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典型民用飞机全机坠撞实验研究

航空学报 2024年第5期45卷 377-397页

作者：刘小川惠旭龙张欣玥白春玉闫亚斌李肖成牟让科强度与结构完整性全国重点实验室西安710065 中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室西安710065 陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室西安710065 西北工业大学航空学院西安710072 中航西飞民用飞机有限责任公司西安710089

民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测... 详细信息

民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测试方法。构建了全机坠撞动响应测试系统,使用统一时间基准触发,对坠撞后地面撞击载荷、结构加速度响应、假人响应以及飞机破坏变形进行了分析,获得了机体不同部位的响应分布规律;提出了修正的适坠性综合评估指数ICI。结果表明:全机坠撞实验测试数据完整可信,实验飞机在5.71 m/s垂直坠撞后,客舱地板下部结构变形严重,机翼的惯性效应导致中央翼区域机身上部结构产生明显变形;不同机身段的刚度差异造成该部位坠撞载荷和动响应的显著差异,刚度越大变形越小加速度响应越大;坠撞后乘员受载在安全范围内,客舱座椅结构完好,舱门可正常打开,乘员生存空间足够,乘员撤离通道畅通。实验飞机在给定状态下具有较好的适坠性,相比原始ICI指数,修正后的评估结果具有更好的工程适用性。

关键词：冲击动力学民用飞机全机坠撞全场测量结构吸能坠撞载荷适坠性评估

抗加速度双切线弧流道内气泡动力学行为数值与可视化研究

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化工学报 2024年第9期75卷 3074-3082页

作者：唐昊胡定华李强张轩畅韩俊杰工信部电子设备热控制重点实验室南京理工大学能源与动力工程学院江苏南京210094 航空工业西安航空计算技术研究所陕西西安710068

机载电子设备的散热系统设计对飞行器的长航时安全运行具有重要意义。设计了抗加速度的双切线弧流道,针对流道内的气泡动力学行为,开展了基于VOF多相流模型的数值分析与基于高速相机的可视化研究。仿真分析表明,相比于直流道,双切线弧... 详细信息

机载电子设备的散热系统设计对飞行器的长航时安全运行具有重要意义。设计了抗加速度的双切线弧流道,针对流道内的气泡动力学行为,开展了基于VOF多相流模型的数值分析与基于高速相机的可视化研究。仿真分析表明,相比于直流道,双切线弧流道中的气泡在流经弯管时,由于离心力的作用,会破裂成小气泡并被甩到远离加热面的位置,使得气液分离。30°双切线弧流道分离能力最弱,但残留在壁面的气泡最少;60°双切线弧流道分离能力最强,但壁面处气泡不易流动。对45°双切线弧流道进行了可视化实验研究,可视化结果与仿真分析一致。仿真计算表明,当流速为1 m/s时,45°双切线弧流道可以有效抵抗5g的加速度。

关键词：气泡离心分离两相流流体动力学可视化

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舱室噪声主动控制系统布放优化与试验研究

振动工程学报 2024年

作者：石利权梁宁远周国成车昭兵李善军靳国永哈尔滨工程大学动力与能源工程学院中国航空工业空气动力研究院空气动力噪声及其控制黑龙江省重点实验室中国船舶集团有限公司系统工程研究院

直升机舱室噪声对舱内人员的环境舒适度和安全性有极大的负面影响。针对应用于舱室噪声主动控制系统的电声器件布放问题，本文基于带精英策略的非支配排序遗传算法，对舱室封闭空间声场进行空间离散化处理，进一步将电声器件数量寻优、... 详细信息

直升机舱室噪声对舱内人员的环境舒适度和安全性有极大的负面影响。针对应用于舱室噪声主动控制系统的电声器件布放问题，本文基于带精英策略的非支配排序遗传算法，对舱室封闭空间声场进行空间离散化处理，进一步将电声器件数量寻优、位置寻优，次级声源发声强度寻优问题转化为组合优化问题，以测点处声压平方和为控制目标，将多目标进化算法与主动控制方法相结合，对系统的电声器件布放进行寻优求解。综合考虑降噪系统的复杂性与可行性以及舱室内部空间的有限性，选择控制系统次级声源与误差传声器为4通道配置。独立重复多次运行寻优程序，统计出电声器件最常出现的位置，并在此基础上进行了计算机仿真。最后在实际模拟舱室中开展了试验，结果表明：寻优结果可使舱内人员坐姿头部高度处降噪量最高达到24.9 dB，全局降噪量达到19.4 dB。

关键词：舱室噪声有源噪声控制多目标优化非支配排序遗传算法电声器件仿真及试验

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多入口转静系盘腔的流动自模化特性

航空动力学报 2024年

作者：白阳罗翔徐国强邬泽宇于海旭中国兵器工业集团有限公司西安现代控制技术研究所北京航空航天大学航空发动机研究院北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室北京航空航天大学能源与动力工程学院

受限于实验条件与成本，航空发动机实际运行工况与常规元件级实验的工况间常存在差异，从而使得元件级实验所得到的数据的推广应用存在局限性。为解决上述问题，本文针对多入口转静系盘腔流动特征参数的自模化特性开展了系统性研究工作... 详细信息

受限于实验条件与成本，航空发动机实际运行工况与常规元件级实验的工况间常存在差异，从而使得元件级实验所得到的数据的推广应用存在局限性。为解决上述问题，本文针对多入口转静系盘腔流动特征参数的自模化特性开展了系统性研究工作。结果表明，在0.015≤λ*T，j≤0.035，0.003≤λ*T，j≤0.005以及2.06×106≤Reφ≤1.03×107的工况范围内，且不考虑气流压缩性的影响时可通过特定方法明确用于表征腔内通流与旋转效应相对强弱关系的模化特征湍流参数，该参数是使得转静系盘腔流动特征呈现自模化特征的核心参数。当该参数相同时，即使对于具有复杂且非周向均匀进气条件下的多入口进气转静腔而言，腔内流动结构处于高度相似状态，多项流动特征参数在无量纲准则参数发生显著改变时仍保持一致。基于上述流动自模化状态，可初步构建起用于将低旋转雷诺数下的多项流动特征参数的实验结果外延应用至高旋转雷诺数下的推广方法，为后续相关实验的开展和实验结果的应用提供支持。

关键词：多入口转静系自模化流动结构运动相似特性参数推广

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基于全驱系统理论的航天器姿轨预设性能控制

航空学报 2024年第1期45卷 13-28页

作者：刘明范睿超邱实曹喜滨哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

针对航天器对空间目标近距离绕飞背景下的姿轨一体化控制任务,考虑惯量参数不确定性与轨道摄动的影响,提出一种基于全驱系统参数化方法与自适应神经网络的预设性能控制方法。基于Lie群SE(3)描述刚体航天器近距离绕飞空间目标的六自由度... 详细信息

针对航天器对空间目标近距离绕飞背景下的姿轨一体化控制任务,考虑惯量参数不确定性与轨道摄动的影响,提出一种基于全驱系统参数化方法与自适应神经网络的预设性能控制方法。基于Lie群SE(3)描述刚体航天器近距离绕飞空间目标的六自由度运动,建立精确且简洁的航天器姿轨一体化误差动力学模型;通过引入指数形式的预设性能函数,先验定量地约束航天器姿轨状态误差的动态和稳态过程;考虑到航天器相对运动模型的非线性特性,设计了基于全驱系统方法的反馈控制项,使闭环系统成为具有可配置特征结构的常线性系统,降低了后续控制器设计难度;进一步设计了包括自适应神经网络项的积分滑模控制器,以实现存在惯量不确定性和轨道摄动情况下的航天器高精度一体化控制;此外,利用改进粒子群算法进一步优化控制器参数,提高了控制器的工程应用性。数值模拟结果显示,在所提出的控制方法作用下,能够实现高精度姿轨一体绕飞,航天器状态轨迹始终处于预设性能包络内且控制输出无明显抖振,证明了所设计控制器的有效性和可应用性。

关键词：全驱系统方法 Lie群SE(3) 航天器姿轨一体化控制预设性能控制改进粒子群优化

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新型直驱四轴数控机床电机驱动力优化研究

中国机械工程 2013年第8期24卷 1007-1012页

作者：陈静中航工业航空动力控制系统研究所无锡214062

基于模块化设计技术,研究了一种完全由直线电机驱动的新型四轴联动数控机床,并介绍了其基本结构型式。以该机床并联主轴模块为研究对象,基于虚功原理,并结合其运动学特性,建立了该主轴机构的刚体动力学模型。以此,提出了机床配重质量配... 详细信息

基于模块化设计技术,研究了一种完全由直线电机驱动的新型四轴联动数控机床,并介绍了其基本结构型式。以该机床并联主轴模块为研究对象,基于虚功原理,并结合其运动学特性,建立了该主轴机构的刚体动力学模型。以此,提出了机床配重质量配比优化方法,对单边并联双直线电机驱动力进行了优化。结果表明:在相同运动规划条件下,该方法可显著降低电机负载功率,有效提升数控机床的动态性能。

关键词：并联主轴机构直线电机虚功原理驱动力优化

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一种空中自主加油扰动建模与自适应控制方法

宇航学报 2024年第3期45卷 433-442页

作者：张冬王世鹏施明健王大勇朱家兴复旦大学航空航天系上海200433 沈阳飞机设计研究所沈阳110035 西北工业大学自动化学院西安710089

针对加/受油机近距对接阶段设计气动扰动建模与对接控制方法。首先建立了大气紊流、受油机绕流和加油机尾流等干扰的等效模型,用以描述空中加油阶段气流扰动对锥套的推离规律以及对受油机气流角与气动力矩的影响。然后面向近距对接控制... 详细信息

针对加/受油机近距对接阶段设计气动扰动建模与对接控制方法。首先建立了大气紊流、受油机绕流和加油机尾流等干扰的等效模型,用以描述空中加油阶段气流扰动对锥套的推离规律以及对受油机气流角与气动力矩的影响。然后面向近距对接控制任务,设计了基于超螺旋滑模观测器的自适应干扰抑制控制器,在基线动态逆控制律的基础上引入外环二阶滑模干扰观测器用以补偿姿态扰动,内环引入角速率观测器并构造自适应项以抑制长时干扰。最后,通过综合视景仿真系统验证了基于滑模观测器的自适应干扰抑制控制器能够实现气流扰动下受油探管对锥套中心的精准跟踪。

关键词：无人机空中自主加油气流扰动建模超螺旋滑模自适应干扰抑制

非对称构型的大倾角星箭弹簧分离装置动力学研究

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北京大学学报(自然科学版) 2024年

作者：刘佳佳李嘉权王雪峰高利军龚林辉刘才山北京宇航系统工程研究所西北工业大学无人系统技术研究院北京大学工学院航空航天工程系湍流与复杂系统国家重点实验室

弹簧释放装置是实现卫星与火箭分离的重要装置。当星箭具有轴对称构型时，星箭分离过程可近似为两个刚体沿轴向的平动分离。这时，释放后的卫星具有很小的姿态扰动，便于卫星入轨后的姿态控制。当星箭安装配置具有非轴对称构型时， ... 详细信息

弹簧释放装置是实现卫星与火箭分离的重要装置。当星箭具有轴对称构型时，星箭分离过程可近似为两个刚体沿轴向的平动分离。这时，释放后的卫星具有很小的姿态扰动，便于卫星入轨后的姿态控制。当星箭安装配置具有非轴对称构型时，作用在星箭分离面上的弹簧力和界面摩擦力将对星箭分离过程中的耦合动力学产生重要作用，进而极大地影响卫星入轨的初始姿态。本文针对捷龙三号遥二卫星发射任务中的星箭非轴对称构型布局，建立了星箭弹簧分离装置的分离动力学模型，系统研究了内置弹簧的预紧力和界面摩擦性质对分离后卫星入轨姿态的影响。仿真结果表明，通过适当的配置内置弹簧的预紧力和界面摩擦性质，可以有效的控制卫星入轨的初始姿态。该项研究为星箭弹簧分离装置的优化设计奠定了重要的理论基础。

关键词：星箭分离非对称构型弹簧分离装置动力学建模

支承刚度各向异性对双转子系统进动状态的影响

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噪声与振动控制 2024年第5期44卷 93-99,127页

作者：李胜远张欢权亚旭李兆华王建鑫武学安中国兵器工业集团航空弹药研究院有限公司动力技术部哈尔滨150036

为提高航空发动机的推重比,航空发动机静子系统的工程解决方案常引起转子系统支承刚度各向异性,进而对转子系统的动力学特性产生显著影响。针对支承刚度各向异性的双转子系统,建立动力学特性计算模型,在验证计算模型准确性的基础上,研... 详细信息

为提高航空发动机的推重比,航空发动机静子系统的工程解决方案常引起转子系统支承刚度各向异性,进而对转子系统的动力学特性产生显著影响。针对支承刚度各向异性的双转子系统,建立动力学特性计算模型,在验证计算模型准确性的基础上,研究支承刚度各向同性和各向异性对双转子系统固有频率、进动状态和不平衡响应的影响。研究结果表明:支承刚度各向同性时,双转子系统Campbell图中的低阶固有频率线出现交叉,而支承刚度各向异性使低阶固有频率线具有相互分离的趋势。支承刚度各向同性时,不平衡力仅触发转子系统的正进动运动,转子进动轨迹为圆形;而支承刚度各向异性时,转子系统的反/正进动均被不平衡力触发,转子进动轨迹为椭圆形。支承刚度各向异性时,在某些转速下转子系统不同位置处的进动方向可能不同。支承阻尼减小转子系统反/正进动的振幅及反进动的转速区间,降低支承刚度各向异性对双转子系统动力学特性的不利影响。

关键词：振动与波双转子系统支承刚度各向异性动力学特性不平衡响应反进动运动