基于独立桨距控制的电控旋翼主动振动控制

电控旋翼利用桨叶后缘襟翼偏转通过气弹作用带动桨叶变距,从而实现对旋翼的控制。但由于其系统的复杂性,桨叶间易存在扭转刚度和质量不相似,从而引起较严重的旋翼振动。针对该情况,提出了基于独立桨距控制的主动振动控制方法,并以某原理性电控旋翼为算例进行了数值仿真,验证了所提出控制方法对电控旋翼由扭转刚度和质量不相似引起振动的减振有效性,最佳减振水平可达90%。     

用于BVI噪声试验的新型涡发生器设计与分析

针对直升机特有的旋翼桨/涡干扰(Blade vortex interaction,BVI)噪声计算精度低且试验数据缺乏问题,也为了开展旋翼气动噪声特性分离方法的验证试验研究,本文设计了一种能够用于BVI噪声试验的新型多段翼型组合式涡发生器。首先通过CATIA软件建立涡发生器出口端翼型段在不同迎角下的试验模型,再使用FLUENT软件建立涡发生器的流场仿真计算模型,比较分析了不同翼型段迎角下的涡流流场。随后用粒子图像测速法(Particle image velocimetry,PIV)技术系统测量了不同翼型段迎角、距离涡发生器出口端的长度及流速等参数变化下的涡流流场,对不同试验状态下的涡核、涡强等参数进行了对比分析。针对涡量偏弱的缺点,对传统单级涡发生器进行了改进,设计研发了双级涡发生段。试验证明其能产生更强且稳定的涡,为BVI噪声试验提供了模拟的桨尖涡,试验结果表明了涡发生器的有效性。     

基于自适应非结构嵌套网格的旋翼流场模拟

针对直升机旋翼CFD仿真的复杂性,提出了改进的适合于格心格式求解器的非结构嵌套网格算法。采用自适应网格技术在旋翼流场仿真的整个过程中进行网格的自适应加密和疏化操作,以更好地捕捉桨尖涡等流动细节。对于频繁的自适应过程中产生的大量重复点和无用点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)和标记-删除-移动算法(Mark,delete,move,MDM)进行删除,节约了不必要的存储。针对格心格式的求解器,采用了基于梯度的网格间插值方式,简化了网格间数值传递的复杂性,同时不降低求解器的精度。对CaradonnaTung旋翼悬停算例和HLISHAPE 7A旋翼悬停算例进行了模拟验证,计算值与实验值吻合,表明本文建立的方法具有良好的鲁棒性和有效性。最后,与未采用自适应时求解器对桨尖涡的捕捉效果进行了对比,结果表明本文所采用的方法可以明显地提高求解器对桨尖涡的捕捉。     

基于交叠视场亮度优选算法的导航星库构建方法

星敏感器导航星库直接影响星图识别效率和姿态解算精度。分析了参与姿态解算的星颗数和亮度对姿态精度影响,在此基础上,提出了一种基于交叠视场亮度优选算法的星敏感器导航星库构建方法。将精度较高的Hipparcos星表作为基础星表,分析了星等、双星、自行、变星等对姿态精度的影响,将星库筛选成一个备选星库,生成覆盖全天球的交叠视场。每个拥有较多星的视场,都按照亮度优先原则从视场内的扇形区域中选择导航星,从而得到分布均匀的导航星库。结果表明:该方法能有效减小星敏感器导航星库规模,实现导航星在全天球和局部天区的均匀分布。     

某滑动轴承-转子系统次同步失稳机理分析及试验研究

通过简化的轴承转子系统模型,分析了次同步失稳机理,给出了次同步失稳解决方案。在试验台架上进行了5叶可倾瓦滑动轴承支承的柔性转子系统运转试验,当工作转速处于2和3阶临界转速之间时,观察到了明显的次同步失稳现象,获得了失稳门槛转速,分析得出轴承中环形流体周向平均速度系数。通过修改转子结构,提高低阶横向弯曲临界转速,有效消除了次同步失稳,实现了试验转子的超高速稳定运行。     

宇航用双极器件和光电耦合器位移损伤试验研究

文章针对器件的位移损伤效应,利用质子加速器产生的质子及反应堆中子对化合物器件和硅器件位移损伤进行试验研究,得到了GaAs光电耦合器的电流传输比(CTR)和硅晶体管电流增益hFE的退化率随等效剂量的变化规律。研究结果表明,在质子70 MeV以上高能量范围,对于硅器件适用的位移损伤等效原理对于GaAs化合物器件则不再适用,需要修正。根据试验数据,给出了经验的修正系数。     

旋翼桨尖涡生成及演化机理的高精度数值研究

为了细致捕捉直升机旋翼桨尖涡的生成和演化过程,建立了一个基于高精度网格和高阶通量计算格式的旋翼桨尖涡计算流体力学(CFD)求解方法。在该方法中,流场求解选取旋转坐标系下的Navier-Stokes方程为控制方程;空间离散采用迎风Roe格式,并采用低耗散的5阶WENO(Weighted Essentially Non-Osciltatory)格式进行对流通量的计算;时间推进则采用双时间法,在伪时间步上使用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)推进格式;应用嵌套网格方法实现桨叶网格和背景网格的数据交换。应用所建立的方法对悬停状态的旋翼桨尖涡流场进行了高精度模拟,在桨叶网格上精细地捕捉到了桨尖涡的具体生成过程,在背景网格上捕捉到了更多圈数的桨尖涡尾迹,并对桨尖涡的演化机理进行了深入研究。结果表明:建立的高精度数值方法能够有效地对旋翼桨尖涡的生成和演化过程进行细致模拟;悬停状态下旋翼桨尖气流在上下表面压力梯度的作用下经历了边界层增厚、逐渐卷起形成涡核以及最终脱离桨叶形成桨尖涡的过程。     

超微型高速空气轴承的动态特性

对微型转子（半径为1985mm）动态特性进行了数值模拟和实验研究。在数值模拟中,利用ANSYS对空气轴承 微转子系统进行了双向瞬态流固耦合研究;模拟了启动阶段转子在空气轴承调节下的运动过程。结果表明:转子的动态过程为一运动幅度逐渐减小的振荡过程,最后将稳定于某一平衡位置;在轴承供压越大时,转子运动幅度越大,且达到稳定所需时间更长。计算结果发现了轴承间隙宽度与轴承流量的正相关关系。在对应实验中,实验结果与模拟结果很好的相符。由数值模拟和实验研究,说明了在较大止推轴承供压下由于转子轴向运动幅度大,有更大发生碰撞的风险;而在70927Pa的供压下进行启动则更为合适。      

转子系统不平衡故障的再现方法浅析

针对转子系统不平衡特征再现设计问题,提出1种基于动力学相似关系的模型再现方法。根据转子系统的振动微分方程,通过积分模拟法和量纲分析法建立转子系统中转轴、转盘、弹性支承和不平衡量的相似关系。根据相似关系,设计了原型不平衡转子系统的动力学相似模型,利用有限元方法仿真验证了所得相似关系的正确性。试验采用最小二乘三点法识别原型与模型不平衡转子试验台的不平衡量,给出再现原型不平衡特征的过程,验证了不平衡特征再现设计方法的有效性。总结了基于动力学相似关系的转子系统不平衡特征再现设计方法。     

倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响

采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大（≥16 m/s）,产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。