轴对称矢量喷管平移控制系统运动学建模仿真

为解决轴对称矢量喷管原始偏转控制方案中出现的奇异性问题及出口截面光顺性较差的问题,提出了一种新型平移控制方案。利用CATIA设计了轴对称矢量喷管平移控制系统的三维模型,在DMU模块中进行运动仿真并激活传感器追踪驱动舵机的旋转角度数据。将三维模型尺寸数据及约束关系代入MATLAB中,建立了空间运动学方程,进行数值计算、曲线拟合及误差分析。获得了描述喷管矢量偏转角、矢量方位角与舵机旋转角映射关系的二维插值模型,进而建立了各个控制周期内矢量偏转角、矢量方位角的动态控制指令。仿真结果表明:该平移控制方案不存在奇异位置且出口截面形状较好,提高了喷管的可靠性及密封性,满足轴对称矢量喷管的精准控制需求,最后通过模型样机进一步验证了该平移控制方案的可行性。

轴对称矢量喷管喉道运动学精度分析及实验

推力矢量技术主要通过控制矢量喷管偏转来实现矢量控制,轴对称矢量喷管具有偏转机构设计简便、矢量作用效果明显等优点,其喉道运动是完成喷气收扩的基础,为了研究其运动规律,设计了三环连杆传动控制结构;建立了喉道运动学及精度分析模型,讨论了A8两铰孔位置误差、电机伸缩量误差、两个铰座孔的位置误差、外环厚度方向误差对喉道的误差影响;设计搭建矢量喷管实体实验平台,通过非矢量运动实验,验证运动学及精度分析模型的正确性,为进一步喉道和喷口控制分析奠定一定基础。

基于ADAMS的轴对称矢量喷管喷口精度分析

为研究误差对喷口精度的影响,以轴对称矢量喷管为研究对象,利用ADAMS软件的参数化点的功能建立模型并仿真,验证模型有效性;建立衡量喷口精度的指标:偏转角、方位角、喷口面积的测量函数;基于设计研究功能,得出了单一设计变量误差对喷口精度影响的灵敏度;通过ADAMS/Insight模块、蒙特卡洛方法以较快的速度、较少的工作量完成零部件随机设计变量误差的分析。研究结果表明:在随机误差-0.1 mm<μ<0.1 mm的情况下,偏转角仿真值与平均值相对误差为0.675%,方位角为0.847%,喷口面积为0.048%,喷口精度变化较小,可以保证发动机工作范围。

轴对称推力矢量喷管驱动机构的多目标优化设计研究

实时高效的实现矢量喷管偏转方位和喷口面积是喷管驱动机构的设计准则。针对以Gough-Stewart并联机构为基础的某典型轴对称矢量喷管(AVEN)驱动机构,建立AVEN驱动机构的空间运动学方程,采用同伦法进行驱动机构的运动正解和反解分析,获得机构参数与推力矢量方位和A9面积的关系。以A9转向控制环转角和出口截面形状为优化目标函数,建立AVEN驱动机构主要几何参数的多目标优化数学模型,将变权系数法与改进的遗传算法结合,对AVEN驱动机构进行了多目标优化设计,获得了最佳的机构参数,通过优化前后的参数对比分析证实了优化设计结果的合理性。

温固耦合下轴对称推力矢量喷管驱动机构的运动精度分析

基于空间AVEN驱动机构的运动学方程,利用全微分理论建立了该机构运动精度分析的数学模型,研究了输入误差、构件加工误差、运动副间隙对机构输出的矢量角和喷口面积的影响;基于ANSYS软件,分析了主要构件收敛调节片、扩张调节片和拉杆在高温高压下的变形对机构输出的矢量角和喷口面积的影响,最后对各影响因素进行综合分析。得出机构的定位参数误差、A9转向环转动角误差及温固耦合作用是影响AVEN驱动机构运动精度的主要因素。

矢量喷管柔性机构运动及可靠性仿真(英文)

针对航空航天柔性机构运动具有复杂非线性的特点,提出了一种在UG-ANASYS-ADAMS多软件平台下建立柔性机构模型并进行运动仿真的方法,对某轴对称矢量喷管(AVEN)机构进行了建模仿真;采用响应面方法和蒙特卡洛法相结合的方法得到了矢量喷管性能参数的概率分布,并计算了其可靠性。该方法能够为航空航天领域同类机构的建模分析提供借鉴,响应面方法与蒙特卡洛法结合的可靠性分析方法在满足一定精度要求的同时,能够大大减少计算时间。

轴对称矢量喷管喉道运动学精确建模研究

轴对称矢量喷管中喉道面积大小影响战斗机的喷管性能,研究通常是以收敛调节片末端的内切圆表示其面积,该种表示在调节片数量不同的情况下导致存在不同程度的误差,不利于进一步进行定量分析。首先研究了喉道截面多边形的变化规律,建立了精确的喉道面积计算通用表达式;其次结合凸轮反转法和坐标转换,推导了适用于一般曲线截面的凸轮滚子喉道控制的运动学模型;最后建立实际算例,进行数值计算和虚拟仿真的验证。研究表明,数值计算与虚拟仿真结果吻合度较高,最大相对误差为0.79%,说明建立的运动学模型正确反映了喉道的运动规律。

加装推力矢量喷管对飞机起飞性能影响研究

矢量喷管是实现推力矢量的关键部件，对矢量喷管的分类和设计方案进行了初步研究，在某型发动机上加装了轴对称矢量喷管，建立了起飞特性的数学模型，得出在不同状态下飞机起飞滑跑距离与推力矢量偏角之间的关系，对减小飞机起飞滑跑距离有重要意义。

三环驱动轴对称矢量喷管喉道逆运动学建模

三环驱动推力矢量喷管是一种收-扩式轴对称推力矢量喷管,针对某三环驱动轴对称推力矢量喷管,利用拆杆法和相对转角法建立了轴对称矢量喷管喉道面积调节结构运动学模型,运用CATIA软件完成了轴对称矢量喷管各零件的建模和虚拟装配,并将装配体导入到ADAMS软件中进行仿真,验证了结构设计的合理性和所建模型用于喉道面积控制的有效性。对三环驱动轴对称推力矢量喷管的优化设计及控制器的设计与应用提供了一定的理论基础。

轴对称推力矢量喷管载荷变形的控制补偿

研究了温度场和气动载荷联合作用下的轴对称矢量喷管出口面积和偏转角度误差的补偿问题.建立了扩张调节片位姿参数与其悬挂机构尺度之间的关系,导出了悬挂机构关节角位移增量与构件长度增量之间的微分方程,得到喷管出口面积误差和矢量偏转角误差与负载变形之间的解析表达式.利用矢量偏转角度和面积与轴对称矢量喷管转向驱动机构动平台位姿之间的关系,建立了受温度场和气动载荷联合作用下的动平台位姿补偿方程.研究表明,补偿后的矢量偏转角度和面积的相对误差不大于1%.

轴对称矢量喷管动力学仿真与分析

在对飞机发动机轴对称矢量喷管结构和工作原理进行研究和分析之后,利用UG软件实体模块建立了固体火箭喷管的机构模型。将装配好的固体火箭喷管各构件导入MSC.ADAMS软件中,施加相应约束,构建了该固体火箭喷管的动力学仿真模型,在MSC.ADAMS软件中对固体火箭发动机轴对称矢量喷管的收扩、偏转运动进行了仿真。最终通过仿真获得了固体火箭喷管机构各环节的受载和动态特性数据,为简化新产品的建模、热态特性仿真、获取机构动态特性及加速新产品研发提供了重要的理论依据。

轴对称矢量喷管设计与试验技术研究

简要综述了轴对称矢量喷管的设计与试验,介绍了其技术特点和相应的工作方法,包括计算机仿真技术的采用和循序渐进、并行发展的工作思路,并概要介绍了试车验证情况。试车结果表明:轴对称矢量喷管技术已经取得突破,技术指标达到了飞机部门提出的初步要求。

基于数值模拟的轴对称矢量喷管内流特性研究

采用三维有粘定常程序计算了轴对称矢量喷管的内流特性,研究了尺寸缩比、冷热态的影响,并与冷态缩比模型矢量特性试验结果进行了对比;给出了设计工况的内流特性,讨论了几何矢量角、喷管落压比对内流特性的影响.研究结果表明,尺寸缩比、冷热态对内流特性的影响均很小,冷态缩比模型试验结果可以真实地反映设计工况的内流特性,轴对称矢量喷管在设计工况下具有良好的内流特性,并且几何矢量角、喷管落压比对内流特性均有影响.

塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管红外特性的影响

以涡扇发动机轴对称塞式矢量喷管排气系统为原型,用CFD数值模拟方法对矢量偏转角和塞锥长度对排气系统红外辐射特性的影响进行数值模拟。结果表明:系统能探测到最大红外辐射强度的探测角度随喷管的偏转而偏转;随着塞锥长度的增加,红外辐射强度的峰值有所降低。

轴对称矢量喷管三维传热计算研究

采用封闭腔理论算法 ,利用矢量喷管的三维内流场数值计算结果 ,对轴对称矢量喷管的壁温分布进行了数值计算。计算结果表明 ,在非矢量状态 ,喷管同一轴向位置处的周向壁温基本相同 ,壁温分布可按一维处理。在矢量状态 ,喷管同一轴向位置处的周向壁温相对差值达 15 % ,壁温分布呈现复杂的形式 ,必须采用三维计算方法计算壁温分布 ;喷管扩张段壁温明显高于非矢量状态。所开发的计算方法和程序既可用于轴对称矢量喷管的工程设计 ,也可为试验验证提供理论依据。

气动矢量喷管测力技术研究

本文主要介绍了在新型气动矢量喷管模型试验中,使用扣压式钢丝编织胶管(以下简称钢丝胶管)作为设备的次流供气管路与气动矢量喷管模型次流进气口之间的连接装置后进行的校准试验。经校准和试验证明,该连接方式可行,能满足试验要求,其测力误差≤0.5%。

计算机模拟试验在矢量喷管研究中的应用

以UG和MSC/NASTRAN、MSC/PATRAN为软件平台 ,对中国燃气涡轮研究院提供的轴对称矢量喷管(AVEN)方案的运动机构进行了三维实体建模、运动仿真和有限元强度分析等方面的研究。通过运动学仿真模拟出了喷管的实际运动状态 ,分析了喷管机构运动的可行性和可控性 ,并对运动时各构件间的相互关系 (如干涉、散度等 )及运动极限状态进行了研究 ,得出了该运动机构的最大矢量角以及作动环偏转角与喷管矢量角之间的关系。同时利用有限元通用分析软件对关键零件进行了有限元强度校核 。

塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响

塞式喷管是1种具有质量轻、红外隐身效果好等优点的典型喷管。为分析矢量偏转角和塞锥的几何参数对涡扇发动机轴对称塞式矢量喷管排气系统气动特性的影响,采用CFD方法进行了数值模拟研究。结果表明:尾喷流随喷管偏转而有效偏转,推力系数随矢量偏转而减小,在高空状态下较为严重。在地面状态下偏转20°时的推力系数较无矢量偏转时减小了1.2%,在高空状态下偏转20°时的推力系数减小了2.5%;塞锥前体的导圆半径变化没有使气流分离,对气动性能影响不大;塞锥后体长度增加使喷管内部压力提升,塞锥尾缘低压区缩小。

轴对称矢量喷管执行机构协同控制方案设计

针对在航空发动机轴对称矢量喷管控制中出现的3个执行机构非等时同步运动问题,根据同步控制原理对轴对称矢量喷管执行机构控制回路设计了2种协同控制方案,并通过全数字仿真及半物理试验对基于偏差比例的变电流协同控制方案进行了分析和验证。结果表明:在给定任意偏转角和方位角时,实现了轴对称矢量喷管3个执行机构等时同步运动,矢量偏转控制稳定、安全,且精度高、速度快。

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SST k-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。