航空发动机整机振动典型故障分析

为解决航空发动机整机振动问题,根据测试结果描述了航空发动机整机振动的3种典型故障:转子热弯曲引发的振动故障、转静子碰摩引发的振动故障和甩油孔位置不当引发的自激振动故障,说明了振动故障的特征,经分析认为故障发生的原因为甩油孔位置不当引发的自激振动,给出了排除上述故障的措施,经验证,排故效果良好,证明了采用的排故措施有效.     

基于自由尾迹方法的复合材料无铰式旋翼气弹稳定性分析

基于有限元理论及自由尾迹方法,建立了一套适用于各向异性复合材料无铰式旋翼的气弹稳定性分析方法.为了模拟复合材料旋翼气弹特性,截面特性参数采用二维线性有限元方法分析得到,展向一维梁则采用考虑剪切变形的23自由度非线性梁单元模拟,并将自由尾迹分析模型用于计算旋翼非均匀诱导速度场,基于升力线模型构建了一个高效且较为精细的气动分析模块.在此基础上开展了无铰式旋翼气弹稳定性分析,算例计算及验证表明建立的模型能有效地用于复合材料旋翼非定常气动载荷预估及进行气弹稳定性分析.最后细致分析并获得了复合材料铺层角对无铰式旋翼气弹稳定性参数的影响规律,结果表明:算例在小拉力系数(0.0025)下,截面竖直铺层角在10°到25°会发生气弹稳定性问题,这在真实型号设计中应当注意避免.      

柔性欠驱动机械臂的内共振现象及应用

针对柔性欠驱动机械臂研究了被动关节处于自由摆动和锁定状态下系统所具有的不同动力学行为.通过对平面二连杆柔性欠驱动机械臂的非线性动力学分析,发现这种多模态非线性动力学系统的内共振对系统振动行为有重要影响.当结构参数满足一定条件时,系统发生的内共振能有效减小机械臂末端的振动.利用这一现象,提出一种柔性欠驱动机械臂的开环振动控制方法,这种方法降低了闭环振动控制方法对驱动元件性能的过高或控制器稳定的困难.以平面二连杆柔性欠驱动机械臂进行了建模和数值计算分析,结果证明了以上方法和结果.     

柔性航天器IPACS建模与动力学分析

利用拟坐标下的拉格朗日方程和动量矩定理,建立了带变速控制力矩陀螺群(VSCMGs,Variable Speed Control Moment Gyroscopes)的柔性航天器的能量/姿态一体化控制系统(IPACS, Integrated Power/Attitude Control System)的动力学模型,该模型适合于姿态控制律设计及VSCMGs操纵律设计.采用动量管理和VSCMGs构型选取相结合的方法,有效地避免了VSCMGs设计时可能出现的奇异问题.分析了采用VSCMGs的柔性航天器IPACS中的动力学耦合问题,并以某大型航天器为例进行了数值仿真.分析和仿真结果显示出,当VSCMGs的力矩轴接近(或陷入)奇异或进行储/放能切换时,VSCMGs都会对柔性附件造成显著影响.      

基于向量对方法的柔性空间机械臂建模与仿真

针对柔性自由漂浮基座空间机械臂系统建模的过程中存在的形式复杂计算量大等问题,本文采用向量对方法,以自由漂浮基座双连杆柔性机械臂为研究对象,以单个体的动力学方程为基础,分别列出相邻两个体之间的约束方程,利用拉格朗日乘子法组装构成系统的动力学方程.这种方法在建模时需要的信息较少,易于推导,得到的方程十分规范化,更加有利于柔性空间机械臂控制系统的设计.最后文章通过仿真验证了模型的正确性.     

旋翼多维振动最优调整方法

针对直升机旋翼系统非线性、难以建模的特点,采用径向基函数(RBF,Ra-dial Basis Function)神经网络建立直升机旋翼动平衡调整模型.根据约束条件以直升机机身振动值作为目标函数建立适应度函数,以旋翼系统的调整参数为优化变量,进行神经网络学习和优化.利用粒子群优化(PSO,Particle Swarm Optimization)算法对适应度函数进行寻优,获得当直升机振动最小时的桨叶的调整参数.实验结果表明:PSO算法寻优效率方面高于遗传算法;RBF神经网络和PSO算法相结合可以有效地实现直升机旋翼动平衡调整.     

基于摄动模型的挠性航天器姿态控制系统设计

为了完成挠性航天器高精度姿态控制任务,首先采用摄动法分析了挠性航天器动力学方程,得到相应的0阶和1阶动力学系统.针对0阶非线性时不变系统,同时考虑到转动惯量不确定性和干扰,对已有的非线性直接自适应控制律进行改进,设计PI(Propor-tional-Integral)型参数自适应律,以提高姿态控制精度,同时给出了稳定性证明.针对1阶系统设计PI控制器及PPF(Positive Position Feedback)控制器,以有效抑制挠性结构振动.仿真结果表明,在采用摄动法对动力学方程分析的基础上设计姿态控制系统,可以有效完成挠性航天器高精度姿态控制任务.     

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。      

压气机转子和叶片整体模型建立与有限元分析计算

文章对某实验单级压气机转子叶片模型采取了优化的建模方式,从叶片任意分层截面到针对叶片具体关键部位的流线截面生成模型;从层面之间拉伸成体到曲线边线的实体建立,使所建叶片模型更真实,输入输出文件模型格式兼容性更高;然后将叶片与轮盘和轴进行装配组成压气机转子.对转子系统进行有限元分析,其结果对实验单级压气机设计提供理论依据.     

基于PC2B格式自由尾迹方法的旋翼响应特性分析

旋翼自由尾迹模型的建模和桨叶动态响应计算的问题是直升机空气动力学领域中富有关键意义的课题。本文结合桨叶气动模型、旋翼涡尾迹模型、桨叶挥舞动力学模型、"PC2B"尾迹求解算法和旋翼配平模型,建立了一个时间精确的旋翼自由尾迹和桨叶动态气动响应的分析方法,并针对旋翼总距突增时的旋翼载荷和桨叶动态响应进行了计算和分析,得出了一些有意义的结果。