大机动过载下不平衡转子的弯扭耦合振动分析

针对未来无人机承受较大机动过载的特点,基于Timoshenko梁以及圆盘单元理论建立任意机动飞行条件下不平衡转子系统的弯扭耦合振动有限元模型,分析大机动过载情况下转子的非线性响应特征。结果表明：机动飞行工况下,在弯曲自由度和扭转自由度上都产生了新的次谐振动频率成分;各频率成分幅值被放大,弯曲自由度和扭转自由度耦合增强;当转速超过1阶弯曲临界速度时,周期性明显变差。     

固体火箭发动机离心过载试验装置主机结构设计

离心过载试验装置可在地面重复再现火箭发动机飞行过程的高过载环境,通过对发动机试验状态进行控制和监测,可为高过载发动机流场及热结构研究提供实时数据。为模拟发动机点火飞行受力工况,试验装置不仅须承载发动机点火产生的巨大冲击振动,还要为发动机提供安装和姿态调整平台。为此,对试验装置采用分层布局,除转臂外,其余各系统布置于地下空间,转臂上的元器件进行了防护,以防发动机点火产生的高温和高温物质对其损伤。转臂采用箱型焊接不等臂结构和较高的安全裕度,通过优化设计,降低了转动惯量。为实现各型发动机安装和姿态调整,在转臂上开发了无级角度调整旋转舱。传动系统作为转臂的支承和传力结构,采用大轴径和大锥度增强系统承载能力,并通过预埋件与土建基础固连,提高主机抗倾覆力能力。驱动系统采用同步电机直接驱动,以提高试验装置快加速和变过载加载能力。最后,对主机结构进行了力学分析和振动测试,结果表明,设计结构可保证试验装置稳定运行。     

某型高速无人靶机飞行控制的设计与实现

按照某型高速无人靶机飞行特性和性能要求,详细给出了以DSP为处理核心的飞行控制系统硬件组成和逻辑功能结构,介绍了无人靶机飞行控制策略,设计并开发了配套的地面测控程序,并进行靶机的半物理仿真实验。仿真结果表明,该飞行控制系统性能良好,符合高速无人靶机的飞行要求,并成功应用于某型无人机飞行试验。     

某型高速 无人 靶机飞行控制的设计与 实现

按照某型高速无人靶机飞行特性和性能要求,详细给出了基于DSP为处理核心的飞行控制系统硬件组成和逻辑功能结构,介绍了无人靶机飞行控制策略,设计并开发了配套的地面测控程序,并进行靶机的半物理仿真实验。仿真结果表明该飞行控制系统性能良好,符合高速无人靶机的飞行要求,并成功应用于某型无人机飞行试验。     

坐姿人体体表剪力分布实验与数值模拟

坐姿人体体表剪力分布对于机动飞行过载动感仿真具有重要意义,过载椅正是通过对人体体表施加适当作用力来模拟机动飞行过载的。为了解坐姿人体侧向静态体表剪力分布,设计、并进行了模具泥座椅—真实人体侧向力加载实验;在实验数据基础上,通过SURFER软件与MATLAB软件联合数值模拟,得到了整个人椅接触区域的静态侧向体表剪力分布,并对该分布机理进行了分析。应用力系等效原理,给出分布剪力的等效主矢量、主矩和剪力中心表达式及数值模拟结果,以及动态体表剪力与静态体表剪力的关系。     

直升机半滚倒转机动飞行控制算法研究

对直升机半滚倒转机动动作开展机理分析,将机动动作进行分段设计。在半滚段设计滚转角速度保持,根据滚转角调整总距输入量;在俯冲拉起段设计俯仰角速度保持,根据俯仰角调整总距输入量,并在阻尼回路引入自抗扰控制算法,以提高控制系统的扰动抑制能力。针对有风/无风 2 种飞行环境,通过视景仿真技术对 UH 60 直升机开展仿真,结果表明,直升机可以在 4.5 s 内完成半滚倒转机动飞行,验证了该设计控制策略是合理的,飞行控制律具有良好的抗扰性能。     

惯性释放原理在航空发动机风扇轴强度分析中的应用

航空发动机机动载荷和运行载荷在力平衡方式和约束条件上是不相同的,因此在航空发动机风扇轴强度分析中不能将发动机机动载荷和运行载荷简单迭加求解,否则机动载荷由于无法被平衡而导致风扇轴应力计算出现偏差。将惯性释放原理引入某型航空发动机风扇轴仅在机动载荷下的强度分析中,解决了机动载荷的平衡问题,并将其应力结果与风扇轴在运行载荷下的应力计算结果相互迭加获得风扇轴最终的应力场,从而使风扇轴的应力计算结果更加贴近真实。     

滑翔靶机飞行控制系统的设计与实现

以DSP和FPGA相结合设计飞行控制计算机。以飞行控制计算机为核心,配合GPS接收机、垂直陀螺仪和舵机等器件,并以数字电台作为靶机与地面站之间的通信设备,构成靶机的新型低成本飞行控制系统。     

直升机机动稳定性试飞方法

机动稳定性是直升机飞行品质的一项重要特性,影响直升机机动飞行的能力。本文通过对机动稳定性原理的分析,介绍了两种在实际飞行试验考核中使用的方法,并通过试验数据对比,得到了两种方法的优缺点,对以后直升机机动稳定性试验的实施具有一定的参考价值。     

基于FLUENT的导弹气动特性仿真分析

针对国外新型轻质超音速导弹欧洲燕,进行导弹三维实体模型构建,开展其黏性定常绕流特性数值仿真计算.基本模型仿真结果表明:末端飞行马赫数1.5时,导弹升力系数在20°攻角以前呈线性变化关系,至25°攻角仍未出现失速迹象,相应沿升力方向过载系数27.33,机动能力强;导弹升阻比在攻角15°时达到最大值,为1.68;导弹气动压心在0°攻角时靠近尾翼,静稳定度最大,导弹周围流谱清晰.研究可为掌握该新型导弹的气动飞行性能提供基础和参考.     

机动飞行条件下航空发动机双转子动力学实验研究

利用基础运动的航空发动机双转子模型实验台分别模拟飞机在进行俯仰运动、横滚运动和偏航运动时系统的振动,研究了机动飞行对双转子系统的动力学特性的影响。实验结果表明,飞机作横滚匀速运动、俯仰匀速运动时在内外转子上产生的瞬态附加离心力和附加陀螺力矩对系统振动瞬态幅值有很大的影响,总结了不同机动飞行条件对航空发动机双转子的动力学响应的影响特点。     

空中机动目标航路的仿真研究

空中机动目标航路主要是指:空中机动目标运行的轨迹、飞行状态(速度、高度、飞行方向)随时间变化的飞行动作,又称机动。单位时间内改变飞行状态的能力称机动性。文章对最常见的机动轨迹进行数学描述和分解,了解其运动规律,然后利用MATLAB仿真得出相关图形。     

高过载配电变压器设计要点及其经济性能分析

高过载配电变压器具有节能环保、无功损耗低、空载电流小、抗突发短路能力强等良好性能,在年平均负荷低、负荷季节性强、负荷波动大的农村电网中的应用越来越广.根据高过载的性能要求,分析了高过载配电变压器的设计思路及要点和绝缘材料对高过载性能的影响,基于此试制了样机,并对其进行过负载曲线温升计算验证和过负载能力试验验证其高过载性能.依据标准中推荐的综合能效费用的计算方法对高过载配电变压器进行经济性能分析.结果表明,提出的高过载配电变压器的设计思路具有可行性和经济性,为高过载配电变压器设计和推广应用提供参考.     

基于DSP28335的某型靶机系统设计

针对某大型军用无人靶机的实际需求，根据飞行控制相关原理，进行了该靶机的控制系统设计。描述了靶机飞控系统的硬件组成结构，基于DSPF28335处理器，详细分析设计了各组件与飞控计算机的信号输入输出方式。仿真实验表明,该靶机飞控系统控制策略有效，且各机载子系统与飞控计算机能够协调工作。     

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响

基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,初步分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型。在此基础上,分别仿真计算转速变化和发动机起动过程瞬态温度下转子的径向变化,讨论了转子在飞行器机动飞行情况下的振动幅值对叶尖间隙的影响。结果表明,转子振动幅值和径向位移对叶尖间隙变化有重要作用。     

涡轴型发动机冷却通风系统参数在机动试飞中的变化规律与分析

涡轴型发动机是直升机的主要动力,而直升机具有机动能力强、灵活的特点。本文以某型涡轴发动机配装某型直升机为研究对象,在高温条件下,对各种机动动作进行了全面的考核,通过对试验数据的总结,归纳、分析了冷却通风系统参数在机动飞行中的变化规律。     

航天器新型伸展机构的设计研究

由于空间飞行任务复杂性和多样性的要求,往往要求航天器具有快速变轨的能力,快速变轨机动过程中的过载,可能导致容易产生大挠度的太阳能帆板发生振颤,扭曲,最终影响姿态控制或结构.对太阳能帆板的关键部分伸辰机构进行研究,通过国内外伸展机构的调研,设计了两种新型机构并分别对其的可行性进行对比,为以后的机构设计做出了相应参考.     

机动飞行时航空发动机反向旋转双转子动力学实验研究

利用基础运动的航空发动机双转子模型实验台,分别对飞机在俯冲运动、偏航运动、横滚运动和俯冲-偏航耦合运动时双转子系统的振动进行测试,研究了机动飞行对反向旋转双转子系统动力特性的影响。实验结果表明:机动飞行在转子上产生的瞬态附加离心力和附加陀螺力矩将对转子的轴心运动轨迹和振动响应产生明显的影响。     

无人机飞行航迹预见控制技术研究

在分析现行无人机飞行航迹的基础上,从改进飞行航迹的控制方法入手,利用数字预见控制理论的技术和方法优化无人机飞行航迹,解决现行无人机航迹控制系统的固有缺陷,由此建立无人机航迹优化模型并进行仿真分析.对于提高无人机的战场机动能力和快速反应能力具有重要的军事应用价值.     

国外弹道式导弹方位瞄准技术及其发展

弹道式导弹发展趋势向着固体火箭发动机、全机动发射方式、制导技术先进、命中精度高、飞行时间短、体积小、机动性强、反应速度快、突防能力强等方面发展,因此,与之相关导弹的瞄准技术也得到相应发展.导弹的方位瞄准直接影响导弹横向命中精度,得到了各国的重视和发展.本文介绍了国外铁路机动、地下发射井和潜艇发射导弹三种典型的瞄准系统,论述了导弹瞄准技术的发展.