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。

扇翼升力和推力的产生主要依靠翼型前缘弧形槽上方低压涡的形成,使得升力和推力具有较强的耦合关系,如何对其解耦控制是扇翼进一步工程应用的关键。对于扇翼翼型各项几何参数确定的情况下,前缘开口角的大小对扇翼气动性能的影响最大。因此考虑在基准扇翼翼型的前缘安装前缘小翼的方法来改变扇翼前缘开口角的大小,通过数值模拟的方法,对比分析了单片、双片和三片前缘小翼在不同前缘小翼偏转角、来流速度、迎角下对扇翼升力和推力的影响规律。结果表明:通过对前缘小翼偏转角的角度控制不仅仅可以改善扇翼的升力和推力,还可对低压涡的强度和位置进行控制,满足对扇翼气动力的主动控制要求,因而可实现对扇翼飞行器姿态进行操控的目的。

传统的气动力映射方法中,守恒型方法能保证总积分载荷的守恒,但计算复杂;非守恒型方法实现简单,能保证气动压力的分布,但不能保证总积分载荷的守恒。利用等式约束保证积分载荷相等,并基于非守恒型加入线性基的径向基函数(RPIM)构造最小二乘保持原气动压力的分布特征,将气动力等效传递问题转化为一个带等式约束的二次规划问题。通过在非守恒方法的基础上构造出新的守恒型方法,兼顾了2种方法的优点。对某一大展弦比机翼上表面的三维气动力等效映射至二维平板面元气动力的结果表明,所提方法在牺牲了一定气动压力分布精度的基础上,严格保证了总积分载荷的相等,同时也继承了非守恒插值方法的高效性。所提方法可用于各类复杂外部气动力数据的快速等效映射,以及其他学科类似的数据映射问题。

为了合理地在混合层流设计中减小阻力,降低能量消耗,利用吸气控制功率消耗与阻力、吸气速度的关系式,建立了考虑以吸气功率最小为优化目标的优化设计方法。该优化设计方法采用了自由变形(FFD)参数化方法,紧支型的径向基函数(RBF)动网格技术,改进的微分进化(DE)算法,以及耦合基于eN转捩预测的RANS流场高精度求解器。针对25°后掠角的跨声速无限展长后掠翼,进行了以阻力最小为优化目标的均匀吸气和以功率消耗最小为优化目标的分布式吸气的混合层流优化设计。优化结果表明,基于能量观点的优化结果在雷诺数10×10~6下可以达到均匀吸气的阻力收益,相比初始构型,阻力降低了29. 1%,上下翼面转捩位置分别推迟了18%和15%弦长,功耗降低了1. 7%;而在雷诺数20×10~6状态下,相比初始构型,阻力减小了41. 3%,比均匀吸气阻力优化结果提高了4. 5%,上下翼面转捩位置分别推

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。

三角带传动具有结构简单，制造维修方便，过载保护等优点．一般用来实现减速传动，只有当传送的功率较小时，才用来实现增速传动．在工程实际应用中，常常遇到功率较大时需要增速传动的问题．由此本文首先提出了当需要传送较大功率时，能否利用三角带实现增速传动的问题，然后介绍了三角带增速传动的功率损失以及普通三角带和特种三角带的区别，在此基础上提出了利用特种三角带实现较大功率增速传动的可行性．最后阐述了三角带增速传动的计算准则及步骤，对较大功率增速传动所要解决的理论问题进行了探讨，并结合工程实例进行设计计算．本文可作为设计各种皮带较大功率增速传动的参考．

以液压泵振动信号的５个时域信息：峰值、峰峰值、均方根值、方差和波形系数作为最小诊断参数组合，用ＢＰ神经网络进行信息融合，提出一液压泵的神经网络在线状态监测及故障诊断系统．

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。