基于弹体动力学信息的速率陀螺滤波

针对使用低精度惯性器件的战术制导武器中速率陀螺精度低、噪声大的问题,提出了一种基于弹体动力学信息降低陀螺噪声的方法.该方法通过将弹体姿态动力学方程与扩展卡尔曼滤波算法相结合来构建滤波器,并在飞行过程中利用导弹的先验特征信息和实测的执行机构信息来实时校正陀螺的测量值;然后从理论上证明了所建立非线性滤波系统是局部可观测和有效的.仿真结果表明,该滤波方法可以有效地抑制速率陀螺的测量误差.     

叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验

对叶片弦中区内部有、无冲击射流的气膜出流冷却方式中,冷气侧气膜孔局部换热特性进行了实验研究。无冲击射流时,主要研究了来流雷诺数、气膜出流与横流密流比的变化对气膜孔局部换热特性的影响;研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而强化,且孔后的换热要好于孔前的换热,越靠近孔的地方换热越强,并对倾角为30°和90°时气膜孔的“溢流效应”进行了比较。有冲击射流时,改变冲击雷诺数、横流射流密流比等流动参数,通过对数据整理得出了这些参数对其局部换热特性的影响规律。      

采用高负荷弯曲静叶的压气机改型研究

采用适合高亚音速气流进口的大折转角弯曲静叶对某型高负荷风扇级进行改型设计,使用单列弯曲静叶代替原型级中的串列静叶。采用三维成型技术设计弯曲静叶,引入叶片局部修型措施控制和改善栅内流动,通过数值模拟三维流场得到原型级和改型级的设计转速特性线和设计点的气动性能。研究结果表明:采用三维成型的高负荷弯曲静叶在优化压气机结构的同时也提高了压气机的气动性能,将是研发高性能压气机可采取的重要措施之一。      

具有接触接合面的篦齿封严组件振动特性分析

运用弹性力学理论研究了篦齿封严组件及其减振结构之间过盈装配压力和接触刚度的求解方法,在此基础上给出了具有接触接合面的封严环/阻尼片组合结构动力特性的分析方法,并且研究了阻尼片厚度、阻尼片周向分布数量、装配过盈量等参数对结构动力特性的影响规律.转动情况下封严环离心应力与阻尼片厚度近似成线性关系;阻尼片的周向分布数量影响封严环的固有频率和振型;阻尼片沿周向分布数量越多,应力分布越均匀,封严环的离心应力越小.     

分叉分析在飞机非线性动力学中的应用

深入研究现代飞机大迎角下的线性动力学特性是当今飞行力学的重要研究内容。综述了非线性动力学系统定性方法中分叉问题的基本概念、数值计算方法和相关软件，重点介绍了分叉分析方法在飞机开环、闭环非线性动力学特性分析和大迎角控制律综合以及分叉控制方面的应用。     

斜碰撞振动系统周期运动的映射与分叉

建立了斜碰撞振动系统的 Poincaré映射,研究了通过映射方法确定系统周期运动及其稳定性,并具体计算了给定单自由度斜碰撞系统的映射,分析了斜碰撞振动系统可能存在的各种分叉行为。     

基于分岔理论的轴流式压气机旋转失速主动控制技术

旋转失速是轴流式压气机的一种基本气动不稳定工作现象, 首先通过对Moore-Greitzer压缩系统模型的非线性动力学分岔分析, 发现旋转失速是由亚临界的音叉分岔所造成;其次提出了一种基于分岔理论的非线性主动控制算法, 采用压气机压比作为输入测量信号, 节流阀位置作为输出激励信号;最后采用分岔软件AUTO进行了计算机数值仿真, 仿真结果表明, 提出的非线性主动控制算法使得音叉分岔由亚临界转变为超临界, 从而消除了旋转失速迟滞环, 以及扩大了压气机的稳定工作范围.此外, 由于控制系统仅仅需要一维布局的传感器和激励器, 因此同时具备了较好的工程应用前景.      

Gamma-Theta转捩模型在绕翼型流动问题中的应用

在非结构RANS求解器上实现了完全基于流场当地变量和转捩经验关系式的γ-Reθ转捩模型,并利用该模型对S809和NLF0416两种翼型在中等迎角以及大迎角下的低湍流度绕流问题进行了计算.计算结果表明该模型可以准确地预测自然转捩、分离泡转捩和再层流化等各种转捩现象,中等迎角下预测的转捩发生位置和升阻力系数与实验吻合较好,大迎角下该模型也捕捉到了前缘分离泡.同时计算结果也表明该模型预测结果受物面流向网格密度和对流项数值离散格式影响较大,计算时须加以注意.     

考虑表面波纹度的滚动轴承-转子系统非线性动力特性

提出了考虑滚动轴承内外圈滚道表面波纹度、Hertzian弹性接触力和径向游隙等非线性因素的滚动轴承模型,建立了滚动轴承-转子系统的动力学微分方程,并用Runge-Kutta-Felhberg算法对其求解.利用分岔图、Poincaré映射图和频谱图,分析了参数变化时的滚动轴承-转子系统的分岔、混沌等非线性动力特性.结果表明:外圈波纹度波数与滚动轴承滚珠数目相等时,转子系统会产生强烈振动;转子系统进入混沌的主要途径是倍周期分岔;内圈波纹度引起的振动频率与波数有明确的函数关系.      

传热时间迟滞影响的薄板热气动弹性耦合 振荡模型

为了对高超声速下飞行器薄壁结构的振动行为进行研究,建立了一种考虑传热时间迟滞影响的二维无限长薄板的热气动弹性耦合振荡模型.同时,给出了只考虑有限历史时间影响的板内温度分布表达式,并对提出的温度表达式的精确性进行了数学证明,从而将以往被忽略掉的热应力产生的板内力矩引入薄板振动方程.数值模拟结果表明:气动力是薄板振动的主要驱动力,板内力的作用相当于外部预紧力,而板内力矩的变化会驱使薄板进行小振幅振动.综合以上三种因素,对薄板在这三种因素耦合情况下的振动行为进行了研究,发现在来流马赫数较大时,薄板会进入十分复杂的振动状态.最后,通过非线性动力学理论对薄板的振动行为进行了分析,发现了薄板振动中的分岔、混沌等现象,以及通向该类现象的途径.