基于实测数据的航空发动机转子叶尖装配间隙预测

以多级转静子装配过程为研究对象，基于空间几何变换理论及形位公差理论，提出了一种多级转子叶尖间隙预测方法。具体是将转静子系统分为转子、静子、支承等3个子系统，分别针对子系统建立装配偏差子模型，进一步将各模型进行坐标统一，以配合面的实测偏差数据作为输入量，计算同一轴向位置处的转子叶尖坐标及机匣坐标，从而计算出转子叶尖间隙。试验结果表明，采用所述间隙预测模型，可准确预测转子叶尖间隙，预测最大相对误差为11%，从而为装配质量分析提供了参考依据。     

高温气流温度传感器测温偏差关键影响因素分析

为建立航空发动机高温气流温度传感器的数学模型,并给出其典型推荐结构,对高温气流温度传感器在热校准风洞上进行校准,得到不同温度传感器在不同工况条件下的测温偏差,并针对屏蔽罩长径比、冷却介质量、偶丝材料、传感器结构、外壳冷却方式以及偶丝倾角等关键影响因素,对其影响机理进行分析,得到了温度传感器测温偏差的影响规律。结果表明,采用大长径比、单屏蔽、干烧式结构,增大偶丝倾角,采用低导热系数的偶丝材料、以及减少冷却介质量,均可减小温度传感器的测温偏差,当长径比≥5时,温度传感器在1300℃以下的相对测温偏差不超过2.2%。     

基于三维原子磁强计的核磁共振陀螺仪实验优化

核磁共振陀螺仪内嵌三维原子磁强计是实现核磁共振陀螺仪小型化的一种有效途径,故介绍了一种基于三维原子磁强计的核磁共振陀螺仪.对影响三维原子磁强计性能的重要参数进行了优化,得到了较优的x轴、yy轴和z轴磁强计信号标度因子,进而实现了更灵敏的三维原子磁强计.在三维磁场闭环锁定6000 s后,测得核磁共振陀螺仪的角度随机游走和零偏稳定性分别为0.038(°)/h1/2和0.94(°)/h.     

含有建模和测量误差的卫星自主定轨系统能观性分析

影响卫星自主轨道确定精度的主要因素包括动力学建模误差及测量误差。考虑动力学模型及测量均存在系统误差时，解决问题的一个途径是将这两种系统误差与卫星运动状态构成扩增状态后一同估计。为了保证滤波的稳定，就必须对此扩增系统的能观性进行分析。基于非线性系统的局部弱能观性理论，分析并给出了无摄动条件下单星自主定轨系统中卫星运动状态、建模误差及测量误差均能观的充要条件，即当轨道为圆轨道时增广系统处处不能观，当轨道不为圆轨道时处处能观。最后通过仿真算例对结论进行了验证，仿真结果显示对于非圆轨道，当建模误差及测量误差均为常值或慢时变时，采用扩展卡尔曼滤波算法对增广系统的状态估计是有效的。     

行星动力下降多约束最优反馈制导方法

为实现行星定点着陆，针对E制导和零控位移偏差/零控速度偏差(ZEM/ZEV)制导的不足，提出多约束下动力下降最优反馈制导方法。首先，在分析E制导性质的基础上，提出制导时长初值的高效选取方法和基于预测校正的优化方法，经少量迭代实现在推力范围受限且连续变推力约束下推进剂消耗接近最优。接着，提出基于碰撞规避时长和推力优化分配律的地平碰撞规避方法，并在此基础上利用坐标系旋转，给出满足下滑角约束的碰撞规避方法，显著提高碰撞规避能力和着陆点可见性。之后，提出匀速转动制导和基于预测校正的组合制导参数规划方法，使制导终端扩充满足加速度约束。最后，数学仿真表明新方法有效，多约束适应性强，计算量相对小，适合工程应用。     

燃气透平叶型气动与传热的优化设计

建立了一个透平叶型气动与传热优化的两步模型.第1步采用解析多项式曲线构造叶片的参数化造型，基于CFD数值模拟，通过正交设计和敏感性分析，优选几何设计参数.第2步采用贝塞尔(Bezier)曲线参数化叶型型线，以总压损失和表面热流加权函数为优化目标，调整叶型型线，获得了气动性能与热负荷较优的叶型.设计案例的结果表明:增加安装角可以降低叶片压力面热负荷；增大叶片前缘直径可以降低前缘滞止点热负荷.调整叶型的表面曲率分布，有可能推迟吸力面的转捩，弱化叶片表面的传热.两步优化法计算量小，收敛性好，具有工程应用价值.      

差分码偏差对PPP授时精度影响的研究

论文分析了不同机构差分码偏差(DCB)产品的天稳性.选取了2个外接氢原子钟的测站进行实验,以国际GNSS服务组织(IGS)发布的接收机钟差为参考值,分析了不同机构DCB产品对2个测站PPP授时精度的影响.实验结果表明:1)不同机构DCB产品的天稳性差异不大,中国科学院天稳性略优于德国宇航中心;2)2个测站使用不同机构的DCB产品估计钟差的均方差(RMS)和时间偏差(Bias)均优于0.4ns,其中中国科学院产品精度最高,RMS和Bias均优于0.2ns;德国宇航中心和欧洲定轨中心精度略差,但也能够达到亚纳秒级,可为下一步推广PPP授时应用提供一定的参考.     

可控扩散叶型的扩稳优化

采用正问题方法，将叶型几何参数化、叶型性能分析程序与遗传算法相结合，对某传统可控扩散叶型（CDA）进行叶型损失和攻角范围的综合性能优化设计。结果表明:优化叶型与原叶型具有相近的设计点损失，而其攻角范围由原来的11°增大至17.5°，其中负攻角范围增大了近4.5°。另外，优化叶型的损失随攻角变化也更为平缓，意味着可以在更为宽广的攻角范围内保持稳定的性能。分析表明:吸力面速度峰值位置由原叶型40%弦长处前移至20%弦长处，增加了减速区的长度，使减速更为平缓，是正攻角裕度增大的主要原因。负攻角裕度增加有两方面原因，优化叶型喉道面积增大且喉道位置与设计点吸力峰值位置错开，具有较大的堵塞裕度；压力面前部区域速度较为平缓，甚至略微加速，直至30%弦长后才开始减速扩压，避免了因压力面前缘处的较大速度尖峰以及随后的持续扩压导致附面层的过早分离。      

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第一部 分可控扩散叶型的设计与发展

可控扩散叶型（CDA）的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代CDA和考虑端部流动的第二代CDA的特点及设计方法进行了综述。CDA起源于超临界机翼翼型，通过控制吸力面的扩压过程，消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标，提出了很多设计方法，归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对CDA的研究起步较晚，且大都集中在理论和设计方法的研究上。     

波音737飞机起飞加速时缓慢／有偏差故障分析

波音737—300型、400型和500型飞机,分别装用的是由CFM国际发动机公司生产的CFM56—3、—3B和—3C型航空涡轮风扇发动机,就波音737系列飞机而言,目前无论在国际民航界还是在中国民航,都是使用最广泛的优秀机种之一。但在使用过程中,各航空公司有时在加速过程中某台发动机加速缓慢,飞机起飞加速出现偏差的故障反映。由于此故障较普遍,而且诱发的原因很多,不易及时识别和排除,因此本文就此问题作专门的探讨和分析。