涡轮泵滚动轴承-转子系统高速运行试验研究

针对涡轮泵转子的具体结构特点,解决了高速运行试验过程中的支承、驱动、轴承润滑冷却、振动测量、转子高速动平衡及轴向力加载控制等问题。结合旋转机械故障诊断技术,提出了高速动平衡效率、转子支承状态及轴向力加载状态的优化方法,并在试验过程中对该优化方法进行了验证,实现了涡轮泵转子的高速稳定运行。结果表明:涡轮泵转子高速运行试验应采用刚性连接的柔性联轴器;涡轮泵转子高速轴承需采用高压直喷式供油;通过平衡效率优化可将非线性振动影响下的转子一次平衡效率由30%提高至73.7%;为避免高速运行时产生基础松动,试验中滚动轴承外环应采用紧配合安装;轴向力应沿轴承周向均匀加载,其大小应根据轴承-转子系统具体结构及运行状态综合分析确定。     

固体火箭发动机五分力测量原理及静态误差分析

针对某些实际工程中固体火箭发动机绕轴线的旋转力矩M_Z相对很小或者不是测量关注重点的推力矢量测量问题,为避免测量中较为复杂的解耦过程,更简单地实现对推力矢量在各坐标轴上的分力P_X、P_Y、P_Z和对坐标轴的转矩M_X、M_Y的准确测量,在分析了六分力测量模型耦合误差的基础上,忽略发动机绕轴线的旋转力矩,提出了一种动架约束之间只存在线性耦合的五分力试验台模型,并对其进行了误差分析,证实了五分力模型能够实现对推力矢量在各坐标轴上的分力P_X、P_Y、P_Z和对坐标轴的转矩M_X、M_Y的准确测量,并进一步得到了五分力模型的静态误差主要来源于发动机安装误差和标定误差,安装误差中横偏是主要因素的结论。所得结论可为固体火箭发动机五分力试验台研制提供理论基础。     

卫星定轨综述

对卫星定轨中的热点问题作一综述,内容包括短弧定轨和长弧精密定轨。对于短弧定轨(通常指初轨),不仅从原理上分析其关键之处,还介绍如何将适用于无摄运动的特殊定轨方法推广用于同时考虑各种摄动的受摄运动,并可同时适用于圆锥曲线的各种情况：变化的椭圆轨道、抛物线轨道和双曲线轨道,后者在深空探测器的运动过程中将会遇到。对于长弧精密定轨,阐述当今提高精密定轨精度的力模型补偿问题以及几何定轨的提法,天地基网联合定轨和星-星相对测量的自主定轨问题。     

螺旋角对航空燃油齿轮泵性能及流量脉动特性的影响

为研究螺旋角对航空燃油齿轮泵性能参数的影响规律，通过坐标变换推导了以圆弧-渐开线-圆弧为端面型线的7齿齿轮泵的型线方程，基于动网格技术和RNG k-ε湍流模型对该泵进行三维瞬态流场数值模拟。通过选定不同的重合度系数，计算比较了4种不同螺旋角齿轮泵的流量特性。研究结果表明：螺旋角对该齿轮泵性能有显著影响，随着螺旋角的增大，齿轮泵出口流量脉动系数呈下降趋势；随着螺旋角依次增大，其他三种角度泵的出口平均流量与螺旋角为23.74°的泵相比分别变化：+1.82%,+2.4%,+0.66%，呈先增后减趋势；经小波变换对齿轮径、轴向受力脉动频率进行分析，其脉动频率与齿轮啮合呈周期性相关；随着螺旋角的增大，齿轮相邻腔室间压力分布逐渐趋于均匀。     

美国海军航空兵训练装备发展新动向

介绍了美国海军航空兵训练发展对其训练装备发展提出的新要求,对美国海军航空兵训练改革中出现的机队需求和训练能力优化要求进行了详细阐述,对美国海军航空兵训练装备发展的新动向进行了逐一介绍,最后总结了美国海军航空兵训练装备发展总体思想及其启示。     

T-45舰载教练机作战基础训练

介绍了美国海军T-45舰载教练机的作战基础训练情况,论述了美国海军航空兵在训练改革中出现的机队需求和训练能力优化要求,同时,对舰裁教练机发展新动向进行了探究.     

动态力校准中力传感器端部等效质量测量方法研究

力传感器端部等效质量是动态力校准中的重要部分,其测量误差会对动态力校准产生较大影响。本文通过了解力传感器结构,确定力传感器端部等效质量的构成,并简单介绍了四种测量端部等效质量的方法。最后,利用两次配重消去法进行实验,将不同配合不同工况下得到的结果进行对比分析,说明该方法可以较好的解决测量端部等效质量问题。     

飞行模拟器电动操纵负荷系统多余力抑制研究

飞行模拟器操纵负荷系统是一种被动式力伺服系统,其多余力的抑制是提高操纵负荷系统力跟踪精度的关键。以研制的飞行模拟器电动操纵负荷系统原理样机为平台,对系统的工作原理和结构进行介绍,通过系统建模,在MATLAB/SIMULINK中仿真,对经典的前馈补偿和PID复合控制方法的多余力抑制效果进行仿真分析,并在原理样机上进行试验测试。试验结果验证了复合控制策略有效地抑制了多余力,提高了系统的跟踪精度。     

基于热/力试验的折叠舵连接刚度与颤振分析

为了适装新型发射平台和进一步提高射程能力,高速飞行器需要采用折叠翼/舵的方案。高速飞行器面临的严酷高温环境和时变气动载荷条件,使折叠舵的结构动力学特性更加复杂,给开展折叠舵极端条件下热气动弹性特性的准确分析带来严峻挑战。本文构建了综合考虑温度、载荷、机构间隙和摩擦特性等因素的折叠机构力学模型,通过非线性有限元分析获得了不同因素影响下的连接刚度,并开展常温和高温试验验证研究。基于固有模态对结构进行降维简化,基于修正的三阶活塞理论建立了气动力模型,采用准定常模型对特定飞行剖面的颤振特性进行评估。基于Abaqus结构模型和STAR-CCM+气动模型,开展了时域响应分析。结果表明：常温和高温条件下,折叠机构转动刚度的计算结果与试验结果整体相对误差小于10%,具有较好的一致性,验证了模型的准确性和可用性;采用CFD与CSD耦合计算方法获得的临界颤振速度低于采用修正的三阶活塞理论结果,CFD/CSD耦合计算方法更加保守。本文建立的方法可为飞行器舵面颤振特性进行有效预示,对新型高速飞行器设计具有重要指导作用。