前飞状态旋翼变转速过程瞬态载荷过冲研究

变转速旋翼在高速及长航时直升机等领域有巨大的应用前景，旋翼变转速过程的瞬态动力学响应及载荷特性，对直升机飞行控制和部件结构设计都至关重要。本文基于相对坐标描述的拉格朗日递推多体动力学方法，构建了一套旋翼变转速过程瞬态动力学分析模型，能够体现动态时变的旋翼转速和旋转角加速度对动力学响应的影响，在此基础上，对旋翼变转速过程的瞬态动力学行为进行了数值仿真分析研究。结果显示，旋翼变转速过渡过程，对摆振方向动力学影响十分显著，进而会引起旋翼轴扭矩瞬态载荷过冲现象；采用平滑进入/改成的变转速策略，有利于减小旋翼轴扭矩过冲载荷；旋翼升转速和降转速过程，会产生不同的动力学影响；变转速过渡时间是影响瞬态动力学特性最重要的因素，随着角加速度的增大，旋翼轴扭矩载荷过冲会急剧增大；旋翼拉力水平、前飞速度等飞行状态参数，主要影响稳定状态下的载荷基准值，对瞬态载荷过冲幅值也具有一定的影响。     

变转速下跨声速压气机的耦合扩稳方法

为了探索在不同转速下均可有效提高压气机失速裕度的扩稳方法，以跨声速压气机为研究对象，利用缝式机匣处理和叶顶喷气进行耦合设计，并参数化研究了缝数目、缝长、缝宽及喷嘴周向宽度对压气机性能的影响规律，结合非定常数值模拟揭示了耦合型机匣处理的扩稳机理。研究结果表明，在100%、80%、60%转速下，压气机失速裕度分别提高9.31%、8.26%、8.68%,设计点效率分别降低0.77%、0.23%、0.41%。缝数目、缝长、缝宽是影响压气机失速裕度及效率的显著因素，而喷嘴周向宽度对压气机失速裕度及效率的影响较小。耦合型机匣处理内形成了抽吸、喷气的耦合流动循环，耦合强度的增加有利于压气机失速裕度的提高，但会降低压气机效率。耦合型机匣处理提高了叶顶负荷，但降低了叶顶泄漏强度，极大消除了叶顶泄漏涡引起的叶顶堵塞，这是压气机失速裕度提高的主要原因。耦合型机匣处理具有在不同转速下均能有效扩稳的潜力。     

驱动模式和转速对某星载天线扰动特性的影响

空间天线姿态调整过程中产生的微振动，对航天器指向精度和稳定性影响较大，因此其微振动分析与设计已成为高精度航天器设计的重要内容。基于Ansys软件和Admas软件，建立天线结构的多柔体系统动力学分析模型，分析典型驱动条件下天线结构的扰动力和扰动力矩，通过地面微振动物理试验，验证动力学分析方法的可靠性。基于天线多柔体系统动力学分析模型，探讨驱动模式、驱动转速对天线扰动力和扰动力矩的影响。结果表明:扰动力和力矩主要幅值集中在频率f=0~50 Hz的低频段;驱动模式和驱动转速对天线结构的扰动频率无明显影响，主要影响扰动力和扰动力矩的幅值;单轴驱动模式下，驱动转速n=0.2 °/s时，天线的扰动最剧烈;XY双轴同时驱动时，X轴和Y轴转动单元引起的天线扰动产生一定程度的叠加，天线结构的扰动更为剧烈，扰动力和扰动力矩变化较为复杂。研究工作可为空间天线的微振动抑振策略制定提供技术支持。     

高精度加速度计测试标定系统的构建

加速度计是惯性导航系统的重要测量器件之一,加速度计的发展趋于高精度、小型化的特点,高精度加速度计的测试标定也面临前所未有的挑战.针对偏值重复性优于0.1 μg,标度因数重复性优于0.1 ppm的高精度加速度计的测试标定系统的构建,通过对加速度的输出参数模型、输入信号的给予能力以及输出信号的获取能力等方面进行综合分析,识别出稳定重力场、高精度位置转台、精密采样电阻、高精度信号采集系统、恒定的测试温度等影响高精度加速度计标定结果的关键因素并对其进行了验证,为构建高精度加速度计测试标定系统提供依据.     

湿式摩擦离合器挤压过程及接合特性分析

针对湿式摩擦离合器接合过程中的挤压机理及微凸体接触问题，综合考虑摩擦片表面油槽结构，材料渗透性等因素，根据修正雷诺方程和K-E（Kogut-Etsion）接触模型，对湿式摩擦离合器的挤压过程中的动压承载力、微凸体承载力以及转矩转速变化等建模分析，并采用有限差分法对修正雷诺方程求解，对挤压过程中的油膜压缩速度、油膜厚度变化率和片间承载力等挤压特性和转速、转矩等接合特性展开了仿真分析。并采用SAE#2试验机进行了相关试验获得了转速、转矩、压力、摩擦因数等数据，与仿真分析进行了对比。结果表明：湿式摩擦离合器接合过程可分为3个阶段，通常会在1 s内完成，在0.02 s左右开始从挤压阶段经压紧阶段在0.03 s左右过渡到全微凸体接触阶段，试验与理论分析结果一致。     

实用化壁面切应力测量技术的综述与展望

本文围绕“实用化”这一主题对低速条件下常用的壁面切应力测量方法进行综述。实用化壁面切应力测量技术指的是能够方便、可靠、经济地测量运载工具局部摩阻的方法。具体包括天平法、近壁速度法、普莱斯顿管法、图像法、热膜法等。在实用化过程中，现有的测量方法展现出各自的优缺点，其中缺点包括：不便于安装、使用与维护；传感器对运载工具姿态、振动、加速度、温度变化等因素有过大的响应；传感器无法标定或标定结果不唯一；传感器结构强度弱、易损坏、易被污染或易氧化变性；传感器昂贵导致无法实现大规模部署，等等。这些缺点限制了实际应用。本文分析了多种方法的特点和局限性，介绍了应用案例，并评估了实用化潜力。本文重点介绍了新型双层热膜摩阻测量技术。该技术利用一种具有上、下两层金属膜的双层“三明治”热膜传感器测量壁面切应力，两层热膜在相同的温度下协同工作，这样下层热膜“封堵”了上层热膜产生的热量，使其仅传给流体，进而解决了困扰该技术发展的热损失问题。该方法可根据上层热膜的发热量直接计算壁面切应力的大小，这一“免标定”特性提高了测量的便利性及可靠性，令其具有良好的实用化前景。     

一种基于异源状态的星间链路零值标定方法

星间链路分系统零值标定的准确性，直接影响系统在轨星间双向测距和星座高精度时间同步准确度。地面标定通常采用的同源状态需要地面多路输出高稳 10 MHz铷钟源支持，且标定状态与系统在轨应用状态并不完全一致。针对同源标定的局限性，提出一种异源状态星间零值标定方法，构建理论模型并进行了误差分析，异源零值标定的准确度受星座两星参考源(铷钟)的钟漂移特性、卫星遥测下传的时效性以及两星1 PPS状态一致性等因素共同作用。经系统实测验证表明：异源状态下星间零值标定误差约为1.901 ns，能够满足系统标定的精度要求。异源标定简化测试系统，与在轨应用状态高度一致，对工程实践具有一定参考和应用价值。     

基于拉丁超立方抽样的五孔探针标定方法

为提高五孔探针的标定效率,研究了一种采用拉丁超立方抽样技术开展变马赫数五孔探针标定的试验方法.马赫数在0.2～0.5范围内的对比试验结果表明:采用改进的拉丁超立方抽样标定技术可使攻角与侧滑角的拟合误差较一般拉丁超立方抽样方法下降14.3％～28.6％,且攻角与侧滑角的拟合方均根误差均在1°以内,马赫数的拟合方均根误差不...     

航空发动机风扇机匣振动故障分析

在航空发动机研发与试车过程中,曾出现风扇机匣振动偏大且振幅存在摆动现象。为明确故障原因,从机匣和转子的振动特性以及机匣变形等多方面对振动测试数据和信号进行了分析。结果表明：振动故障是由机匣变形引起转、静子间隙不协调导致转、静件碰摩所引起的;在机匣发生局部共振情况下,碰摩形式发生变化,引起振动幅值出现摆动现象。     

某型燃气轮机中央传动杆磨损故障分析

某型燃气轮机在试验过程中,多次发生中央传动杆磨损故障,严重影响了研制和试验工作的正常进行。通过对故障件进行磨损痕迹分析、传动杆临界转速分析及壁温测量试验,确定传动杆磨损的主要原因是传动杆临界转速靠近工作转速,工作时振动过大,从而引起了传动杆与外部套管磨损;提出了结构改进措施,经试验证明是有效的。