机动飞行非线性解耦控制

给出了非线性解耦系统平衡点的计算公式。用微分几何控制理论研究了飞机非线性运动的 3种解耦运动模式,并用这 3种模式实现了 3种形式的敏捷性机动和直接升力控制的 3种基本模式,即 An,α1和α2 模式。计算结果表明,给出的 3种解耦模式能精确地实现这些运动模式。为飞机敏捷性和直接力控制问题提供了一种理论研究方法     

三元旋流燃烧室温度场的实验研究

一、实验装置 实验用模型燃烧室是轴对称带旋流器和一排主燃孔的燃烧室(图1),不带冷却孔和掺混乱,这种简化燃烧室流场仅受一次进气与二次进气的影响,其中旋流器沿用一种航机的,叶片数为12,扭角为42度,火焰筒壁上均匀分布六个二次进气孔。      

圆锥齿轮行波共振应力响应仿真计算

文中叙述了圆锥齿轮行波振动和行波共振的概念。利用圆柱直齿轮齿间啮合力的形状函数,组织了对圆锥齿轮行波共振的仿真激励函数。算出了圆锥齿轮的二、三节径行波共振应力响应。算出的应力响应幅值与实测值比较一致。     

GH169蠕变/疲劳交互作用下裂纹扩展研究

本文采用翻转电位法,研究了航空发动机的涡轮盘材料GH169在650℃时不同保持时间的蠕变疲劳交互作用下的裂纹扩展行为,进行了两种不同预测模型的比较,并用扫描电镜对断口作了微观分析。实验结果表明,利用Paris公式拟合初始裂纹扩展阶段实验数据时相关性差,但双曲正弦寿命预测模型具有良好的相关性及预测性,且这种模典更为方便实用。在实验中还发现逐次从小载荷循环增至大载荷循环的裂纹扩展速率比一次加载明显减慢。     

涡轮机轴流叶轮盘行波振动研究

本文对涡轮机中轴流叶轮盘的激振源, 特别是行波振动诱发的轴向力、力的性质、对振动的影响等作了分析。指出行波振动会诱发轴向力, 此力对压气机和涡轮盘的前行波振动起阻尼作用, 而对后行波则是自激力。涡轮机中轮盘上经常受到沿圆周分布不均的不变力作用, 激起驻波振动, 振动诱发的轴向力又激起盘的自激振动, 如无足够阻尼则导致失稳, 造成轮盘破裂事故。      

一种适用于飞行器控制系统的快速时变参数辨识方法

 在自适应控制中,特别在飞行器控制系统中,经常会遇到快速时变参数的辨识问题,这是一个比较困难的问题。本文利用折线段近似时变参数,根据最小二乘原理导出了一种计算比较简单、辨识精度较高的快速时交参数辨识方法。文中对反坦克导弹和地空导弹等快速时变系统进行了数学模拟.其结果表明,这种辨识方法不仅适用于连续快速时变系统,而且在参数变化存在第二类间断点时,仍有较好的辨识结果。     

转子碰摩的振动特征分析

 <正>在高度旋转机械中，常常发生碰摩帮障，因此引起了人们的关注.     

计及单元质量连续性和变截面特性的传递矩阵法

 <正> 转子-支承-机匣系统动力特性分析有限元法在分析中可以计及单元的质量连续分布特性和变截面特性,利用这一特点来改进工程中目前常用的等直截面无质量杆传递矩阵法(以下简称方法2)即可得到计及单元的质量连续性和变截面特性的传递矩阵法(以下简称方法1)。有限元法用于旋转机械动力特性分析时所采用的基本单元常为2结点杆单元或壳单元。     

展弦比对叶栅性能影响的研究

70年代发展起来的飞机发动机风扇和压气机较明显的变化是叶片展弦比A R有了明显的减小。这使叶片数目大为减少,改善了强度和气动弹性稳定性[1]。早期所做的改变AR的工作,从未离开叶片设计点应由叶栅数据确定的概念,其中大多数采用高AR以保持基元流动的二元性。而新的设计思想,本质上是取低AR工作范围较宽的优点,将叶栅的设计点取在高得多的负荷范围[1]。这样,低展弦比对压气机设计体系是一个有力的冲击。      

小球型五孔探针在压气机试验中的应用

气流在叶片机中的实际流动过程极其复杂,必须利用各种测试手段来了解叶片机级间三元流场。本文介绍一种小球型五孔探针测量系统用于压气机级间参数测量的结果。该系统具有一些突出的特点。其一是探针头部尺寸小,对气流的干扰小;其二是数据处理手段先进,探针校准程序及测量结果的处理程序比较成熟。实践证明,其测试结果与常规探针所测得的结果非常接近,重复性较好。由测量结果整理出的压气机性能参数与设计值也比较接近。