机动飞行飞行器内具有初始弯曲和刚度不对称的转子运动模型

本文建立了位于机动飞行飞行器内且同时具有初始弯曲、不对称刚度和质量不平衡的单盘Jeffcott转子的动力学模型。当飞行器静止时,设相关参数为零后该模型与相应地面转子系统的数学模型完全相同。应用该模型可数值仿真研究飞行器运动时位于飞行器内的等转速、等加速、等减速运行转子的动态特性,研究飞行器不同飞行速度和加速度对转子动力学特性的影响,分析飞行器飞行时转子出现故障时的响应特性,从而为机动飞行器内转子的动力学分析和故障诊断提供依据。     

浮环挤压油膜阻尼器对模拟低压转子突加不平衡响应影响分析

为了研究浮环挤压油膜阻尼器对涡轴发动机模拟低压转子突加不平衡响应的影响,建立了考虑多种耦合的带浮环挤压油膜阻尼器模拟低压转子的动力学模型,推导其运动方程并采用数值方法进行了求解,分析了系统响应随浮环与轴承质量比值、支承刚度和油膜间隙等设计参数的变化.研究表明:相比传统挤压油膜阻尼器,浮环挤压油膜阻尼器更好地抑制了转子系统加速过临界时的瞬态响应以及稳速和升速过程中的突加不平衡响应;增大浮环与轴承质量比值、减小弹性支承刚度和挤压油膜间隙,能够更好地抑制突加不平衡响应的瞬态振幅和瞬态过程;转子系统由于油膜非线性引起的双稳态大振幅区会随浮环与轴承质量比值的增大而减小,而随挤压油膜间隙值的减小而增大.      

汽轮机转子动叶片装配序列智能优化

针对某工厂因动叶片装配序列存在 “不平衡量值大、叶片质量或质径积形成的聚集及特殊叶片排序不稳定”问题,而导致动叶片安装时出现动叶片中间体及围带间间隙超差等现象,在简要分析动叶片装配和称重原理的基础上,结合遗传算法的全局优化和快速收敛的特点,提出了动叶片安装排序的智能优化方法。经统计某级动叶片装配间隙数据及转子动平衡测试数据,结果表明:优化算法的采用,使整级动叶片一次性装配间隙合格率由68.3%提升至86.6%,转子动平衡配重质量块减少约49.2%,在3000r/min时,转子轴颈振动值降低约25.2%。      

低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法

针对我国地面测站对高轨卫星监视能力缺乏的问题,提出一种低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法。该算法引入天基跟踪坐标系,消除测距信息影响,建立仅测角观测方程;引入法向运动,增加摄动因素影响,建立扩展拉普拉斯动力学模型;推导分析观测模型和动力学模型的关系方程,将初轨计算问题转换为非线性方程求解问题,利用高斯全主元消去法完成方程求解。通过实战和仿真测角数据对方法进行检验,结果表明,该方法能利用仅测角数据对非合作目标进行初轨确定,精度在公里量级,可为我国地基监视系统提供补充参考。     

转子不平衡量对角接触球轴承-刚性转子系统动力学耦合特性的影响

建立了高速角接触球轴承-刚性转子系统完全动力学数值仿真模型。以某仪表轴承支承的转子系统为例,分析了转子不平衡量对转子振动响应、轴承内部载荷分布以及保持架质心运动轨迹、频域幅值变化及其磨损的影响。结果表明:无转子不平衡量时,转轴振动仅包含保持架频率,而转子不平衡时,转轴振动除保持架频率,还包含内圈频率及其倍频。随着转子不平衡量的增大,内圈频率对应的转轴振动幅值逐渐增大,而保持架频率对应的转轴振动幅值先减小后增大。球与内外圈接触载荷波动随着转子不平衡量的增大而增大,且载荷包含了保持架频率与内圈频率的多种耦合频率。转子不平衡量越大,保持架质心运动越不稳定,而保持架磨损率反而逐渐降低。保持架质心运动除保持架频率外,还包含保持架频率与内圈频率的耦合频率,说明保持架运动受转子振动的影响。      

基于IDS的铝合金预腐蚀疲劳寿命研究

 模拟飞机服役环境,对航空LY12铝合金试验件做了腐蚀试验,然后通过疲劳试验得到LY12铝合金新试验件和预腐蚀试验件的疲劳寿命数据。分析了腐蚀对航空LY12铝合金的影响。通过观测断面腐蚀坑的尺寸,基于初始不连续状态（IDS）建立了把腐蚀坑看做表面裂纹的几种模型,并对几种裂纹模型的疲劳寿命计算结果和实际试验结果进行了对比分析。结果表明：直接把腐蚀坑看做表面裂纹是不合理的,考虑材料初始不连续状态所建立的表面裂纹模型计算结果和试验结果比较吻合;随着腐蚀坑的增大,裂纹模型2更为合理。所以,很难用一个合适的裂纹模型来描述腐蚀坑,只有把腐蚀坑分组才有可能得出更精确的描述。     

传递对准中载舰挠曲变形和杆臂效应一体化建模与仿真

 针对舰载机惯导系统大方位失准角传递对准的非线性问题,根据舰载机在载舰上的实际停放情况,引入舰载机标称坐标系,并综合考虑载舰挠曲变形和杆臂效应的影响,建立挠曲变形和杆臂效应加速度一体化模型,完善舰载机惯导系统大方位失准角传递对准线性化模型。采用“速度+角速度”组合匹配算法的滤波模型,对固定安装失准角和挠曲变形角进行了估计。结果表明,该模型在舰载机大方位失准角传递对准时可以满足对准精度和时间的要求。     

SNAP－THROUGH OF LAMINATED ORTHOTROPIC SHALLOW SPHERICAL IMPERFECT SHELLS WITH TRANSVERSE SHEAR

ＳＮＡＰ－ＴＨＲＯＵＧＨ　ＯＦ　ＬＡＭＩＮＡＴＥＤ　ＯＲＴＨＯＴＲＯＰＩＣ　ＳＨＡＬＬＯＷ　ＳＰＨＥＲＩＣＡＬ　ＩＭＰＥＲＦＥＣＴ　ＳＨＥＬＬＳ　ＷＩＴＨ　ＴＲＡＮＳＶＥＲＳＥ　ＳＨＥＡＲＹａｎｇＹｉｑｉａｎ；ＭａＨｅｚｈｏｎｇ；ＷａｎｇＴｓｕｎｋｕ...     

飞机典型结构（紧固孔）原始疲劳质量研究

 本文介绍了一个定量地确定飞机结构细节（紧固孔）的原始疲劳质量的工程方法。用“当量初始缺陷尺寸分布”表征在一个或多个结构细节中真实初始缺陷的当量影响。用“使用裂纹扩展控制曲线”描述这一分布的扩展规律。用“裂纹超出量概率”定量地确定细节疲劳开裂的损伤度。这一工程方法原则上也适用于其它的结构细节,如几何不连续处、圆角及耳片等。本文编制了参数优化的计算机程序,并进行了大量试验研究,计算结果证实了这一工程方法的适用性、     

线性拟合法建立航空发动机状态变量模型

针对非线性拟合法建立航空发动机状态变量模型过程中的初值问题,提出了一种能够避免该问题的线性拟合法,即在离散域情况下,利用已知的状态序列来构建系统矩阵与模型响应之间呈线性关系的目标函数,从而使非线性最小二乘问题转化为线性最小二乘问题.应用该方法建立某型涡扇发动机的小偏差状态变量模型,并与非线性拟合法进行了对比研究,结果表...