宽体飞机地面主轮协同转弯控制律设计

主轮协同转弯技术能有效提高飞机的地面机动性,降低主起落架在转弯过程中受到的附加侧向扭矩,减小重载飞机地面转弯半径,但目前实现此技术的前主轮转角控制律设计方法尚不明确。提出以主起落架受力为约束条件,计算不同滑行速度下的前主轮转角关系,在全速度范围内进行分段选择并离散化,据此设计前主轮协同转弯控制律,以原理样机为对象进行仿真分析,验证了该控制律能有效降低两侧主起落架扭矩和的峰值。提出的设计方法对多轮系地面运载装备的复合转弯控制律设计具有一定的理论指导意义。

非圆齿轮电火花线切割加工工艺参数对齿廓误差的影响

线切割加工非圆齿轮时电参数是影响齿廓误差的关键因素之一.设计正交试验,分别采用非圆齿轮齿根、齿廓中部和齿顶的最大齿廓误差对线切割加工非圆齿轮进行分析.通过方差分析方法和主效应分析法,研究线切割加工电参数峰值电流、脉冲宽度、脉冲间隔和跟踪对非圆齿轮齿根、齿廓中部和齿顶的齿廓误差影响规律.同时,对齿廓误差、加工时长和工艺参数进行回归分析,并建立回归模型,基于灰狼优化算法对回归模型进行多目标优化求解.通过研究结果可以得出线切割加工非圆齿轮齿廓不同部位的最优参数组合,可为实际加工提供参考.

民用飞机主起落架断离销结构设计及断离失效分析

起落架在承受过载工况时应能够实现与机体安全快速分离,为了明确民用飞机主起落架应急断离销断离槽结构对其断离载荷的影响,分别设计外槽、长外槽、内槽和长内槽4种断离槽结构,仿真分析断离结构对断离销断离载荷的影响;试验对比分析内、外槽结构的断离销断离载荷和失效模式。结果表明:断离销破坏失效从断离槽内部扩展至外部,断离载荷随受剪截面积的增加而增加,且呈现线性变化趋势;通孔销断离载荷随受剪截面积的变化量(剪切强度系数)最大,外断离槽销次之,内断离槽销最小;内断离槽销受剪切截面积和整体尺寸的影响最小,断离载荷容易控制;断口形貌显示外断离槽销为韧性断裂失效,内断离槽销则表现出脆性断裂失效,内断离槽销的设计符合民用飞机主起落架应急断离适航设计要求。

风电齿轮箱行星轮系齿轮修形研究

前集成式传动链已经成为风电机组的主要技术路线,主轴系对第一级行星轮系耦合影响突出。以某中速永磁风电机组传动链为研究对象,建立了轮毂、主轴系和第一级行星轮系的一体化模型。轮毂中心施加载荷,进行仿真分析,研究了主轴系变形对第一级行星轮系啮合的影响,并进一步开展了齿轮微观修形设计和试验研究。研究显示,本文轮齿的微观修形方案能显著改善第一级行星轮系偏载现象,降低主轴系变形对第一级行星轮系啮合的影响,为风电齿轮箱行星轮系的参数设计和轮齿微观修形提供了参考依据。

WT2000系列风电机组齿轮箱空中更换技术研究

为了降低双馈异步风力发电机组主齿轮箱(增速箱)整体更换的成本,使作业流程更加简洁,在WT2000系列风电机组的基础上,设计一种主轴固定工装来临时代替齿轮箱的作用,固定主轴的后端。通过实践探究了WT2000系列风电机组齿轮箱空中更换作业中新的操作工艺和方法。结果表明:所设计工装大大降低了WT2000系列风电机组齿轮箱更换的作业成本(包含吊车成本和时间、人工成本),降低了维修期间的发电量损失。

小型船主机齿轮箱轴匹配设计优化方法探究

通过建立小型船主机齿轮箱轴系统的动力学模型,分析齿轮箱轴匹配设计的关键参数对系统动力学性能的影响规律。在此基础上,提出一种基于多目标优化算法的小型船主机齿轮箱轴匹配设计优化方法,并通过实例验证该方法的有效性和可行性。研究结果表明,所提出的优化方法可以有效提高小型船主机齿轮箱轴系统的动力学性能,为小型船主机齿轮箱轴匹配设计提供了一种新的思路。

基于ANSYS主减速器壳应力及模态分析

主减速器壳在工作过程中常受到多种载荷的共同作用,工况复杂。基于有限元理论,运用ANSYS软件对主减速器壳进行了数值分析,得到了主减速器壳的机械应力分布规律,同时对其进行了模态分析,得到了主减速器壳的固有频率等。分析结果可为主减速器壳设计提供理论依据。

虾夷扇贝捕捞网具的改进及应用效果

该文针对目前扇贝捕捞网具捕捞效率低及耗能大等问题,通过对獐子岛集团股份有限公司3a龄虾夷扇贝(Patinopecten yessoensis)底播养殖海域海底状况与网具捕捞效果的调研,提出了虾夷扇贝捕捞网具的改进措施,并在辽长渔养15021号扇贝采捕船上进行了2个阶段海上生产对比试验,得出以下结论:第一阶段在原生产网具的基础上,安装扭簧式弹性拨贝齿及增大网目等措施,在拖网航速为4kn时,改造后网具单网平均捕捞量较生产网具提高了36.5%,扇贝破损量降低了49.4%,泥沙量降低了21.9%,单位捕捞耗油量降低了27.8%。第二阶段改造网具在第一阶段的基础上,增大网口扫海面积,并且将网身改为"宽口窄尾"结构,添加一道网口链及辅网衣,并加装主网拐雪橇板、拐前拨贝齿及网底托架小车,在拖网航速为4kn时,单网捕捞量较第一阶段改造网具提高了102%,扇贝碎贝量降低了161%,泥沙量降低了209%,单位捕捞耗油量降低了24.6%;而较原生产网具单网平均捕捞量提高了200%,扇贝破损量降低了236%,泥沙量降低了296%,单位捕捞耗油量降低了45.6%。由此说明新型虾夷扇贝捕捞网具具有高效、节能和低生态等特点,推广应用前景广阔。

轿车变速器主减速器齿轮副动态性能仿真

建立了某轿车变速器主减速器齿轮副的有限元模型,基于Abaqus/Explicit显式动态分析方法,对该主减速器齿轮副在最大转矩工况下的瞬态啮合过程进行了动态仿真计算,得到了轮齿齿面与齿根危险区域的等效应力云图、等效应力的幅值与瞬态变化过程等结果。在此基础上,研究了发动机输出转矩和包括中心距和同面夹角两个参数的安装误差等参数变化,对该主减速器齿轮副轮齿承载状况的影响规律,为以改善强度及可靠性为目标的结构方案修改提供了重要参考。

飞机主起落架移动荷载作用下道基动力响应分析

飞机起降过程中主起落架移动荷载引起的跑道道基土体循环动应力是导致跑道沉降和差异沉降的主要原因。采用移动荷载作用下跑道动力响应半解析有限单元法,基于叠加原理分析了B747-400和A380-800客机主起落架轮组移动荷载作用下道基土体动应力响应规律。分析结果表明：在B747-400和A380-800客机主起落架移动荷载作用下,道基浅层土体竖向正应力沿横向呈倒锅底型分布,荷载影响深度可达13 m;主起落架机轮分布对浅层道基土体竖向正应力影响较大,对深层土体影响不大;飞机移动速度对浅层道基土体竖向正应力分布影响较小,但对深层土体影响较明显,当飞机滑行速度达到60~80 m/s时,荷载影响深度达静力分析时的1.5~1.7倍;采用柔性道面板时,浅层土体竖向正应力较刚性道面结构时增加约50%,荷载影响深度增加约10%。

基于相控麦克风阵列的民机主起落架气动噪声源识别技术研究

起落架气动噪声是民机机体噪声极为重要的组成部分。由于起落架结构外形复杂,同时各部件之间干扰严重,使得其噪声机制十分复杂。目前,相控麦克风阵列技术已经成为识别民机机体噪声声源位置最为常用和可靠的技术手段。结合闭口声学风洞试验数据,采用经典的Beamforming算法,分析对比了民机主起落架构型在不同频率下声源位置分布情况,获得了不同频率下的最大声源位置;采用CLEAN-PSF算法剔除主起舱门位置处的声源,抑制了最大声源旁瓣对其他声源位置遮盖效应。

新型汽车主锥全自动拧紧机控制系统设计

针对国内已有汽车主锥总成拧紧自动化设备工作不可靠和效率低的现状，研制了一种新型全自动拧紧机。该机器在本体结构设计、力矩参数测量、对孔检测、控制系统设计等方面采用了一系列的新方法，实践证明完全满足工程的需要。

主起落架纵向抖振的动态特性研究

通过建立主起落架及各元件的力学计算模型 ,对其在纵向抖振过程中的动态特性进行了动力学仿真研究 ;给出了反映其动态特性的仿真曲线 ;

基于响应面法的轿车主减速齿轮可靠性灵敏度研究

为获得某轿车主减速齿轮尺寸参数对其传动可靠性的影响,提出采用改进拉丁超立方抽样(LHS)获取随机尺寸样本的方法;通过显式有限元仿真构建齿面最大接触应力完全二次响应面(RSM),研究了可靠度对参数的灵敏度。结果表明主减速齿轮可靠度对压力角和模数的均值与方差较为敏感,应合理控制其取值。

飞机主起落架构型对道面力学响应的影响

为给飞机和跑道的优化设计提供参考和理论依据,基于弹性层状体系理论,建立了水泥混凝土跑道的三维有限元模型;选取了2组荷载水平相当、主起落架构型差异明显的飞机,对比分析了飞机主起落架构型变化对跑道全宽度位移、应变、板底拉应力以及土基响应深度的影响.模拟结果表明:当荷载相同时,主起落架上机轮总数越多,水泥混凝土道面板位移峰值、板底最大拉应力越小,起落架构型差异导致的道面板位移峰值相差13%左右,板底拉应力相差达35%;起落架间距越小,荷载作用区位移曲线越平缓,荷载作用区拉应变越小,土基响应深度越大,起落架构型变化导致的荷载作用区拉应变相差12%,土基响应深度相差14%;主起落架构型变化对距离荷载作用位置较远区域的竖向位移基本无影响.

缓冲器支柱特性对主起落架纵向抖振的影响

通过建立较为合理的主起落架及各子系统的力学计算模型，对主起落架纵向非线性抖振进行了数值分析与研究。讨论了缓冲器支柱结构设计参数对纵向抖振的影响，提出了若干可供实际设计参考使用的建议。

大型飞机主起落架连接区静力试验误差控制技术

主起落架作为飞机的重要部件,其基于全机的连接区静强度试验是飞机地面静强度试验必须的试验项目。试验中主起落架载荷大、变形大,该部位载荷施加的准确性会直接影响试验考核是否满足要求。为了提高该部位载荷施加准确性,提出基于全机约束点反馈的试验误差控制技术,通过分析全机约束点载荷误差的影响因素,筛选确定影响试验考核部位的载荷施加准确性的主要因素,并对主要因素进行优化处理。以某型飞机主起落架连接区为研究对象开展静力试验。结果表明,大型飞机主起落架连接区的试验误差控制技术可保证试验约束点反馈趋势与预期一致,试验误差控制达到了更高的水平且可靠性更高。飞机姿态主动控制及起落架随动加载等技术有效实现试验误差控制,提升了试验加载精度,可为同类试验提供参考。

无人机着陆滑跑数学模型与纠偏控制

针对地面滑跑状态下的无人机滑跑纠偏的控制问题,提出采用方向舵偏转、主轮差动刹车和前轮转向的联合纠偏控制方案和控制结构;通过纠偏控制分配,将多输入单输出无人机滑跑纠偏系统等效为具有单一虚拟纠偏舵面的单输入单输出系统,从而直接采用经典控制理论设计滑跑纠偏控制律参数;全面分析了无人机地面滑跑中所受地面力及力矩,同时考虑气动力及力矩,根据刚体动力学和运动学理论建立了全面反映无人机滑跑运动特性的无人机模型,并据此得到滑跑过程小扰动线性模型。以某无人机为算例,进行地面滑跑建模及分析。仿真结果表明,纠偏控制方案可实现全程滑跑纠偏的有效控制。

汽车主动锥齿轮总成的刚度优化调节技术

提出一种新的汽车主动锥齿轮总成刚度调节的测量模型，它适用于广泛的汽车主动锥齿轮总成；进行了一系列特性参数试验和测量，效果良好。根据此原理设计和制造出的“自动选垫机”和“自动对孔拧紧机”，实现了汽车主动锥齿轮总成的刚度优化调节。这些设备已用于汽车主动锥齿轮总成自动生产线，显著提高了该总成的装配质量。

大型飞机A380-800在既有跑道起降的适应性研究

为了探究已建跑道能否满足大型飞机A380-800起降的要求,建立了弹性层状的刚性道面模型和A380-800的整个主起落架模型,通过数值计算,分析了A380-800对道面土基的响应深度、场道面层层底最大拉应力和面层最大竖向位移的影响,并与B747-400的计算结果进行了对比。结果表明:尽管A380-800的最大起飞重量比B747-400大41.09%,但A380-800主起落架机轮数目多、间距和轮距均较大,有利于增强应力扩散、减弱叠加效应,所以其土基响应深度与B747-400仅相差4.29%;其层底最大拉应力的平面位置因受主起落架机轮布置的影响,与B747-400的层底最大拉应力出现在不同位置,且两种机型的层底最大拉应力值仅相差1.09%;其面层最大竖向位移出现在三轴双轮中心轴所在断面,而B747-400面层最大竖向位移出现在内侧双轴双轮的后轴所在断面,且两种机型的面层最大竖向位移仅相差0.49%。因此,从力学特性角度,以B747-400为设计机型或适应B747-400正常起降的道面结构层能够适应A380-800的正常起降。