行星轮滚针轴承保持架强度分析

针对公转-自转工况下滚针轴承保持架失效问题,基于滚动轴承动力学理论,建立了公转-自转工况下的滚针轴承动力学微分方程组,采用GSTIFF变步长积分算法对轴承进行了求解.以保持架应力来评估保持架强度,开展了轴承工况条件对保持架应力影响的研究并指导保持架选材.结果 表明,有公转工况下,保持架应力明显大于无公转工况;滚针与保持架碰撞力主要影响滚针与保持架接触区处的应力值,并随碰撞力的增大而增大;保持架离心力主要影响保持架横梁斜坡夹角处的应力,并随离心力的增大而增大.公转速度较低时,保持架材料选0Cr18Ni9Ti更合适;公转速度较高时,则选20CrMo更合适.     

滚锥参数对滚锥包络环面蜗杆副接触线上相对滑动速度的影响研究

为了研究圆锥滚子包络环面蜗杆副传动工作过程中滚锥的自转角速度及接触点处的相对滑动速度,根据齿面接触线上的受力特性,将滚锥齿面所受正压力合理分布到接触线的离散点上。利用数值计算软件,得到啮合齿面接触线上各点的相对滑动速度,并分析滚锥顶端半径和滚锥倾角对啮合齿面间相对滑动速度的影响。结果表明:滚锥的自转能够大大降低啮合齿面间的相对滑动速度;滚锥顶端半径和滚锥倾角2个参数可以进行优化选择,以使啮合齿面间相对滑动速度最小。这为进一步探究圆锥滚子包络环面蜗杆副的传动效率提供了理论依据。     

星载双基地雷达空时二维杂波建模方法

考虑到星载雷达与机载雷达系统的区别,本文建立了星载双基地雷达杂波空时二维模型.分析了星载情况下双基地雷达的空间几何关系,得到了杂波等距离环的解析解.同时考虑了地球自转带来的新的多普勒分量.最后,利用该建模方法仿真和分析了几种双基地场景下杂波背脊线.本建模方法可以用来分析各种星载双基地雷达配置下的杂波特性,是研究双基地配置和杂波抑制算法的基础.     

无油涡旋压缩机防自转机构的研究

从机构学角度,研究了小曲拐机构的运动,确定了小曲拐数目的合理选取及分布;从运动学角度,分析了小曲拐的受力,建立了小曲拐的运动平衡方程,研究了不同数目小曲拐的动力特性。研究结果表明：小曲拐的防自转机构是按平行四边形原理运动的,采用3个小曲拐的防自转机构有比较好的动力特性,其为整周受力,是一种精度高、性能好的防自转机构。     

Study of traction efficiency on traction type continuously variahle transmission

以牵引式无级变速器为研究对象,推导出了自转角速度、由油膜滑动产生的牵引力和由自转产生的力矩等解析式.通过实例,计算和分析了牵引效率与接触压力、油膜牵引力、输入转速和几何曲率比等因素间的变化规律.     

酸液对酸蚀裂缝导流能力影响的研究

采用塔里木盆地奥陶系碳酸盐岩岩心,在不考虑酸液滤失的情况下,用Nierode-Kruk方法,通过室内实验评价了酸液用量、温度、酸液体积分数、组合酸等因素对长效酸（高温胶凝酸、变黏酸和自转向酸）酸蚀导流能力的影响规律,分析了闭合压力对导流能力的影响程度。研究表明：酸蚀导流能力和刻蚀强度由强至弱依次为高温胶凝酸、自转向酸、变黏酸,且随酸液体积分数和用量的增加,酸蚀导流能力逐渐增加,但裂缝导流能力保持率的变化趋势有所不同;高温胶凝酸在高温状态的酸蚀导流能力较高;高温胶凝酸和自转向酸的组合产生的裂缝导流能力最大。现场应用长效酸进行酸化压裂施工取得了良好的效果,该研究成果在优化酸化压裂施工设计和提高现场施工效果方面具有一定的参考价值。     

破除“速度魔咒”S-97“侵袭者”高速武装直升机

正西科斯基公司网站2014年10月2日发布了S-97侵袭者高速直升机原型机。该公司作为世界级的顶尖直升机制造商,发布这款全新旋翼机意味着直升机家族新一轮的更新换代已经开始了,外界对S-97的评价是具备颠覆性的气动设计,采用了与众不同的共轴反转刚性旋翼作为主要的升力来源,尾部安装了螺旋桨推进装置,机身修长,这样的气动增强了直升机的机动性和灵活性。西科斯基公司认为S-97项目将作为未来高速直升机的雏形,也引领着旋翼机领域的发展。尤其是刚性旋翼加尾螺旋桨推进器的气动布局,承载了西科斯基对21世     

基于无人机的“自动控制原理”教学探索

针对《自动控制原理》课程教学中存在学和用两张皮、授课模式单一和学生动手能力差等问题,将无人旋翼机引入到日常理论教学工作中,从而抽象理论与工程对象紧密结合。针对课堂授课内容,设计低成本开放性强的无人旋翼机实践教学平台,通过首尾闭环教学模式和课堂交互模式的优化改进,提高学生对课堂知识点的理解掌握能力,并进一步通过评估体系的优化改进,促进学生重视控制理论在实际工程中的应用,提高学生分析问题和解决问题的能力;改革后的教学方法在教学实践中取得了良好的效果．     

倾转旋翼机过渡段动态最优控制技术研究

针对倾转旋翼机的最优过渡问题，采用动态最优控制来减小过渡时间、姿态角变化以及缓解驾驶员工作负荷。在飞行动力学模型的基础上引入操纵方程，通过引入操纵量方程来缓解操纵量的跳变；随后将飞行器的最优动态倾转过渡过程转变成非线性动态最优控制问题，引入合理的性能指标，基于序列二次规划算法进行求解；最终以XV-15为例，分析系统各个通道抗风扰能力以及进行全航线飞行仿真。实验结果表明，所设计的过渡段最优控制在倾转旋翼机的各个通道抗风扰性能突出，系统鲁棒性较好，具有较好的实际应用价值。