直升机尾传动系统扭转振动建模与特性

将直升机传动系统简化为轴段和当量圆盘的串联系统,建立了直升机尾传动系统扭转振动的等效多自由度动力学模型.模型中考虑了啮合齿轮对的综合啮合误差激励和尾减齿轮的啮合刚度.针对系统的扭转动力学方程,求得了系统的扭转振动响应,分析了直升机尾传动系统在轴的不同扭转刚度和齿轮的不同啮合刚度下的扭转振动的特性,结果表明:与尾斜轴相联的当量圆盘的扭转角位移始终比与水平轴相联的当量圆盘的扭转角位移的数值大,即与尾斜轴相联的尾减输出齿轮振动大于输入齿轮;当轴的扭转刚度变化时,水平轴相联的当量圆盘与尾斜轴相联的当量圆盘的扭转角位移变化的趋势相反;啮合刚度对系统扭转角位移的影响比较大,在建模时应当给予重视.      

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响

采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.      

先进加力燃烧室设计技术综述

叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势。     

惯性平台全数字温控系统设计与实现

惯性平台系统的导航精度会受到环境温度的影响,采用温控系统为平台提供稳定的工作温度能有效解决这一问题。本文将安装于台体的前端模拟温度采集电路改为数字温度采集电路,并采用数字总线传输,消除了模拟温度采集信号长距离传输引起的噪声和漂移。为了兼顾加温过程和温控精度,温控系统采用了分级、分段的控制策略。同时对温控系统进行了数字化设计,针对平台温控系统这种具有明显滞后性的被控对象,采用了带有遇限削弱积分法的无静差PID控制,有效克服了积分饱和对大滞后系统的影响。仿真和实验表明,通过采用全数字化设计,温控系统可以达到所要求的快速启动、输出稳定及温控精度要求。     

一体化实时仿真平台技术的发展与展望

对一体化实时仿真平台技术的国内外现状进行了分析,对一体化实时仿真平台技术的几个主要技术难点进行了论述,包括一体化实时仿真平台总体技术、通用仿真建模技术、一体化支撑技术、一体化仿真应用技术等。最后,对一体化实时仿真平台的未来发展进行了展望。     

前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响

为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式高超声速飞行器气动性能参数随着钝化半径的变化规律。研究结论可为乘波构型的高超声速飞行器一体化设计提供一定的依据。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

直升机/发动机系统综合控制半物理仿真

基于直升机/发动机系统综合控制半物理仿真试验平台,针对直升机/发动机系统综合模型和综合控制算法进行数字与半物理仿真试验研究.提出了一种串级PID(proportional integration differential)+扭矩前馈+总距补偿的系统抗扰控制算法,并提出了基于机载简化发动机模型的多模式综合实时优化控制算法.试验结果表明:所建立的 直升机/发动机系统综合开闭环模型能够模拟发动机从起动到慢车再到直升机飞行的整个过程,自由涡轮转速超调量和下垂量均在4%以内,在不同飞行条件下,动静态品质均满足设计要求.本文还进行了综合系统多模式优化技术的半物理仿真,结果表明所设计综合控制律的良好工程应用前景.      

舱外航天服生命保障冷电联储系统性能分析

 基于质子膜燃料电池(PEMFC)和热驱制冷,提出一种舱外航天服冷电联储方法,根据热力学总能理论,通过能量的梯级利用和不同形式的能量联产来实现舱外航天服生命保障系统冷电联储、能源转化和环境控制一体化。对舱外航天服生命保障冷电联储系统进行了热力学分析,表明本文舱外航天服生命保障系统冷电联储方案与传统方案相比,能达到减少航天员出舱活动携带物品种类和提高能源利用率的目的。并重点对冷电联储系统储氢冷却器相关参数的选取对系统一次能源利用率及系统整体质量的影响进行分析,结果表明LaNi₅和LmNi_4.9Sn_0.1较适合用于本文提出的舱外航天服生命保障冷电联储系统。     

吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战.建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性.通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据.