence during re-entry in order to restrict heating to the windward side, thereby minimizing heat shield requirements. Thus, the vehicle designer needs to be able to assess what effects the separated flow will have, especially on the vehicle dynamics, as these effects are often adverse and always of large magnitude relative to the attached flow aerodynamics. In spite of rapid development of computational means, purely theoretical methods for prediction of the effect of separated flow on rigid and elastic vehicle dynamics are not presently available, and will not be for some time. To compound the problem for the vehicle designer, dynamic simulation in an experiment requires the testing to be performed at full scale Reynolds number. The present paper shows a practical solution to this dilemma. An analytic method is described that uses static experimental data to predict the separated flow effect on rigid and elastic vehicle dynamics. Key parameters in the analytic relationship between steady and non-steady aerodynamics are the following: (1) The time lag occurring before a change of flow conditions can affect the separation-induced aerodynamic loads. (2) The accelerated flow effect, i.e. the pressure gradient lag relative to the static aerodynamic characteristics. (3) The moving wall effect, i.e. the effect of the non-steady boundary condition at the vehicle surface. Using the existing experimental data base an analytic theory is formulated that can predict the separation-induced unsteady aerodynamics if the static characteristics are known from theory or experiment.     

P2P MMOG中一种基于事件分类的本地滞后技术

根据P2P MMOG中状态一致的要求提出一种基于事件分类的本地滞后技术。通过检测网络的负载状况动态调整关键事件的本地滞后时间,在状态一致和响应时间之间进行灵活折衷,并对非关键事件进行静态滞后,同时结合事件过时机制减少数据传输量。实验结果表明,该方法能有效减少游戏状态的回滚次数,降低游戏结点的处理开销,适合于P2P模式下MMOG的不同游戏终端需求。     

旋翼/机身干扰非定常流场数值模拟(英文)

基于非结构动态嵌套网格方法对直升机旋翼/机身干扰非定常流场进行了三维Euler方程数值模拟。嵌套网格系统由包含旋翼的运动区网格和包含机身的静止区网格组成,两区网格均来自于同一套初始的整体非结构网格,人工边界以及初始的插值贡献单元对应关系在网格分区时同时确定。在非定常计算中两区网格始终存在一定的重叠区域,无需重新建立人工边界。高效的贡献单元搜索算法可以根据初始的插值贡献单元对应关系很快更新每一个真实时间步上的贡献单元对应关系。为了准确计入旋翼桨叶的挥舞和变距变形,在运动区网格中引入线性弹簧方法。采用非定常Euler方程和双时间推进方法模拟了美国佐治亚理工学院旋翼/机身干扰实验外形非定常流场,计算结果与实验值以及文献的计算值相吻合。     

一种用于高频疲劳试验机的程控系统

本文介绍了一种用于高频疲劳试验机的程控系统,阐述了系统的性能特点、工作原理、硬件结构和软件设计方法,同时对载荷的模糊控制进行了讨论。     

进气总温畸变在压气机中的数值模拟

为了研究进气总温畸变在压气机中的传递特性,建立了压缩系统的几何模型,通过求解非稳态三维欧拉控制方程,计算了气流参数在压气机各截面的分布,获得了一种计算进气总温畸变的方法。以某三级压气机为例,对模型的有效性进行了验证。在进口存在周向总温畸变的情况下,计算得到了总压、静压、总温、静温和流量系数在各截面上的分布规律,得出了该三级压气机对总温畸变的响应。     

飞行器气动力参数辨识的一种实用滤波误差方法

提出了一种观测噪声相对于过程噪声较小情况下气动参数识别的实用滤波误差方法，方法不要求已知系统过程噪声和观测噪声方差阵，计算量小，具有一定的应用价值。     

嵌入式大气数据传感系统的改进算法

简要介绍了嵌入式大气数据传感系统及其空气动力学模型,提出了求解动、静压和修正参数的改进算法.改进算法首先应用Moore-Penrose广义逆矩阵对非线性方程组进行简化.然后采用改进迭代算法和BP神经网络求解动、静压和修正系数.改进算法在精度、可靠性和实时性上都能满足系统的要求.应用BP神经网络,达到系统要求的精度所需要的计算时间只相当于原有算法的5%,具有更大的实时性优势.     

变推力液体火箭发动机工况监测和故障诊断实验研究

本文介绍了一种用于变推力液体火箭发动机地面试车的工况监测和故障诊断微机系统。该系统能现场监测发动机各个工况的静态和动态性能参数,根据监测系统提供的原始数据和曲线,可对变推力液体火箭发动机系统进行故障诊断。文中列出了相应的试验结果和曲线。