旋翼/机身耦合问题的CFD/CSD分析方法

提出了一种高精度的直升机旋翼/机身耦合系统振动响应分析方法。通过非定常Euler/N-S方程与准定常气动力相结合的方法来进行弹性旋翼流场分析,利用CSD软件建立精细的机身三维结构有限元模型,用15自由度非线性中等变形梁单元来建立旋翼动力学模型,最后采用带配平的松耦合迭代方法求解系统响应。以某小型直升机为例,分析了悬停状态下机身典型位置的振动响应,计算结果与实验值吻合良好。研究了前飞速度和机身弹性运动对机身振动水平的影响,结果表明,在小速度和大速度前飞时,机身振动响应随前飞速度的增加而增大;在中等速度段,机体振动水平则基本保持不变。     

稳瞄稳向系统可视化仿真平台研究

以防空作战条件下稳瞄稳向系统的研究需求为背景,为实现作战过程的三维一体化仿真,设计基于MFC框架的Open GL可视化仿真平台实现方案;建立稳瞄稳向系统可视化仿真平台所需的3D模型;通过模型格式转换与加载、模型位姿控制数据的读取,模拟防空作战条件下4个阶段的稳瞄稳向过程。通过与实测数据的连接表明:该可视化仿真平台可作为稳瞄稳向系统性能的验证平台,对系统性能进行直观的评判,具有一定的参考价值。     

先进测量实验区素地环境振动实测与分析

素地环境振动实测与分析对于先进测量实验室建设意义重大,可用于指导先进测量实验室建设选址的适用性和环境振动控制设计。以中国计量科学研究院先进测量实验区选址为例,采用环境激励法对其素地环境振动进行现场测量,通过1/3倍频程分析法对测点速度时程数据进行处理。结果表明:稳态工况下1~100Hz频段该地块振动速度均方根值低于VC-F标准,但在12.5~20Hz频段振动速度最大值接近或大于VC-G标准,振动主要来源于21:00~次日10:00集装箱码头装卸货物时引起的随机振动,如果移除集装箱码头将有助于满足实验室振动控制VC-G标准要求。大型巴士在规定工况下运行时,实验室最佳退让距离分别为195m、182m和160m,这样可满足8~25Hz频段环境振动控制VC-G、VC-F、VC-E标准要求。通过对周边道路交通不同工况下环境振动的测试和分析,可确定不同环境振动标准实验室建设最佳退让距离。     

直九-2稳瞄操作控制系统的设计

 稳瞄系统是直升机上重要的光电系统,稳瞄操作控制系统是稳瞄系统的一个重要的子系统,稳瞄系统中所有的人工操作都是通过稳瞄操作控制系统来完成的.采用单片机来实现稳瞄操作控制系统的功能,介绍了80C196单片机系统和PC104嵌入式系统的硬件结构和软件设计.该系统目前运行状况良好,满足了设计要求.     

稳瞄稳向系统FOG随机信号处理方法研究

为辨识稳瞄稳向系统中光纤陀螺(fiber optical gyro,FOG)主要噪声,研究基于Allan方差的FOG随机信号处理方法;在静态条件下,对稳瞄稳向系统三轴FOG输出信号进行数据采集,并进行Allan方差分析,通过最小二乘拟合,分别计算FOG 5个随机误差系数;经分析得出稳瞄稳向系统FOG输出信号主要噪声为速率随机游走与速率斜坡噪声。该研究可为简化稳瞄稳向系统误差模型,实现FOG噪声信号重点滤除,提高系统性能提供理论参考与依据。     

炮振环境下设备的隔振设计方法研究

炮振环境具有典型的重复冲击振动特性,属于严酷振动环境,极易造成附近的设备振动失效。首先对某型航炮射击的振动进行测试并用傅里叶变换分析其振动特性,提出对炮振环境下的设备进行隔振安装设计的方法;然后对炮振环境下的设备进行隔振安装理论分析及有限元仿真;研究结果表明在不改变设备结构的前提下,安装隔振后可使向设备传递的振动降低80%以上,从而极大提高设备的可靠性。研究可为炮振环境下设备的设计提供理论依据。     

中高频大振幅垂向振动下的坐姿人体7自由度建模及实验

建立合适的人体振动模型,预测人体在不同振动环境下的动力学响应和各部位振动的传递性,能够对建筑和交通工具内部的振动控制起到指导作用。到目前为止,大多数垂直振动下的人体多自由度模型都是针对较低频率(20Hz)和较小幅度(1.5 ms-2)的振动环境,未必适用于较高频率(20 Hz)和较大幅度(1.5 ms-2)的垂向振动环境。为了准确地预测坐姿人体对中高频、大振幅垂向振动的动力学响应,建立垂向振动下坐姿人体的7自由度修正模型,并通过实验测试25名志愿者在4种不同加速度幅值(1.0 m/s2、1.5 m/s2、2.0 m/s2、2.5 m/s2)的宽带随机(2~100 Hz)垂向振动下的视在质量。实验结果表明,相比ISO标准规定的3自由度模型,所提出的7自由度修正模型能较准确地预测坐姿人体对大振幅垂向振动的动力学响应。     

光电稳瞄稳定控制模糊PI算法设计与实现

稳定控制是光电稳瞄伺服控制的核心技术之一.传统经典控制方式存在超调与快速性之间难以调和的矛盾,很难得到理想的动态性能.为此论文建立了稳定控制系统数学模型;融合模糊控制的快速响应和PI控制的稳态无误差设计了参数自整定模糊PI控制器,分析了控制器中各参数的关系,对设计的控制系统进行理论计算和仿真分析;在基于DSP的数字平台上用软件实现设计的控制器;对系统进行了控制性能测试试验.仿真和试验表明设计的新型控制系统实现了无超调和快速响应的目标.     

350 km/h 高速铁路高架桥环境振动的测试分析

为了考察350 km/h高速列车运行状态下高架桥的环境振动水平,对京津城际铁路杨村特大桥247号桥墩高速列车运行时的环境振动进行测试,分析了高架桥环境振动的衰减特性。结果表明,VL zmax、VL z10和VLzeq随距离的变化均符合对数衰减规律,距离振源30 m内环境振动衰减明显,距离振源30 m以后衰减逐渐平缓。在距离振源15 m~60 m范围,我国现行的高速铁路环境振动预测公式的预测值最大偏高9.7 %。     

某军用包装箱动力学仿真与试验研究

目的以某新型军用导弹包装箱为研究对象,对其动力学特性进行研究。方法建立包装箱整体结构模型,利用有限元法对其固有特性进行分析。考虑弹体在运输过程中受到随机激励的影响,对组合轮式车辆振动环境试验载荷下包装箱的减振效果进行研究。通过试验测试,验证仿真分析结果的合理性。结果箱体的前6阶固有频率分布在53～81 Hz范围内;在组合轮式车辆振动环境下,箱体结构各方向所受的最大应力分别为192.4,118.4,260.1 MPa;弹体支撑以及橡胶垫上的应力和位移水平很小。结论在随机载荷作用下,包装箱结构具有良好的减振效果;结构所受最大应力小于材料的屈服极限。此外,有限元分析结果合理可靠,包装箱结构满足设计要求。     

基于振动预测的直升机监控方案设计

为对直升机关键部位的振动水平进行预测,提高对飞行过程中振动情况的预知能力,降低直升机试飞风险,该文通过对试飞数据进行分析,统计归纳得到直升机振动变化规律,并以发动机功率作为输入参数建立振动预测模型,进一步基于振动预测模型对直升机监控方案进行优化设计。通过直升机试飞对预测模型及监控方案进行验证,结果表明:所建立的预测模型可以对直升机振动水平进行有效预测,并且优化后的监控方案可以更好地对直升机振动水平进行监控与振动故障预警,有效保障直升机的试飞安全。     

一种基于复模量的粘弹减摆器非线性VKS改进模型

根据粘弹减摆器单频、对称激振实验获得的复模量数据,对粘弹减摆器的非线性VKS模型进行了参数识别;为了使模型适用于单频及双频条件,提出了一种考虑频率修正的非线性VKS改进模型,并用单频及双频条件下的复模量实验数据对分析模型进行了验证。改进模型可以正确地反映出粘弹减摆器复模量的非线性特性,可用来预估其单频及双频条件下的复模量特性。应用该模型进行了直升机空中共振分析,发现某直升机从悬停到前飞,其摆振后退型模态阻尼下降了37%左右。     

直升机结构响应主动控制飞行试验

为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,以某轻型直升机为验证机,基于具有在线识别功能的时域自适应控制算法,进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。给出了飞行试验方法、试验系统组成、试验内容及其过程。通过对飞行试验数据的处理分析,对减振效果进行了评估。试飞结果表明:ACSR(Active Control of Structure Response)系统对各测点的垂向振动均有减振效果,各速度状态下的全机垂向减振效率在30%～66%之间,巡航速度状态下具有最佳的减振效率;此外,各测点的侧向振动水平也有一定程度的减小。     

Nonlinear flight dynamics and stability of hovering model insects

Current analyses on insect dynamic flight stability are based on linear theory and limited to small disturbance motions. However, insects'' aerial environment is filled with swirling eddies and wind gusts, and large disturbances are common. Here, we numerically solve the equations of motion coupled with the Navier–Stokes equations to simulate the large disturbance motions and analyse the nonlinear flight dynamics of hovering model insects. We consider two representative model insects, a model hawkmoth (large size, low wingbeat frequency) and a model dronefly (small size, high wingbeat frequency). For small and large initial disturbances, the disturbance motion grows with time, and the insects tumble and never return to the equilibrium state; the hovering flight is inherently (passively) unstable. The instability is caused by a pitch moment produced by forward/backward motion and/or a roll moment produced by side motion of the insect.     

机动飞行时直升机尾传动轴的横向振动建模与特性

提出了直升机空间机动飞行及尾传动轴运动位姿的一种描述方法,建立了相关坐标系。基于扩展哈密顿原理,建立了直升机空间机动飞行下尾斜轴横向弯曲振动的动力学模型,并利用伽辽金法将偏微分方程转化为常微分方程。水平传动轴可以当作尾斜轴的一种特例,通过一坐标变换矩阵即可将尾斜轴的动力学方程变换为水平传动轴的动力学方程。分析了直升机空间机动飞行对尾传动轴横向弯曲振动特性的影响。结果表明:直升机的机动飞行会对尾传动轴的横向弯曲振动产生附加的刚度效应、阻尼效应和激励效应,使得传动轴轨迹中心的位置和运动轨道的大小发生改变。     

《混合动力汽车噪声和振动的分析与控制》

论文分析了混合动力汽车的结构特点，研究了由于结构变化而带来的噪声与振动源及其特性的变化，提出了混合动力汽车噪声与振动源的控制措施，总结了混合动力汽车噪声与振动控制的难点及其发展趋势。     

PLGA／TPGS-姜黄素纳米粒的制备及体外评价

以维生素E1000聚乙二醇琥珀酸酯（TPGS）为乳化剂,姜黄素为模型药物,聚乳酸-羟基乙酸为载体材料,采用O／W型乳化-溶剂挥发法制备聚乳酸-羟基乙酸-姜黄素纳米粒,以包封率和载药量为主要指标,单因素实验探索影响两指标的主要因素,正交试验设计优化制备工艺,结果表明,制备聚乳酸-羟基乙酸-姜黄素纳米粒的最佳工艺为：聚合物浓度4％,乳化剂TPGS浓度0．03％,超声时间8min,搅拌时间6h。以此工艺制备的载药纳米粒外形圆整光滑,粒度分布较为均匀,平均粒径为189．7nm,包封率为86．2％,载药量为7．45％。     

《卫星力控振动试验的模型简化原理分析》

航天器振动环境试验的首要目标，是为了发现航天器在结构动力学设计方面存在的问题，防止在发射过程中由于严酷的振动环境导致发射任务失败。在常规航天器的振动测试中，振动台台面的加速度输入是按照加速度规范进行控制的，将飞行环境中实际测量得到的加速度峰值的进行包络，这种测试方法会在卫星或飞船的固有频率处产生较大的过试验现象。为此，NASA从1993年以来，推行“力限振动试验（force limited vibration testing）”技术，即采用振动台加速度和界面力进行“双控”，以降低过试验的危害。但是，由于真实飞行时的星箭界面力无法通过实际测量得到，因此，通过对星箭界面的计算模型、实验获得的模态参数、以及从实测界面加速度等条件下获得界面力数据的研究成为FLVT技术研究的核心内容。本文通过星箭耦合系统的动力学模型，利用子结构模态综合法推导出界面动力学响应以及界面力与界面加速度的关系式。然后根据子结构各阶主模态在特定频率区间内的特性，对动力学模型进行简化，并对NASA文献中的“复杂二自由度模型”进行了理论证明和误差分析。     

含金属氢化物的p(BAMO-AMMO)基推进剂能量特性

为了考察金属氢化物(MH)对3,3-二叠氮甲基氧杂环丁烷(BAMO)与3-甲基-3-叠氮甲氧基氧杂环丁烷(AMMO)嵌段共聚物p(BAMO-AMMO)基推进剂的能量特性影响,设计了高氯酸铵(AP)、MH、p(BAMO-AMMO)组成的三组元推进剂配方体系,计算了用不同的MH逐步取代AP时的标准理论比冲变化规律,同时计算并比较了含六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20)的四组元p(BAMO-AMMO)基推进剂配方体系的标准理论比冲。研究发现AlH3对提升推进剂能量效果最为明显,以其取代25%(质量分数)AP的三组元推进剂和取代20%(质量分数)AP的四组元推进剂能量分别达到最高值(2764.9 N·s/kg和2829.3 N·s/kg);当AlH3完全取代某实际推进剂配方中的Al时,推进剂的标准理论比冲提高了5.1%。     

Aerodynamics and aeroacoustics of wings and rotors via BEM - unsteady, transonic, and viscous effects

Recent developments on a general boundary integral formulation for the aerodynamic and aeroacoustic analyses of lifting bodies (e.g., wings and rotors) are reviewed. The emphasis is on recent numerical results, specifically on the effects of the unsteadiness, of the viscosity, and of the transonic nonlinearities. The boundary-element full-potential formulation for bodies in arbitrary motion is outlined along with the its extension to viscous/inviscid interaction. The effects of viscosity are taken into account through a coupled boundary-layer/full-potential technique similar to that used in the CFD community. Numerical results obtained with the present formulation are compared against numerical and experimental results available in literature. They include (i) aerodynamics and aeroacoustics of helicopter rotors in hover and forward flight in subsonic flows; (ii) transonic aerodynamics/acoustics results for steady potential flows around airfoils and hovering rotors, and (iii) viscous flows (subsonic and transonic) around airfoils.