摘要：采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的CFD方法和运动嵌套网格技术,建立了共轴刚性旋翼/机身气动干扰分析方法,并采用风洞试验数据进行了验证。计算分析了不同总距下共轴刚性旋翼与机身间的气动干扰特性。结果表明,随总距增加,旋翼拉力逐渐增大,但由于旋翼和机身的相互干扰现象,旋翼和机身的拉力总和降低。这是由于受旋翼下洗流影响,机身会产生较大的呈四阶变化负升力,导致总拉力降低。此外还发现,在机身干扰作用下旋翼非定常拉力峰值显著增大,桨盘平面诱导速度分布更加不均。

摘要：主减速器结构声是直升机舱内噪声的主要组成部分,一般位于人耳敏感的500~2000 Hz中高频范围。由于金属加筋板阻尼性能差,极易成为该噪声的主要传递对象。提出了利用约束阻尼的剪切效应控制来自主减速器的中高频结构声。为了验证该方案的有效性,首先对金属加筋板阻尼构件进行声振特性仿真建模,采用直接声振响应法进行计算,并通过试验初步验证了仿真方法的可信度。在此基础上,进一步开展仿真研究,对比分析约束阻尼及其结构参数对加筋板振动及辐射噪声的影响。仿真结果表明:约束阻尼能有效抑制金属加筋板在500~2000 Hz的结构振动及其声辐射水平;同时随阻尼层厚度的增加,减振降噪性能明显提高。相比之下增加约束层厚度并不一定有利于加筋板在目标频段的减振降噪,因此降噪优化时可以优先考虑改变阻尼层厚度。

摘要：检测双馈发电机的异常运行状态(主要是那些导致双馈发电机停机的非运行状态)有利于降低维护成本并提高发电收益。提出了一种基于支持向量数据描述(Support Vector Data Description,SVDD)和极限学习机(Extreme Learning Machine,ELM)算法的数据驱动方法,以实现对双馈发电机异常运行状态的有效检测。SVDD算法用于将不健康状态数据与健康状态分开,构建均衡数据集。ELM算法用于构造分类器,以检测双馈发电机不健康数据中(均衡数据集)的异常运行状态(非运行状态)。基于真实双馈发电机数据构建仿真算例,验证了该方法的有效性;与其他六种检测算法进行了对比,验证了该两阶段模型比其他模型具有更好的检测性能。

摘要：利用ABAQUS软件建立电阻应变片“等强度梁(基体)—胶粘层—基底—敏感栅—覆盖层”的有限元模型,分析了应变片各参数对电阻应变片应变传递的影响。结果表明,基体、胶粘层和基底弹性模量越大,敏感栅和覆盖层弹性模量越小;胶粘层、基底和敏感栅厚度越小,则应变过渡区宽度越小,平均应变传递率越大。此外,覆盖层的有无对应变传递几乎无影响。

摘要：为了探究不同疲劳加载方法对金属悬臂梁性能的影响,基于电磁振动台分别设计振动疲劳试验系统及相应常规疲劳试验系统,针对30CrNi4MoA合金钢悬臂梁进行弯曲疲劳试验研究。结果表明:30CrNi4MoA合金钢在循环次数为1×10^(7)cycle时的弯曲振动条件疲劳极限为514MPa,弯曲常规条件疲劳极限为516MPa;在循环次数小于1×10^(6)cycle时,30CrNi4MoA合金钢弯曲振动疲劳性能与常规疲劳性能差异较大,而当循环次数在1×10^(6)~1×10^(7)cycle时两者性能差异不大;两种疲劳加载方法下达到失效判据时试验件产生的损伤随应力水平的增加而增加;相同应力水平下,常规疲劳加载失效时试验件产生的损伤大于振动疲劳加载失效时的损伤。

摘要：对直升机动力传动链扭振与旋翼挥舞、摆振运动开展了耦合动力学分析。根据动力传动链扭振与旋翼集合型摆振的耦合动力学方程,推导了简单适用的直升机动力传动链扭振固有特性计算公式。此外,根据涡轴发动机动力涡轮的气动耦合分析,确定了动力涡轮对动力传动链扭振的气动阻尼。然后对涡轴发动机的转速控制回路进行了分析,建立了直升机动力传动链负载与发动机控制系统组成的转速控制模型,研究了直升机动力传动链扭振的抑制方法。

摘要：在结构疲劳试验中,特别是在金属结构疲劳试验中,工程上为了在较短的时间内有效验证结构疲劳寿命,编制加速载荷谱是广泛采用的方法,目前该方法尚未应用于弹性轴承耐久性试验中。为验证加速载荷谱用于弹性轴承弹性体耐久性试验的可行性,采用幅值扩大法对弹性轴承进行加速载荷谱编制,建立了弹性轴承寿命仿真计算模型,通过加速载荷谱和1:1载荷谱进行对比验算。结果表明采用幅值扩大法编制的加速谱与原载荷谱作用下的弹性轴承计算寿命及损伤形式相当。

摘要：在飞行试验中发现,变转速共轴直升机垂向-航向存在较强烈的耦合。针对变转速共轴直升机D-07悬停状态下的垂向-航向状态空间模型,进行了扫频飞行试验,并对飞行试验数据进行了基于遗传算法的频域辨识工作。根据变转速共轴直升机的气动模型得到了状态空间系数的估计值并确定了搜索域,得到了满足时域验证的状态空间模型。进一步分析状态空间模型,提取气动导数,并对其加以分析。从分析结果可以看出,变转速共轴直升机航向操纵与垂向运动存在耦合,并且相比于传统共轴直升机,耦合效果更强。垂向操纵对航向运动的耦合较小,一般可以忽略。此外,D-07的垂向和航向运动具有阻尼,有一定的动稳定性。

摘要：为探究雷诺数对直升机机身气动特性的影响,基于风洞试验结果,采用CFD方法开展深入分析,CFD计算结果与风洞试验数据吻合较好。研究结果表明:雷诺数的增大使流动粘性降低,机身流动分离减弱,阻力系数降低;雷诺数增大到6Reexp后达到自准区雷诺数,阻力系数不再有明显的降低。0°迎角下8Reexp状态与0.5Reexp状态相比,阻力系数减小12%;与Reexp状态相比阻力系数减小6%。该结果可对风洞试验缩比1:16模型与1:8模型的试验结果修正提供一定参考。同时,雷诺数增大不会改变全机的失速迎角,但可改善全机失速后的纵向静稳定性;主桨毂这类周围流场分离剧烈的部件对雷诺数变化不敏感,且雷诺数变化后主桨毂尾流场对平尾的气动干扰几乎没有影响。

摘要：介绍了某型无人机锂电池组的设计情况,为保证锂电池组的使用安全性,描述了配套的蓄电池充放电器设计情况。