针对倾转四旋翼(QTR)飞行器过渡飞行中的变速、变体特点,提出了一种确定倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊的方法,该方法从飞行力学角度用机翼升力特性限制低速和高速边界,以单旋翼可用功率限制高速边界。所提方法确定了无周期变距的倾转四旋翼飞行器样机倾转过渡走廊,并分析了其在倾转过渡飞行中不同机体迎角下各气动部件的气动力以及前后旋翼需用功率随飞行速度的变化规律。结果表明:倾转四旋翼飞行器在小机体迎角下倾转优于在大机体迎角下倾转;各气动部件提供的垂向力占比会随着机体迎角的改变而变化;机翼升力特性高速边界和单旋翼功率限制边界共同组成了倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊的高速边界;单旋翼可用功率限制边界比总可用功率限制边界更严格。

针对直升机配平问题,基于CFD/CSD松耦合策略建立了计入旋翼气弹效应的配平分析方法。旋翼桨叶CSD求解器与旋翼CFD求解器以桨叶弹性轴和变距轴线为媒介,通过线性插值方法交换气动载荷和响应数据。CFD模块和CSD模块在时域内推进,旋翼每旋转一圈交互一次数据,以CFD模块计算的气动力来修正配平计算中气弹分析的气动力输入,直到配平量和CFD气动力在迭代过程中不再变化,即得到耦合配平解。以SA349/2"小羚羊"直升机小速度前飞状态为算例,计算表明所提方法收敛迅速、稳定性良好,计算结果与飞行实测值的对比分析验证了方法的有效性,对桨叶气动力曲线及桨涡干扰等现象具有很好的捕捉能力。

针对存在舵机时滞环节的气动伺服弹性系统,提出基于Padé近似和线性二次高斯(LQG)控制的阵风减缓主动控制律设计方法。利用Padé近似将舵机中的时滞环节线性化为一个高阶传递函数并引入气动弹性模型,建立线性的阵风减缓受控模型;利用LQG控制方法对线性化模型设计阵风减缓主动控制系统,并采用平衡截断法对所设计的控制系统进行降阶;利用Simulink将所设计的控制系统引入非线性模型中,得到von Karman连续阵风激励情况下系统的开/闭环响应情况。计算结果表明:根据所提方法设计的阵风减缓主动控制律能有效降低原气动伺服弹性系统的阵风响应,对研究对象机身过载的抑制在15%左右,而对翼根弯矩的抑制达到25%以上。

利用能量方程、状态方程、运动方程和质量流量方程,建立新型排气余压利用系统气缸回程过程的基本数学模型。选取合适的基准值将数学模型无因次化,运用MATLAB/Simulink对无因次模型进行仿真,得到各无因次参数对排气回收效率的影响。仿真结果表明,排气回收效率主要由无因次固有周期、无因次进气口有效面积、切换判据及气缸无因次供气压力决定。当切换判据或气缸无因次供气压力增加而排气回收效率下降时,可以通过改变无因次进气口有效面积、无因次固有周期使其增加。对确定的气缸驱动系统,可以通过改变气罐体积来提高排气回收效率。

为分析前掠翼气动布局设计在航空工业中无法得到推广运用的原因,将前掠翼和后掠翼通过加装边条和鸭翼形成简化的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局,从而深入认识前掠翼和后掠翼两种不同布局之间的流动特点以及涡系干扰机理。首先进行算例数值计算,通过对比分析计算结果与试验数据,验证了数值计算方法的可靠性和准确性;然后对不同布局进行数值计算,得到各布局的升力系数曲线;最后通过压力分布云图和流线图对各布局中复杂涡系的干扰机理进行分析。结果表明:基于后掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间通过诱导和卷绕作用,涡系相互增强,大幅提高了布局的升力系数并推迟失速迎角,同时加装边条和鸭翼效果更加明显;基于前掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间不存在卷绕作用,涡...

为了定量地研究跨大气层轨道飞行器在不同飞行条件下俯仰方向的动态特性,在Etkin气动力模型的基础上,详细研究了飞行马赫数、减缩频率、振动幅值、平均迎角等因素对此类飞行器纵向动态特性的影响规律。研究结果表明,平均迎角和飞行马赫数决定了流场的基本特性,所以对气动导数的影响很大;而减缩频率和振动幅值决定了非定常扰动的强弱,影响非定常气动力的大小,决定非定常迟滞效应的强弱。对类似X-37B的跨大气层轨道飞行器来说,平均迎角越大,机身后方背风区的涡流作用越强,纵向稳定性越强。在亚声速范围内,随着飞行马赫数增加,纵向稳定性增强,在超声速范围内,随着飞行马赫数增大,纵向稳定性减弱。振动幅值大小虽然影响了流场的形态,但对气动导数的数值大小没有明显影响。振动频率对动态特性的影响也不明显。希望研究结果可为中国未...

变量泵控制变量马达系统的速度调节过程相当于变量泵控制定量马达或定量泵控制变量马达,存在系统溢流损失大、调节速度慢和没有发挥系统潜能等缺点.为了克服这些不足,提出基于反馈线性化理论的变量泵变量马达系统变结构控制算法.建立变量泵控制变量马达系统数学模型,并针对系统的相乘非线性,运用精确反馈线性化理论将其线性化;根据该闭式液压系统双变量调速的特点,利用变量马达期望转速和马达排量计算变量泵排量;运用变结构算法进行变量马达转速控制,并进行算法的Lyapunov稳定性证明.仿真表明,基于本控制策略可有效地提高系统的响应速度、减小超调量,而且算法具有较强的鲁棒性.

针对目前基于深度神经网络的柱塞泵故障诊断方法在小样本条件下精度低、模型欠拟合问题,提出一种小样本条件下基于孪生神经网络的柱塞泵故障诊断方法。搭建了柱塞泵故障实验台,采集柱塞泵在不同健康状态下的壳体振动信号;使用由卷积层和池化层组成孪生子网络自适应地从原始振动信号中提取低维特征,使用欧式距离判定输入样本对的特征相似度;通过相似度对比的方法扩大训练样本数量并训练孪生神经网络模型;最后,对测试样本进行健康状态识别。实验结果表明:与传统深度神经相比,所提方法在小样本情况下具有更高的准确率。同时,多通道数据融合实验表明:所提方法能够从不同通道的信号中学习到有关故障信息,多通道数据融合可以进一步提高诊断准确率。

针对液压泵这种典型机电产品的特点，在分析了液压泵故障机理的基础上，确定了能诱发产品关键故障模式的敏感应力，通过分析敏感应力对液压泵故障的影响及美军标寿命试验载荷谱的发展，得出了利用综合敏感庆力可以进行液压泵综合应力寿命验证的结论。还针对液压泵价格贵，寿命长，试验样本少的特点，分析了液压泵综合应力寿命试验统计方法，通过试验证明了它的有效性。

整流罩设计对基于分布式动力的翼身融合（BWB）飞机气动特性会产生显著影响。为了揭示在边界层吸入（BLI）效应下整流罩的设计参数对飞机气动特性的影响及其原因，采用计算流体力学（CFD）方法和Morris敏感度分析法对此布局飞机气动特性进行了详细研究，得到了整流罩主要设计参数对飞机气动特性影响的敏感度和耦合关系，并对典型设计参数下的流动特性进行分析。结果表明:对飞机气动特性影响较大的参数是整流罩特征截面2和3的最大厚度，这是因为其增大了当地截面的厚度和弯度，进而影响了整流罩表面的压力分布;在流量系数减小和进气边界弦向位置前移时，最大厚度增大会造成背风面发生局部分离;整流罩特征截面2和3的最大厚度对气动特性具有较强的耦合影响。