针齿半径误差、针齿中心圆半径误差是影响RV减速器回差的重要因素,其误差组合方式也对RV减速器的回差产生影响。为研究不同误差组合的影响规律,分析回差的影响因素,建立回差计算模型。以RV-80E为例,建立RV减速器的三维模型和动力学模型,并进行不同误差组合下回差仿真分析。仿真分析与理论计算结果表明:回差的理论计算曲线与仿真曲线变化规律一致,随着针齿直径的增大而减小,随着针齿中心圆直径增大而增大。

针对载流薄板振动式流体滤波器的不足,结合鼓式消声器的工作机理,顾及滤波器适应液压系统的高压、稳态大流量、低压缩性及耐腐蚀等工况要求,提出了一种仿生膜片式流体滤波器,分析其工作机理并建立动力学模型,初步确定膜片式流体滤波器结构参数。其后,仿真分析了其动态特性,试验验证了理论分析的正确性。结果表明,在滤波器工作基频处的插入损失接近20 dB,2倍频处的插入损失接近15 dB。同时基频在115~180 Hz范围内,压力脉动衰减达到15 dB以上,说明滤波具有一定的带宽,具有较好的工程应用价值。

液压机械臂具有高度非线动力学特性,末端轨迹跟踪误差大。为此,提出一种辨识动力学参数的基于模型的控制算法(Model-based control,MBC)。该控制算法由外环的液压缸位置反馈控制器、内环的力控制器以及前馈流量补偿控制器三部分输出叠加组成。力控制器充分考虑液压机械臂动力学模型,动态补偿惯性力、重力和摩擦力等干扰力对控制精度的影响;位置控制器用以消除液压执行器造成的力偏差;前馈流量补偿器根据液压执行器动力学模型计算流量补偿量,提高系统响应与精度。针对动力学模型中存在的参数不准确问题,采用了最小二乘参数辨识的方法,在激励轨迹下获取液压机械臂动力学参数精确值。试验结果表明,所提出的辨识动力学参数的MBC控制算法相比3D模型参数的MBC控制在自由空间运动位置跟踪精度提升了39.24%,相比与传统PID控制提升了93%,显著提高了...

为克服传统模型的缺陷,建立了无返回力矩钟表机构"自由-接触"动力学模型和在自由和接触两个阶段具有相同形式的动力学方程,结合Crossley公式对传冲过程进行了较精细的描述,并以M739为例进行了数值仿真,再现了"二次碰撞"现象,为无返回力矩钟表机构动态设计、故障分析提供了一种有效的数值仿真方法.

通过分析小井眼侧钻工况下冲击器运动过程,建立了冲击器动力学模型。并介绍了一种小井眼侧钻用控流式液动射流冲击器,然后以该冲击器各参数为基础运用所建立的力学模型编制了仿真程序。通过仿真分析得到以下结果获得在不同泵量与活塞直径下冲击器的冲击功、冲击末速度和频率的变化规律,得到该冲击器的冲击功范围是(187~332)J,当活塞直径为35.6mm时冲击功最大。研究结果为小井眼侧钻井用液动射流冲击器的设计提供了指导。

为了建立准确的圆柱滚子轴承动力学模型,研究润滑剂的不同流变模型以及流体动压力对轴承的动态特性的影响,并将模型的数值结果与已有的实验结果进行比较.研究结果表明：当相对滑动速度较大时,基于牛顿流体的摩擦力计算结果较实际值大,基于非线性流变模型的数值结果与实验结果更吻合;不同的流变模型和流体动压力计算方法对滚子与滚道的相对滑动速度影响较大,采用 B？W 模型和 HOUPERT 流体动压力更能真实反映轴承的动态特性.

针对具有内置溢流阀的溢流式高速缓冲气缸建立了非线性动力学模型，并运用Simulink软件建立仿真模型进行数值计算，得到气缸在缩回运动过程中的位移、速度以及各腔室压力的仿真数值解。为了验证仿真模型的正确性，搭建了高速气缸缓冲性能测试平台，对气缸在运动过程中的相关动态参数进行试验测试，通过试验数据与仿真结果的对比分析来对仿真模型进行验证。最后通过仿真分析了内置溢流阀的阈芯质量和预紧弹簧刚度对气缸缓冲性能的影响，结果表明，不同的溢流阀阀芯质量和预紧弹簧刚度都对气缸缓冲性能有较大的影响，为进一步研制更高性能的高速气缸缓冲结构提供了重要依据。

为了解工况参数和设计参数对困油压力的定量影响,根据直齿无侧隙齿轮传动的几何关系及与卸荷槽的位置关系,由困油容积及其变化率、困油区内外的交换流量和动态侧隙的计算,建立了有困油压力方程和齿轮副动力学方程相耦合的动态困油模型,由此仿真出一个困油周期内的困油压力。与已有资料对比的结果表明：动态模型下的仿真结果要大于静态模型下的仿真结果,两困油区内的困油压力存在p2〉p1;相关参数对困油的影响是矛盾的,存在优化问题。表明所建模型正确可靠,能够用于困油压力预测、振动分析与评估以及泵整体设计的最优化。

阐述了液压式振动冲击锤液压马达输油管路液压油柱振动的机理,建立动力学模型与运动微分方程,揭示了振动响应的规律及其对液压马达运转性能的影响,为液压式振动冲击锤液压系统的合理布置设计,以及减小振动的影响提供了理论与方法.

气液压发射起飞是近年来国际上出现的一种先进的中小型无人机发射方式以气液压能源提供动力实现无人机发射起飞。基于气液压系统原理对蓄能器气体弹簧的弹性系数进行分析建立由气液压系统动力学模型、增速滑轮组动力学模型、无人机及滑车的运动方程构成的发射过程动力学模型并进行仿真计算和数值分析分析结果表明无人机及滑车质量、蓄能器充油压力、液压缸活塞有效面积、蓄能器容积是影响发射过程和起飞速度的关键参数在一定范围内通过调节气液压系统参数可适应于不同的无人机起飞质量和起飞速度要求。采用与试验结果比对的方法修正气液压系统的总粘性阻尼系数将仿真结果与试验结果进行对比研究研究结果表明仿真计算结果与试验结果表现出较好的一致性证明了发射过程动力学模型的正确性为无人机气液压发射装置的工程