裂纹故障齿轮结构声振特性与模拟研究

将齿轮结构按照圆盘来等效处理,建立了故障齿轮的动力学分析模型与声学模型,分别分析了径向裂纹和弧向裂纹情况下齿轮体的振动辐射声压与声场指向特性,研究了裂纹对齿轮结构辐射声场特性的影响.综合利用ANSYS及MATLAB软件模拟计算得到裂纹齿轮结构在r=0.5 m球面上的声压指向分布及轴向声压分布,探讨了不同的裂纹类型和不同的裂纹大小对齿轮结构振动声特性的影响程度,通过对模拟研究结果的分析比较与评价来说明裂纹的位置、形状以及裂纹大小对齿轮结构声场特性的影响大小和影响规律,为采用声学方法来诊断齿轮故障奠定了基础.      

航空发动机轴承腔内油气两相分布数值计算

主轴承腔是航空发动机润滑系统油气两相流的重要区域,了解滑油及密封空气在腔内的分布预测对于认知腔内两相流动具有重要的意义。利用VOF数值计算模型对某航空发动机轴承腔简化模型内油气两相流进行了数值计算,定义无量纲数β^＋用来分析腔内两相分布。计算结果与现有实验数据符合良好。给出了滑油在腔内的相界面分布,描述了腔内的油膜分布及运动,并且分析了无量纲数β＋在腔内周向分布及出口处随着转速及滑油进口流量的变化规律。     

先进战斗机超音速巡航油箱燃油温度变化仿真研究

战斗机广泛地使用燃油作为飞机发热部件的热沉,尤其是先进战斗机在综合热管理技术的发展基础上,更加充分有效地使用了燃油来冷却。用热量平衡方法分析了在任意时段油箱中的燃油的温度。结果表明在中低马赫数飞行状况下,影响燃油温度的最主要因素是燃油油箱中燃油的剩余量。本文应用C软件计算油箱内燃油温度。     

航空燃油柱塞泵运动学参数计算的坐标法

采用坐标法推导并给出了球面斜盘型柱塞泵位移、速度、加速度等运动学参数计算的一种新方法,并以某型号泵为应用对象,分别采用现有方法和所推出的坐标法进行仿真,结果表明:现有方法由于采用线性化处理,计算的位移和速度误差在0.4%以下、加速度最大误差为3.34%;与现有计算方法相比,坐标法从理论上保证了是一种精确的计算方法,且计算过程简单,可为该类柱塞泵运动学参数计算提供理论依据.      

燃油洗涤引射器充氮性能实验

通过建立地面燃油洗涤模拟实验台,采用正交实验等手段来有效地减少实际实验次数,在此基础上,对燃油洗涤引射器展开了较为系统的理论分析与实验研究.结果表明,燃油洗涤引射器的面积比m、长径比L/D、喷嘴工作压力p是影响充氮性能的重要因素,但重要性主次有其相对性;得到一系列经验公式和优化值,且对按这些经验公式和优化值设计加工的燃油洗涤引射器进行了实验验证,结果证实其既能喷出足够小的微细气泡,以提高燃油洗涤效率,又满足油箱上部气层空间氧体积分数要求.      

直升机机身表面温度场建模与数值分析

为了解得合理的直升机整机温度分布,在直升机机身表面温度场建模中综合考虑了机身蒙皮、排气系统、旋翼下洗和太阳辐射等方面的影响,并进行了数值模拟和排气系统-后机身一体化局部缩比模型的实验验证.研究结果表明:①由于辐射换热的影响,后机身内部混合管附近的表面温度升高了15 K左右;②单层蒙皮的表面温度受内部高温部件的热辐射影响...     

基于STL模型处理的飞机燃油质量特性计算

飞机燃油系统是飞机不可或缺的系统,燃油量占据了飞机近50%的重量和机翼翼盒80%多的空间,而且现代飞机愈加依赖燃油质量特性来调整重心,机电系统必须基于实时的燃油量状态和系统状态的精确获取,因此现代先进飞机复杂燃油箱中的燃油量测量和燃油质量特性计算成为燃油系统最为关注的基本问题。本文给出了以STL模型为基础的飞机燃油箱燃油量、燃油质量特性计算的主要实现方法和优点。     

一种鲁棒Sigma-point滤波算法及其在相对导航中的应用

研究了一种鲁棒Sigma-point滤波方法在无人机编队相对导航问题上的应用。该方法采用Huber估计方法,将Sigma-point滤波量测更新转化为求解线性回归问题,新的Sigma-point滤波方法是一种混合L1、L2范数最小估计,当量测噪声为受污染的高斯白噪声时,该方法具有一定的鲁棒性。给出了编队无人机相对惯导方程和相对视线矢量测量原理,应用鲁棒Sigma-point滤波方法融合相对惯导信息和相对视线矢量信息,估计出无人机之间的相对姿态、相对速度和相对位置。仿真结果表明,与扩展卡尔曼滤波和常规Sigma-point滤波相比,鲁棒Sigma-point滤波可以获得更高的估计精度。     

三参数威布尔分布的置信限

本文给出了三参数威布尔分布置信限曲线的一般函数关系式,提出了一种利用秩分布确定该关系式中参数的方法,从而求得三参数威布尔分布的单侧置信限和双侧置信区间。该方法便于工程应用,并且可以推广到其他连续分布的情况。     

固体火箭发动机液体喷射熄火模型

在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。