基于ANSYS Workbench的行星滚柱丝杠动态特性分析

通过Pro/Engineer建立行星滚柱丝杠三维模型，基于ANSYS Workbench有限元分析技术进行模态与谐响应分析，得到前六阶固有频率与各阶模态振型，确定共振频率，掌握对应频率下的位移峰值响应，并研究螺母处于不同工作位置时对固有频率的影响，为基于行星滚柱丝杠传动的舵系统抗振设计提供数据支撑。     

基于等效板的含离散源损伤机翼结构分析

研究离散源损伤对机翼结构的影响,可以大幅度提高飞机在不良损伤事故下的生存能力.由于机翼内部结构复杂,很难对含离散源损伤机翼结构进行精确分析,而且精确的建模和仿真在建模与计算过程中往往也非常耗时.因此,以含离散源损伤机翼为对象,采用有限元优化设计方法,确立了一种机翼结构等效板模型的建模方法.建立的等效板模型可对含离散源损伤机翼实现快速、准确的静力学和动力学分析.     

基于动态逆-滑模的高速飞行器控制器设计

吸气式高超声速飞行器巡航状态下飞行环境复杂,建模时存在非线性以及参数摄动.基于小扰动假设的传统经典控制理论难以适应当前任务对鲁棒性的要求,对此提出了一种非线性动态逆-滑模控制律改进方法.通过对吸气式高超声速飞行器模型精确反馈线性化得到解耦形式的线性方程,为速度和高度设计出动态逆控制律来抵消非线性特性,在动态逆的基础上采用滑模变结构来补偿参数摄动带来的误差.仿真结果表明,所设计的控制方法具有良好的动态性能及鲁棒性.     

基于非接触式测量的旋转叶片动应变重构方法

基于叶端定时非接触式测量和振动响应传递比的概念,开展高速旋转叶片动应变重构方法的研究。在频域内推导了叶片任意测点位移与任意测点动应变的传递比,给出了单模态共振下响应传递比关于位移和应变模态振型的解析表达式;建立旋转叶片的三维(3D)有限元模型,开展考虑旋转预应力效应的叶片模态分析,提取位移和应变模态振型,获得任意转速下叶端位移与叶根关键点动应变的传递比。开展高速旋转叶片叶端定时非接触式测量实验,采用周向傅里叶算法对叶端定时信号进行处理,获得叶片在不同转速单模态共振下的叶端位移,结合响应传递比,重构5个旋转叶片的关键点动应变。结果表明:旋转叶片在9000r/min和13000r/min转速下发生1阶共振时,与应变片实测结果相比,叶根处应力最大点、次大点和边缘点3个关键点的动应变平均重构误差均小于15%,验证了旋转叶片动应变重构方法的有效性。     

风扇/压气机周向模态识别中传感器角度偏差的影响

基于任意角度压缩感知(CS)方法分析了传感器安装角度偏差对风扇/压气机周向模态识别重构的影响,设计了一套自适应角度优化程序修正重构误差。利用数值试验探究了传感器角度偏差和数量对周向模态重构结果的影响,研究表明:当角度偏差等级为2.5%时,平均重构误差达到10%以上,若保证重构误差基本不变,将传感器数量从7个增加至25个,仅可以将角度偏差等级放宽至4%。而采用小生境微种群遗传算法进行自适应角度优化,在20 dB信噪比下,通过自适应角度优化可将角度偏差等级从2.5%放宽至10%,降低了传感器安装的精度要求。成功优化了一款冷却风扇在前三阶叶片通过频率下的主要周向声模态重构幅值。自适应角度优化算法有效提升了基于压缩感知的风扇/压气机周向模态重构可靠性。     

一种小长高比组合发动机喷管气动设计及性能分析

在强几何约束条件下,对一种Ma=0~6.0的小长高比组合发动机喷管气动设计开展了初步研究。采用特征线法设计程序开展了喷管型线设计,并对设计点马赫数选取、三维侧向膨胀角、喷管双通道相对位置对喷管气动性能的影响开展了研究,给出了兼顾空间有效利用与喷管气动性能的喷管气动设计方案。数值模拟结果显示:降低设计点马赫数可以改善组合发动机喷管在低马赫数飞行时的性能,避免喷管出现严重过膨胀;喷管保持出口高度不变时,随着侧向膨胀角的増大,其高马赫数气动性能较优,而低马赫数气动性能下降严重。涡轮/冲压发动机喷管出口相对位置对并联布局组合发动机喷管转级点气动性能影响较大,且存在一个最佳位置布局,使得转级点达到最优的推力性能。获得的组合发动机喷管在设计马赫数下的推力系数约为0.920,模态转换过程流场平稳过渡,推力系数不低于0.918。     

视觉测振技术在柔性太阳翼模态试验中的应用

针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验,设计数字摄像视觉测振系统,基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程,通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型,通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比,验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性,为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。     

基于加工误差仿真的半球谐振子优化设计

针对半球谐振陀螺谐振子制造过程中存在的加工误差,采用有限元仿真,分析了半球谐振子结构参数、尺寸公差和形位公差变化对其工作模态频率和临近模态频率的影响,研究了半球谐振子形位公差变化对频率裂解和品质因数的影响。通过仿真分析可知,半球谐振子结构参数壁厚、半球中心半径及内倒角半径都会影响模态频率;半球谐振子形位公差中的内外球心距离误差对其工作模态影响较大,中心轴平行误差对频率裂解和品质因数影响较大;半球谐振子壁厚、内倒角半径、小柱半径及内外球心距离误差变化会使工作模态频率与相邻模态间存在干扰。在此基础上,提出了半球谐振子结构参数及形位公差优化设计建议,并通过半球谐振子品质因数Q值和频率裂解测量对该建议进行了验证。     

永磁同步电机驱动太阳翼扰动力矩建模与仿真

建立太阳翼驱动机构(SADA)永磁同步电机的电磁方程,并利用固定界面模态综合法建立SADA驱动太阳翼耦合系统的振动方程;设计模拟柔性负载,对SADA驱动该柔性负载的扰振力矩进行仿真分析。结果表明,SADA驱动柔性负载运行过程中所产生扰振力矩主要由两个原因引起：1)电流噪声引起的力矩波动;2)控制参数选取不当引起的转角波动。     

带轴对称台阶的圆锥高超声速边界层转捩试验

在Ma 6风洞内,通过高频脉动压力测试技术和基于纳米粒子示踪的平面激光散射(NPLS)技术,分别对带前向、后向轴对称台阶的圆锥高超声速边界层转捩进行了试验研究。采用功率谱密度分析和互相关计算等方法对脉动压力数据进行分析,得到了边界层中扰动波的发展规律,定量分析了第二模态波的相关参数。结果显示：两种模型中第二模态波在沿流向向下游发展的过程中,其幅值均先增大再衰减、特征频率均逐渐减小;特征频率和传播速度整体上均随雷诺数的增大而增加(后台阶模型中特征频率由100 kHz增至196 kHz,前台阶中则由 97 kHz 增至174 kHz)、波长变化规律则与之相反(后台阶中由6.35 mm降至4.54 mm,前台阶由7.35 mm降至 4.66 mm );后台阶模型中第二模态波初次出现位置比前台阶中更靠近上游,边界层转捩位置较前台阶前移。将NPLS结果与高频脉动压力测试结果进行对比,两者吻合较好。