基于模型的转子系统不平衡量的估计

采用基于模型的方法对转子系统的不平衡量进行估计,首先记录初始状态下的振动信号,然后根据实时测得的不平衡响应信号,得出差值振动信号,联立转子系统的动力学方程,得出不平衡等效载荷,根据等效载荷,得出不平衡的位置、相位及大小.采用模态扩展技术实现由有限几个点的振动响应获取所需点上的响应.由于噪声的影响,提出了基于高斯小波的降噪方法.仿真与实验结果表明,这一方法能够比较准确地估计出转子系统的不平衡量.      

一种新的极值搜索算法及其在航空发动机燃烧主动控制中的应用

 针对航空发动机存在的不稳定燃烧控制问题,推导出当发动机不稳定燃烧时,燃烧室内的振荡压力与平均燃空比值之间的函数模型,此函数模型构建了压力振荡变化的幅值与平均燃空比值之间的极值关系。提出了一种新颖的退火递归神经网络极值搜索算法,可以自适应地搜寻出极值模型中最优的平均燃空比值,实现对燃烧室内压力振荡变化的最小幅值控制,并有效地抑制了燃烧室的不稳定燃烧现象。通过仿真对比,验证了方法的有效性。     

三种典型湿度标准器性能参数对比分析

选取DHT-2000型高精度温湿度测试仪、VaisalaHMP233温湿度仪和Syinyei S-1型露点仪三种典型的湿度标准设备,利用湿度检定箱对比分析了在30%-90%RH的湿度区间,三者测湿性能参数的差异。结果表明：DHT-2000型高精度温湿度测试仪与露点仪的测量精度相对较高,响应时间短,重复性较好。在取样湿度较高时,露点仪对环境要求较高,复现性相对较差。     

航空发动机整机振动中的不平衡-不对中-碰摩耦合故障研究

针对航空发动机整机振动分析,建立了含不平衡-不对中-碰摩耦合故障的转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.在耦合模型中,考虑了机匣运动,同时,充分考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触以及变柔性VC(varying compliance)等非线性因素;在耦合故障中,建立了不平衡、不对中和碰摩故障模型.运用数值积分方法获取了系统响应,研究耦合故障特征和规律.仿真计算分析表明了该模型的正确有效性.      

对《校准厚度片测量不确定度评定》一文的探讨

对《校准厚度片测量不确定度评定》一文评定方法中直接测量法与比较测量法的区分,数显电感测微仪示值误差的选用,通过有效自由度评定扩展不确定度的方法进行了探讨。     

加力燃烧室热声振荡纵向传播特性及控制

建立了管道声传播与不稳定热释放耦合的热声振荡理论模型,并用来对复杂的航空发动机加力燃烧室中的纵向传播的振荡特征频率及稳定性进行分析和预测.利用二维定常计算流体动力学(CFD)模拟结果获得流动平均参数,在此基础上讨论了加力燃烧室内热释放位置、隔热屏穿孔率等结构的变化对热声振荡特性的影响,表明该模型能够方便地应用于对加力燃烧室热声振荡影响因素的研究并揭示某些控制规律.      

组合坐标法精确测量微纳米台阶样板高度

微/纳米级台阶高度的精确测量是纳米计量技术领域中重要的研究工作。文中提出了一种以精确定位为前提的多区域坐标组合台阶高度测量法,应用纳米三维测量机实现了标称高度1mm的微/纳米级台阶样板高度的精确测量。结合实验数据,对影响测量结果的环节进行了分析,确定了影响测量结果的主要因素,并阐述了相应的解决办法。该技术内容对研究台阶样板的精确测量工作具有一定的技术参考价值和借鉴作用。     

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。     

钛合金薄壁舱段热普旋过程凸缘失稳现象研究

旋压道次与轨迹及排布决定TC4钛合金热普旋零件的成形精度。道次多、旋压时间长,整个热旋系统的膨胀会较难控制,道次少,变形量大易引起不均匀变形导致零件失稳,因此优化TC4钛合金热普旋的道次与轨迹尤为重要。     

翼伞平面形状对翼伞气动性能的影响

对带气室的展弦比为3的不同平面形状翼伞模型的流场进行了三维定常数值模拟,详细考察了平面形状对翼伞气动性能的影响.运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω二方程湍流模型进行湍流模拟.数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在...