航空发动机气动热力参数的趋势分析

航空发动机状态的趋势分析,是一种广泛地应用于航空发动机性能监控的分析技术。本文建立了发动机气动热力参数趋势分析的数学模型,着重讨论了有关数据处理中的四个问题:参数的换算;野点的判断和剔除;趋势性的判断和数据的平滑与预测。并将上述模型应用于JT9D发动机的气动热力参数的趋势分析。     

一种数字调制方式自动识别算法

介绍了利用6个特征参数对7种数字调制方式进行调制方式的自动识别模型算法及仿真结果,表明所提出的自动识别算法能够很好的识别出各种数字调制信号,同时具备算法简单、速度快和准确率高的优点。     

对军用航空发动机可靠性参数体系选择和指标确定的探讨

在对国外军用航空发动机可靠性参数体系和指标的统计及应用原则进行探讨、分析的基础上，对国内某系列发动机的使用情况和故障进行了统计分折，借鉴国外对军用航空发动机可靠性定量要求的经验，综合国情提出了我国军用航空发动机可靠性参数体系和指标的建议。     

遗传算法在气动力参数辨识中的应用

将遗传算法推广用于气动力参数辨识，以取代通常采用的梯度类优化算法。通过采用遗传模拟退火算法对某型飞机的纵向气动力参数进行辨识计算及分析后，可以看到：(1)遗传算法是气动力参数辨识的一种新的有效方法，该算法不受参数初值选取的影响，具有较好的全局寻优特性；(2)遗传算法的计算效率受种群规模、遗传算法构造本身等因素的影响比较大。并且还有相当大的进一步完善与改进的空间。     

航空发动机风扇叶片两种表面处理方法对比

在对激光冲击强化技术与喷丸表面强化技术比较分析之后,表明航空发动机叶片经过激光冲击强化后,能显著增加叶片表面残余压应力,提高疲劳性能,并且其效果优于喷丸表面强化技术。     

激光冲击残余应力场的有限元分析

建立模拟激光冲击残余应力场的非线性弹塑性有限元模型,预测AISI 304奥氏体不锈钢厚、薄靶材经激光冲击后表面以及内部的残余应力场分布.模拟过程中,考虑材料高应变率(106s-1)下的力学性能和激光诱导冲击波的精确加载,分析激光功率密度、激光光斑尺寸、激光脉宽、激光冲击次数、激光单面与双面冲击等激光冲击参数以及初始残余应力等因素对不锈钢靶材残余应力分布的影响.数值模拟结果与X射线衍射法测量值吻合较好.在有初始残余拉应力(250MPa)存在的情况下,激光冲击仍能使304奥氏体不锈钢靶材形成残余压应力层,说明激光冲击工艺可提高奥氏体不锈钢焊接构件的抗应力腐蚀开裂能力.     

CIV工艺过程中气体传质模型与计算

在建立碳布叠层体心立方模型、碳布叠层立方模型和纤维束叠层模型典型预制体的宏观孔隙结构几何模型和气体传质数学模型的基础上 ,研究了CVI(chemicalvaporinfiltration)工艺过程中孔隙网络结构对气体比渗透率和材料致密度的影响。结果表明 :孔隙网络的结构与形状是决定反应气体在孔隙中的比渗透率和部件最终致密度的主要因素之一。     

缝合单层板弹性常数的计算与分析

建立了缝合单层板弹性常数分析模型,通过考虑缝线穿过纤维时产生的弯曲并假设近似正(余)弦曲线,计算T700/QY8911缝合单层板的有效弹性常数,并将其与未缝合模型比较,总结了各缝合参数(行距、针距、缝线半径)对有效弹性常数的影响,为分析缝合层合板弹性常数提供了依据。     

飞机维护信息产生逻辑的解析

目前飞机故障诊断领域的研究多从飞机故障数据起始,对飞机故障如何产生和处理少有涉及。若缺乏对源头数据的分析,很难将故障诊断模型与机载故障触发逻辑有效匹配。为此,提出要采取飞机故障诊断模型和机载系统设计思路相吻合的故障诊断模型设计方法,对机载系统的故障产生逻辑和处理方法进行了解析,为下一步故障诊断奠定基础。     

误差四元数及其在航天器姿态控制中的应用

以四元数作为定位参数对航天器进行姿态控制。首先导出了误差四元数矢量,从而解决了航天器姿态控制中最终姿态表示的非单值性问题;其次,通过一个典型例子提出了非线性三轴姿态控制方法,该方法以误差四元数作为反馈量,以控制力矩陀螺作为执行元件,利用李亚普诺夫函数对非线性系统进行控制,为大型航天器的姿态控制开辟了新的途径;最后,给出了仿真结果,从而说明了以误差四元数作为定位参数的航天器姿态控制法具有计算速度快、计算精度高等优点。