短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术.通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题.利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响.在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模...     

基于机体振动的直升机桨毂阻尼故障诊断

研究了仅用机体振动信号诊断旋翼减摆器阻尼失效、轴向铰卡涩和水平铰卡涩3种桨毂阻尼故障的可行性。在旋翼试验台上分别设置上述3种阻尼故障,测取机体振动响应,利用快速傅立叶变换分析其频谱特征。分析表明,3种阻尼故障引起的机体振动谱图互不相同。采用概率神经网络实现了3种阻尼故障的正确分类。研究表明,仅用机体振动响应实现旋翼阻尼故障诊断是可行的。     

转子叶盘结构减振方法研究

转子叶盘结构在高速和超高速的运行状况下,可能因为失稳而剧烈振动,进而引发严重的安全事故。增大叶盘结构阻尼是减轻其振动的有效方法之一。国内外学者针对叶盘结构,开展了大量的研究,为了充分了解叶盘结构减振方法的研究进展,推动相关问题的深入研究,提出了将叶盘结构减振分为干摩擦、内摩擦和其他能量转换方式。对叶盘结构减振方法的相关研究进展进行了总结,并展望了叶盘结构减振的未来研究方向。     

对称导数的性质及定理

讨论了对称导数与导数、对称导数与连续、对称导数与可积的相关性质,利用这些性质给出了广义的微分中值定理,并由此推出泰勒公式。     

带有阻尼环(套筒)的篦齿封严装置动力响应特性实验

以带有开口阻尼环(套筒)的悬臂柱壳为对象,进行了悬臂柱壳/阻尼环(套筒)组合结构动力响应特性实验研究,并将实验结果与理论结果进行了对比,以验证理论分析的正确性.通过实验研究了阻尼环的安装位置、阻尼套筒的厚度、宽度、开口量和激振力等参数对组合结构动力响应特性的影响规律.阻尼环在悬臂柱壳上的安装位置对其减振效果有很大的影响;阻尼套筒通过"移频"和干摩擦阻尼作用,有效地降低了组合结构的振动峰值;当组合结构发生不同的周波型振动时,即使是相同的阻尼环(套筒),它的减振效果也是不同的.      

带干摩擦阻尼结构叶片振动响应试验

建立了非旋转状态叶片试验系统,正压力加载方案可实现连续调节并较准确测量接触压力.利用该试验系统,对不同接触紧度,接触角度带冠叶片的振动特性及响应进行测试,结果表明带冠叶片出现了共振频率分叉的非线性现象.通过试验分析叶冠接触面紧度,接触角度等重要参数对带冠叶片振动特性和减振效果的影响规律,结果显示接触角度应根据振型综合考虑接触面间相对运动在切向和法向两个方向分量的比例关系进行选取.      

阻尼陀螺系统动力响应的有限元复模态分析方法

采用复模态分析方法研究了陀螺系统及具有粘性阻尼的陀螺系统的动力响应及其数值分析方法,提出了陀螺模态阻尼比的概念,实现了利用有限元结构分析软件对诸如薄壁旋转轴和转动薄壁壳体等各类形式的复杂旋转薄壁结构进行动力特性分析的目的,讨论了不同条件(单点旋转简谐激励和沿圆周呈周波型分布的激励)条件下转动薄壁壳体结构的行波振动特点.      

固体姿轨控发动机动态推力补偿

作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。     

改进的格网惯导系统无阻尼综合校正方法

综合校正技术可作为抑制格网惯导系统（INS）导航误差的有效手段。加速度计零偏所造成的水平姿态误差是导致综合校正中陀螺漂移估计精度受限的重要因素。针对这一问题，提出了一种改进的无阻尼综合校正方法。首先，推导了格网坐标系框架下估计加速度计零偏和姿态的目标函数；其次，介绍了无阻尼条件下综合校正的两个核心方程；最后设计了无阻尼两点校策略。综合校正前，在多普勒计程仪（DVL）提供的速度辅助下完成加速度计零偏的估计和补偿，以此消除加速度计零偏所造成的水平姿态误差对综合校正中陀螺漂移估计精度的影响。在两次间断的外部位置和航向辅助下通过所设计的综合校正策略完成对陀螺漂移的估计。校正策略中所涉及的水平姿态误差在DVL辅助下由参数估计方法估计得到。仿真及实验结果表明：与现有的研究相比，所设计的综合校正方案进一步减少了DVL的辅助时间，同时由于准确地估计和补偿了加速度计零偏，陀螺漂移的估计精度显著提高，该方案在抑制导航误差方面具备更明显的优势。