飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识

给出一种基于最大似然辨识的方法,用以分析飞机模型的大迎角大幅强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据,在泛函分析和非定常气动力线性理论的基础上,通过合理的简化建立了能够包括气动力动态失速和涡流破裂及显著气动迟滞效应的大线性气动力模型表达式,并应用飞机模型的试验数据验证了该方法的计算结果,实际计算结果表明该非线性气动力模型能够较为精确地计算飞机模型大幅度迎角简谐振动产生的气动力响应。     

阻尼不相似动响应模型的一种频域修正方法

在动响应相似缩比模型设计和试验中,阻尼往往难以保证相似,使得模型动响应难以直接换算到结构原型上,为此提出一种基于传递函数的频域修正方法。基于稀疏模态假设,在特定模态频率的邻近频带内,仅考虑该阶模态对传递函数贡献,建立理想模型与实际模型传递函数之间的简化理论关系。以二自由度离散振动系统和实际结构振动模态试验为例,对所提出的修正方法进行了验证。结果表明,修正后的传递函数幅频曲线与目标值吻合度较好,表明了本方法的可行性和有效性。     

基于遥测数据的无人机飞行包线估算方法研究

飞行包线对于无人机的飞行安全至关重要。为了建立更加完善的飞行包线,提出了一种基于遥测数据的气动参数辨识方法结合可达集理论的包线估计综合方法;基于动力学方程建立无人机的气动参数模型,利用辨识模型的参数解算不同高度下的飞行包线,再利用线性系统理论与可达集理论扩展计算不同飞行包线下的相关极限飞行参数;最后,基于某型无人机实际飞行中记录的遥测数据,解算了该无人机的飞行包线,验证了该方法的可行性和有效性。     

GPS小波去噪的误差方差建模技术与试验

如何消除GPS观测数据的噪声以提高定位精度并估算消噪信号的误差方差对工程测量具有重要意义。在介绍小波多尺度分析的基础上,推导了在小波多尺度分析巾平滑信号误差的理论方差模型。并通过实际的GPS单点静态定位试验给予验证。试验结果表明,该方法在有效消除噪声的同时,计算得到的各尺度平滑信号的误差方差与理论方差模型基本一致。     

立铣切削力分类研究及精确铣削力模型的建立

 提出了一种根据切削力变化曲线的形状特征精确建立铣削力预测模型的方法。以立铣加工过程为研究对象，基于静力模型，研究铣削力的变化规律和切削用量的关系，总结了6种不同切深组合下的铣削力类型并分别给出理论的切削力随刀具旋转的变化曲线图，基于切削力交叠程度又将切削力细分为10类。在此基础上通过定义切削力分析指标，得到了基于切削力曲线形状特征的实际切深的计算方法。根据理论分析结果，提出在不同切深组合下分别建立铣削力模型的观点，实际切深的应用使得模型更加精确,更重要的是根据该切削力分类来组织试验，针对性加强，试验数据更可信。通过合理安排试验，验证了该理论的正确性。     

栅格翼大缩比模型超声速风洞试验方法研究

栅格翼大缩比模型在进行超声速风洞试验时,由于缩比模型的格栅厚度较小、格栅间距较小等问题使得模型加工困难,同时模型结构强度难以满足超声速风洞试验要求,风洞试验中无法真实模拟栅格翼模型的气动特性和飞行器的静稳定特性。针对该问题,基于超声速线化理论对栅格翼提出等效模拟方法。等效模拟方法是设计栅格翼的等效模型,该等效模型与原栅格翼模型气动特性相同。等效模拟方法处理方式为在保持栅格翼外轮廓尺寸及栅格四边之间几何角度不变情况下,按比例系数k减少栅格数,栅格间距增加k倍;保证栅格翼的格宽比不变,将栅格翼弦长增加k倍;保证栅格翼的相对厚度不变,栅格翼筋板厚度增加k倍;等效模型和实际模型纵向压心位置需保持不变。以等效模型和实际模型进行了超声速风洞对比试验,试验结果表明:等效模型和实际模型升力一致,阻力大致相同;飞行器等效模型的静稳定特性和实际模型的静稳定特性相同;栅格翼阻力对飞行器质心所产生的俯仰力矩较升力对飞行器质心所产生的俯仰力矩是小量,栅格翼等效模型在阻力上的微小差异对飞行器的静稳定性影响不大。等效模拟方法可以较好地模拟栅格翼的气动特性和飞行器的静稳定特性,同时解决了大比例缩比所遇到的加工问题和结构强度问题。     

原理模型脉冲爆震发动机性能参数的实测与分析

应用爆震波理论对原理模型脉冲爆震发动机(PDE)中的压力及平均推力作了理论分析,且按实际给定参数进行了计算。并在自行研制的模型脉冲爆震发动机上对这两个参数进行了实测。对理论值与实测值的比较分析表明,该原理模型PDE能产生脉冲爆震波和推力。      

航空发动机参数不确定模型辨识方法

针对航空发动机线性模型在工况点附近使用范围较小的问题,提出一种航空发动机不确定性模型辨识方法。该方法使用非线性规划处理航空发动机模型辨识问题,求解过程考虑线性模型中矩阵参数不确定性的影响,以期获得一个具有适用范围大、形式简单的航空发动机模型。使用该方法对DGEN380发动机在某一稳态点进行辨识,定义实际工况偏差参数和模型最大偏差参数分析DGEN380发动机参数不确定模型的误差范围。使用实验数据与参数不确定模型仿真结果进行比较,结果表明油门杆角度变化小于22%时,参数不确定模型与实际发动机状态的偏差量较小,能够在1%误差范围内模拟实际发动机状态。     

附加粘弹性阻尼齿轮结构的阻尼计算

本文结合模态应变能理论与20节点有限元方法,提出了一种附加粘弹性阻尼结构损耗因子的计算模型和方法。以某实际齿轮附加阻尼结构为例,进行阻尼计算,研究了如何提高阻尼处理的效率,并得到相应实验的验证。该方法克服了已有粘弹性阻尼结构计算方法只能对简单理想结构建模的局限性,能够简便有效地应用于实际粘弹性阻尼结构的阻尼预测和优化。这对阻尼的工程应用具有较大的理论和应用价值。      

航空发动机转子系统动力学模型的可逆化简化方法

针对航空发动机高压转子系统动力学模型,给出了一种模型可逆化简化的方法.首先采用有限元法建立了较为精确的动力学模型,然后基于质心集中方法对该模型进行了不同程度的简化,分别得到了单跨双盘模型和单盘模型,并将其与原始模型进行了临界转速的对比.这是一种从结构特点将实际多盘转子简化成单盘转子的方法,它使得在考虑到支承等非线性因素后利用低维非线性动力学理论进行分析和参数优化成为可能.另一方面,研究了模型简化方法的可逆性,即基于质心位置及总质量最优的原则,由单跨双盘模型的圆盘结构参数反推了多级圆盘的等效内外半径、厚度、位置等参数,构建了新的工程结构模型,对比该模型和原始模型的前3阶临界转速,误差均在3%之内.这种由简化模型参数反推多级圆盘的方法,为由非线性动力学理论优化分析所得到的简化模型优化结构参数反推设计多级圆盘工程结构参数奠定了基础.