航空发动机高速球轴承动态特性分析

 高速滚动轴承的动态特性对航空发动机转子系统的性能有重要的影响,为尽可能真实模拟轴承实际运转情况,建立轴承零件相互作用模型得到各零件之间力和力矩,使用较精确的弹流模型计算拖动力,采用拟动力学法建立任意受载的球轴承动力学分析模型,提出了工程中非线性方程组的高效解法。编制调试了计算程序READ ( Rolling Element bearing Advanced Dynamics tool),以276927NK1W1(H)航空轴承为算例分析了工况参数和结构参数对滚动轴承动态特性的影响规律,最后通过Gupta的动力学程序算例验证了程序的准确性。轴承动态特性的研究为研究航空发动机转子轴承集成系统动态性能分析奠定了基础。     

A Polynomial Prediction Filter Method for Estimating Multisensor Dynamically Varying Biases

The estimation of the sensor measurement biases in a multisensor system is vital for the sensor data fusion. A solution is provided for the estimation of dynamically varying multiple sensor biases without any knowledge of the dynamic bias model pa- rameters. It is shown that the sensor bias pseudomeasurement can be dynamically obtained via a parity vector. This is accom- plished by multiplying the sensor uncalibrated measurement equations by a projection matrix so that the measured variable is eliminated from the equations. Once the state equations of the dynamically varying sensor biases are modeled by a polynomial prediction filter, the dynamically varying multisensor biases can be obtained by Kalman filter. Simulation results validate that the proposed method can estimate the constant biases and dynamic biases of multisensors and outperforms the methods reported in literature.     

低温推进剂贮箱增压系统分布参数数值仿真(Ⅱ)增压系统数值模型与仿真结果

在所建立低温推进剂分布参数贮箱模型的基础上,采用液体火箭发动机试验台气路系统模块化建模与仿真软件,对某试验台液氧贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真研究.仿真结果与试验结果以及经验公式计算结果获得了很好的一致,表明分布参数贮箱模型相对于集中参数模型更为准确全面地描述了低温贮箱内的流动和热分层现象,并表明有限体积模型体系及所开发的仿真软件具有广泛的适用范围和良好的仿真精度,在管路系统仿真领域具有工程应用价值和数值拓展潜力.      

颤振试飞结构模态阻尼不足问题分析

飞机在高空大速度颤振试飞过程中,一个明显动响应模态的阻尼低于国军标要求,为后续试飞带来风险,需要及时判定原因并进行处理。采用提出的分析思路流程及正交多项式拟合法等数据处理方法,对模态参数及动响应特性进行研究。最终确定该模态为发动机反对称侧平模态,并非颤振临界模态,也未有与其他模态发生耦合的趋势。结合国军标要求进行风险分析并进行试飞验证,最终顺利完成了飞机颤振试飞任务。表明了原因分析及处置措施的正确性,也为其他飞机类似问题的解决提供有效参考。     

战斗机座舱动态温度快速计算软件开发

座舱温度是开展座舱舒适性评估的设计输入,飞机结构的复杂性和飞行工况的多变性为座舱温度的精确计算带来了一定困难,为解决复杂飞机结构,不同工况下的座舱温度快速、精确计算问题,采用集总参数法,结合传统传热学理论,构建了座舱动态温度快速计算数学模型,并基于 VB编程语言,开发了战斗机座舱动态温度快速计算软件,并对设定的飞行任务剖面进行了座舱热载荷数值模拟,结果表明软件计算结果与实测结果较为吻合,同时软件具有较好的通用性和可操作性,为后续开展座舱热舒适性的快速评估提供了工具支撑。     

弹性机体起落架的动态性能仿真分析

 通过建立弹性机体的等效模型,导出了系统的运动微分方程;并在ADAMS/Aircraft环境中建立了虚拟样机,仿真出具有弹性机体的飞机着陆时的动态响应。仿真结果显示出弹性机体能起到吸收和耗散能量的作用,吸收了缓冲器功量的6.5%,并可以适当减轻着陆时的侧滑过载。对考虑弹性机体起落架系统进行了研究分析,得出机体的低阶弹性模态起到提高飞机起落架缓冲器效率的作用。该设计方法能够减小轮胎和缓冲器的受载,延长起落架寿命。此外,对传统起落架缓冲器设计准则进行了完善。     

在大气紊流中飞行的弹性飞行器动力学模型

本文以大展弦比、后掠翼飞机和轴对称导弹为例,分别建立了弹性飞机和细长体弹性飞行器在大气紊流中飞行时的动力学模型。该模型考虑了非定常气动力的影响以及刚性运动和弹性变形模态之间的气动耦合作用,并给出了其状态空间方程的标准形式。     

不带稳定翼飞船返回舱俯仰动稳定性研究

联盟号飞船返回舱,如果不存在稳定翼,从高超声速到低Mach数时,力矩曲线有由一个平衡迎角(α1),经二个(a1、α'2)到三个(α1、α2、α3)平衡迎角的情况出现.当有一个平衡迎角时,可能有一临界Mach数Mcr,当M∞＞Mcr时,平衡迎角处是动稳定的;M∞＜Mcr,变为动不稳定的,同时出现极限环.也可能不存在这个Mcr,这时随Mach数降低到M∞=M'cr,即2个平衡迎角的情况,在力矩曲线与α轴相切的平衡点α'2,会出现鞍、结点分叉.M∞＜M'cr后,对于存在三个平衡点的情况,在α和α的相图上,它是结点-鞍点-结点的结构.当α1处是稳定结点形态时,只有在很小的扰动情况下,它才能返回α1的状态.如果α1为不稳定结点状态,在α1附近,微小的扰动,使迎角由α1迅速变成α3或者更大.这是混沌的先兆.     

动力伞的飞机原理与控制

本文对动力伞的原理及飞行要领做了概况性的介绍。