变循环发动机总体结构和模式转换机构研究

根据1种涡扇发动机的总体结构设计方案,围绕变循环特征的适应性进行了改进设计,给出了变循环发动机的总体结构初步方案,设计了模式转换原理及其结构实现方案;以其可调面积涵道引射器的设计为例,进行了模式转换机构运动仿真及其关键件的有限元分析,从机构运动和强度分析方面确定了该方案的可行性.     

基于VXI总线的某嵌入式计算机测试系统实现

简单分析了某嵌入式计算机主要技术指标,介绍了其测试系统的设计,测试系统采用基于VXI总线技术的标准模块配置,软件采用LabWindows/CVI工具编写。该测试系统工作稳定,满足某嵌入式计算机对模拟前端一致性测试、模拟前端隔离度测试、AD转换精度测试、DA转换精度测试、离散量测试等多项特殊测试要求。     

基于多体系统动力学的旋翼桨叶响应计算方法

在中等变形梁的基础上引入增广转换矩阵,为解决桨叶动能项推导编程计算较为复杂的问题,建立了一种新的递推计算方法。该方法在原有的转换矩阵基础上进行了增广,建立了相邻运动坐标系间动能项引起的质量、阻尼、刚度和广义力递推计算方法。以法国SA349/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据,验证了方法的有效性。     

波束波导馈电系统在深空探测天线应用中的关键技术研究

针对波束波导馈电系统在深空探测天线应用中存在的电小尺寸镜面绕射引起波束波导传输效率降低,不同极化工作时波束指向不一致,以及TE21模跟踪时坐标转换等问题,进行深入研究并给出相应的解决方案或数学模型.通过优化椭球镜M5的曲率,解决了电小尺寸镜面绕射使波束波导传输效率下降问题,使S频段的传输效率提高约4％,35 m天线副反射面的截获效率增加约11％,天线增益提高0.7 dB;给出天线束峰值位置随方位、俯仰角变化的数学模型,提出了中值补偿方法,使天线左右旋极化峰值不一致增益损失减小约0.16 dB,并给出TE21模跟踪时的坐标转换数学模型.这些方法和数学模型已成功应用于实际工程中,并取得了良好的效果.     

裂纹叶片频率转向和振型转换特性研究

基于有限元法对裂纹悬臂平板叶片的频率转向和振型转换特性进行了线性和非线性研究。首先使用张开型裂纹模型通过线性模态分析研究了裂纹长度变化引起的频率转向和振型转换问题,使用模态置信因子定量分析了频率转向区内振型的渐变过程。而后考虑裂纹闭合效应,建立了裂纹平板的双线性模型,使用张开型和闭合型模型线性分析结果计算得到双线性频率,其中张开型和闭合型裂纹振型通过模态相关性分析进行匹配。计算了裂纹叶片双线性频率,分析了非线性频率转向特性与线性分析结果的差异。最后使用接触有限元模型瞬态响应扫频计算得到非线性共振频率,对张开型模型和双线性模型在典型弯曲、扭转和面内弯曲模态的共振频率进行了验证。     

基于疲劳-蠕变载荷等效转换的涡轮盘载荷谱编制及寿命预测

针对雨流计数法在峰谷值提取时进行等值压缩,忽略保载时间的问题进行了改进,提出了一种基于损伤曲线的疲劳-蠕变载荷等效转换方法。利用非线性疲劳损伤累积函数和损伤等效原则,建立了不同应力水平、不同保载时间下疲劳-蠕变载荷与疲劳载荷之间的等效换算模型。利用涡轮盘材料试验数据,计算了不同循环加载条件下的等效换算比,得到了其随保载时间的变化规律。利用改进的雨流计数法,编制了航空发动机高压涡轮盘载荷谱,并将其与寿命-时间分数预测法相结合,得到了涡轮盘剩余寿命。结果表明,改进的雨流计数法综合考虑了疲劳-蠕变耦合损伤对涡轮盘寿命造成的影响,相比于传统雨流计数法,寿命预测误差降低了15.02%,验证了该方法的有效性。     

倾转旋翼机冗余操纵的舵面分配策略和飞行转换路径分析

倾转旋翼机的不同舵面存在冗余操纵,而冗余舵面的分配策略和飞行转换路径对其控制重构具有重要的意义。对建立的小型无人倾转旋翼机全量非线性飞行动力学模型在不同飞行模式下的进行配平计算、模型线化后,求出单位操纵面位移所引起的俯仰、滚转和偏航力矩的改变量,即考察倾转旋翼机各操纵面的操纵功效,并对其结果进行详细分析,以确定倾转旋翼机的冗余舵面控制重构能力;确定各飞行模式下倾转旋翼机的操纵方式,给出舵面分配策略的权重系数矩阵;在此基础上,提出三种不同的全模式飞行转换路径方案,并分别计算三种方案下倾转旋翼机的飞行速度与前倾角、姿态角及操纵量的关系。结果表明:三种方案都能实现对飞行器的合理操纵,表明倾转旋翼机的冗余舵面控制重构是可以实现的。     

涡轮冲压组合发动机模态转换多变量控制研究

为解决串联式涡轮冲压组合发动机在涡轮模态与冲压模态转换过程中的推力及流量连续控制问题,在基于EKF的在线发动机实时模型基础上,提出了基于推力控制的串联式涡轮冲压组合发动机控制规律。通过发动机内推力、总空气流量、风扇空气流量、风扇喘振裕度等多参数的闭环控制,实现涡轮冲压组合发动机的稳定模态转换。仿真分析表明,模态转换过程中推力稳态控制误差不超过2.1%,流量稳态控制误差不超过3%,模态转换过程中推力瞬态波动不超过9%,空气流量瞬态波动不超过7.6%。     

变循环发动机模态转换建模及控制规律设计方法研究

为了实现变循环发动机快速可靠的模态转换,本文发展了变循环发动机模态转换过渡态模型及控制规律设计方法。在变循环发动机动态数值仿真程序的基础上,针对模态选择阀与涵道引射器这两个模态转换过程中的关键变几何部件,建立了高精度的气流突扩局部损失模型。首次提出了可考虑模态选择阀堵塞对发动机性能影响的模态选择阀堵塞模型,消除了由于模型不精确造成的模态转换参数波动。在建立的变循环发动机数学模型的基础上,提出了基于直接推力控制技术的模态转换控制规律设计方法,考虑了变循环发动机的8个可调参数,采用差分进化算法对模态转换过程进行了优化。结果表明,本文提出的模态转换控制规律设计方法可以实现变循环发动机快速平稳的模态转换,双外涵转单外涵的参数变化规律与单外涵转双外涵的参数变化规律基本类似,推力在0.6秒就稳定在目标推力值,其余参数大多在1.4秒之后才趋于稳定。本文提出的变循环发动机模态转换控制规律设计方法还可应用于常规航空发动机的加/减速过渡态控制规律设计中。     

待机状态下机翼结冰的快速计算方法

飞机在飞行过程中遭遇结冰气象,尤其是过冷大水滴结冰条件所导致的机翼结冰,将严重影响飞机的气动性能与操纵品质,从而导致飞行故障或飞行事故,是飞机飞行安全的重要影响因素,是飞机研制中必须重点解决的难题。虽然针对结冰已建立有多种计算仿真程序,但快速获得结冰模拟冰形,包括过冷大水滴条件下的结冰模型是工程师们一直追求的解决方案。利用前向多层神经网络,尝试建立了一种针对待机状态下的机翼结冰模型。此方法基于坐标转换原理,将获取的采用直角坐标表达的标准翼型的机翼结冰数据转换为对应的极坐标表达的数据,以飞行参数、气象参数和极坐标角度作为输入,极坐标模值作为输出训练构建出此种机翼结冰模型。使用所建立的模型,仿真预测结果表明该计算方法具备快速性和精确性,其计算精度可满足实际要求。