波音737NG飞机APU喘振故障探讨

依据实际排故经验,结合手册以及厂家资料等,总结了日常波音737NG飞机出现的APU喘振或疑似喘振故障的主要原因和处理方法,重点强调了通过APU BITE内的输入监控检查APU各项参数对排故所起的参考作用。     

叶片丢失激励下整机力学行为及其动力特性

针对叶片丢失激励下航空发动机整机动力响应问题,分析了机匣、转子-支承系统以及安装节在内的整机结构系统的物理过程和力学行为。基于大涵道比涡扇发动机结构和力学特征,建立了转子系统动力学分析模型,并对其进行了数值仿真分析。结果表明:叶片丢失导致转子系统变为具有非对称时变参数特性的转子系统,其减速停车过程会对转子系统产生附加激振力,使转子系统的振动响应特征产生变化。为恶劣载荷激励下转子-支承结构安全性设计和结构动力学一体化设计提供理论基础。     

等谱AKNS方程的约化

通过对等谱AKNS方程的约化,构造出非线性Schrodinger和mKdV方程的新双Wronskian解;分别推导出这2个方程的双Wronskian形式的有理解。     

一种跳跃式返回再入的预测—校正制导方法

再入地球大气是探月飞船返回的关键阶段,再入制导是返回再入中的难点问题.飞船跳跃式再入过程复杂,标准轨道制导方法难以满足任务要求,因此具有高精度和强鲁棒性的预测—校正制导方法成为解决问题的首选.以探月飞船跳跃式再入为背景,设计了数值预测—校正制导律,研究了基于嵌套式积分算法的航程快速预报方法和基于有界试位法的倾侧角剖面快速更新算法,提出了一种气动系数误差和大气密度误差的在线参数辨识方法,并基于最大偏差法和蒙特卡洛打靶法进行了仿真分析.结果表明,预测—校正再入制导方法在跳跃式再入问题上具有较高的精度和较好的鲁棒性.5 000 km再入航程时,开伞点误差在2.5 km以内.     

基于N-S方程的加油机对受油机气动干扰研究

空中加受油时,加油机尾流场会对受油机产生复杂的流动干扰。采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的CFD方法分析加油机尾流场,并对加油机、受油机之间的气动干扰进行一体化模拟研究;系统地分析加油机不同迎角及双机不同高度差、不同侧向距离、不同前后位置时,受油机的纵向、横航向气动力特性。结果表明：典型状态下,加油机迎...     

平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响

建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证.以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响.结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15％,升降舵效率可降低20％,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁.     

基于优化Kriging模型和重要抽样法的结构可靠度混合算法

 结构可靠度分析计算通常采用多项式响应面拟合隐式极限状态函数,但对于复杂航空航天机械结构产品极限状态方程往往表现出高度非线性,此时多项式响应面的模拟精度不够就会造成计算不收敛。为了提高结构可靠度计算的精度、效率和收敛性,提出了基于优化Kriging模型和重要抽样法的结构可靠度计算方法。首先,利用人工蜂群算法对Kriging模型的参数进行优化;再用优化后的模型模拟隐式极限状态函数,结合重要抽样法不断修正抽样重心,逐步提高模拟精度以达到给定要求;最后,结合一阶矩法(FORM)/二阶矩法(SORM)经典算法求解结构可靠度。该方法提高了高度非线性隐式极限状态方程可靠度计算的精度和收敛性,并且具有较高的计算效率。     

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室（HTIB）效果尤为突出     

基于双轴转位机构的激光捷联惯导系统在线标定方法研究

本文主要研究了在静基座条件下,利用双轴转位机构实现激光捷联惯导系统在线标定的两个问题：（1）推导了在线标定的一种误差参数模型,明确了模型成立的条件;（2）提出了设计多位置翻滚实验的位置编排原则。此方法具有实现简单、标定时间短、精度高的特点。     

基于子空间和PEM的无人直升机两阶段参数辨识

在研究子空间辨识方法和预测误差方法(PEM)的基础上,提出了一种两阶段辨识方法,研究无人直升机的参数辨识问题.首先采用子空间方法得到初始参数模型,然后通过PEM方法得到参数化的直升机模型.为验证方法的有效性,以某型无人直升机实测数据为例进行参数辨识,结果表明该方法有良好的辨识精度.