JL8飞机失速尾旋飞行试验研究

叙述了JL8飞机失速尾旋试飞状态、试飞试验和试飞结果。试飞结果表明，JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。其正飞尾旋获得了三种模态，即“落叶飘”型非定常尾旋、非定常陡振荡尾旋和左均匀平尾旋；倒飞尾旋呈不稳定型态。而且各种尾旋都能成功地改出。另外，还评价了误操纵对失速和尾旋的影响。可供飞机大迎角和失速、尾旋特性研究人员参考。     

利用互相关函数进行环境激励下的模态分析

对互相关函数理论的进一步发展作了详细推导 ,探索出一条将互相关函数理论同多种经典模态分析方法相结合进行环境激励下模态分析的方法。以一悬臂梁为试验模型 ,在白噪声激励下将互相关函数代替脉冲响应函数用于多参考点复指数法和特征实现算法进行模态识别 ,并同功率谱峰值法结果进行了对比。研究表明 ,利用互相关函数理论同某些经典模态识别方法相结合能够有效地识别出环境激励下的系统模态参数     

微镜单元的设计与加工工艺研究

详细介绍了微光学电子机械系统MOEMS领域的用于光学信号调制的微镜单元，分析了该微镜单元的工作原理及结构，推导了动态方程的有关参数，给出了仿真结果。首次提出了该结构前两阶频率的表达式，并与相应的有限元模态分析结果进行了比较。本文还对微镜的加工工艺作了简要介绍。     

基于随机子空间方法的模态参数识别研究

随机子空间识别 (StochasticSubspaceIdentification ,以下简称SSI)方法是一种新的时域识别方法 ,该方法仅用自然响应数据 ,通过QR分解和SVD分解等一套正交投影算法识别系统模型。研究了SSI方法在模态参数识别领域的应用。采用NASAmini mast模型 ,仿真分析了SSI算法控制参数选择技巧 ,论证了其参数识别精度。通过处理日本CFT大楼实测数据 ,研究了SSI方法识别真实结构模态参数的问题。应用Kalman滤波器 ,测量响应可以分解为模态空间响应 ,将信号功率谱分解成多条单自由度系统功率谱。     

高速转动壳体行波振动实验研究

本文对轴对称薄壁壳结构的振动特性进行了试验研究。对一圆柱薄壳在静止状态和高速旋转状态下进行了模态试验。试验结果验证了轴对称薄壁壳在转动状态下,由于科氏力的影响,同一模态在转动坐标系中,存在不同频率的前后行波。为理论计算和发生在航空发动机中转动薄壁件振动设计,提供了可靠的试验依据。     

革新涡轮加速器模态转换特性研究

为研究革新涡轮加速器(RTA)模态转换特性和控制策略,基于发动机部件特性法建立了RTA发动机性能仿真模型,对RTA发动机模态转换过程进行了分析,提出了采用不同调节手段实现模态转换过程的方法,对不同转换方法进行了仿真对比,制定了沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划,保证模态转换过程中,发动机可始终工作在最大允许机械负荷和最大允许热负荷状态。基于本文提出的模态转换控制计划,RTA发动机可在Ma1.6条件下开始模态转换,实现在Ma0～4.0范围稳定工作,工作过程中发动机涵道比变化范围接近8倍,为飞行器加速提供高推力性能。     

基于二阶鲁棒滑模观测器的民用涡扇发动机气路故障诊断

针对状态估计器在航空发动机气路参数估计中响应迟缓、鲁棒性不强等问题,以未知输入重构的思路,提出了一种基于Super-twisting滑模观测器的航空发动机气路故障诊断方法。通过将健康参数考虑为未知输入,设计滑模切换项重构健康参数的变化量,由于避免了状态估计器设计中健康参数导数为零的假设,本文的方法在处理突变故障时拥有更快的响应速度。针对鲁棒性问题,提出了一种新的故障向量增广形式,通过将扰动项增广至健康参数向量中,观测器的重构信号能够同时估计出健康参数变化量以及扰动项的大小,实现扰动与部件故障的解耦,从而避免了不确定项对健康参数估计结果的影响。本文建立了民用涡扇发动机包线范围内的线性变参数模型,通过不同故障模式下的数值仿真,并与状态估计器比较,验证了方法的有效性。结果表明,设计的滑模观测器具有小于0.5%的估计误差,有效地提高了气路健康参数的估计速度,增强了对不确定性的鲁棒性。     

固体火箭冲压发动机流量可调燃气发生器控制算法

固体火箭冲压发动机流量调节系统具有很强的时变性和非线性,在调节的初期存在流量负调现象,且推进剂不完全燃烧产生的颗粒容易附着于喉道,这些因素都将对调节性能产生消极影响。为处理上述问题,设计线性自抗扰控制器(LADRC)。仿真试验表明,所设计的LADRC对比于比例-积分-微分控制器(PID)具有更好的响应速度、精度、流量负调抑制能力以及抗干扰能力,在低压力和高压力两种工况下的响应时间均不超过1.5 s,超调量在1.5%以内;流量负调减小了3~4倍;对干扰的反应时间在0.4 s左右,干扰的偏离值仅为0.25 MPa,显著提高了燃气发生器的工作性能。     

篦齿封严结构气弹稳定性数值分析

针对航空发动机中篦齿封严装置的气弹稳定性问题,用所发展的气弹稳定性分析的能量法,考查了两种不同的篦齿封严结构模型的颤振特性,对比分析了在不同节径振动下的气动功分布和模态气动阻尼比。结果表明:能量法可以用于预测篦齿封严结构的气弹稳定性,通过数值计算给出了改进前后篦齿封严结构低阶振动模态的气动功和模态气动阻尼比,改进后的篦齿结构在2节径振型下不再发生颤振,说明改进后的结构比改进前的气弹稳定性更好。      

涂敷硬涂层的失谐整体叶盘减缩建模及振动分析

为了提高整体叶盘的服役寿命,提出一种对叶片涂敷硬涂层的减振方法。同时,针对失谐叶盘-硬涂层复合结构的运算规模庞大的难题,提出了一种双重减缩建模方法。利用一种改进的混合界面子结构(HISCMS)法对复合结构进行第一重的自由度减缩。利用一种模态密集判别准则与经典模态减缩(SNM)法的思想对综合后的模型进行第二重的模态减缩。选取了对叶片双面涂敷NiCoCrAlY+YSZ(yttria-stabilized zirconia,氧化锆) 硬涂层的失谐叶盘进行仿真分析及试验测试,以探究失谐叶盘的振动情况以及硬涂层厚度对失谐叶盘的影响。结果表明:双重减缩建模方法能够在保证计算精度的前提下提高25.86%~42.05%的计算效率;而且硬涂层表现出较强的阻尼作用,能够在共振区显著抑制失谐叶盘的共振响应。