基于卡尔曼滤波和主元分析的发动机性能衰退

在给定测量参数基础上,通过非线性估计得到对应离散时刻的部件性能参数,利用数据插值方法扩充测量参数。利用主元分析方法对这些测量参数进行分解,提取反映性能衰退的成分,以此构造反映性能变化的统计量,假定该统计量服从,分布,对性能衰退情况做进一步分析,得到在10000时间点附近性能衰退最为严重,已超过阀值,与前面参数估计结果相符。用部件性能衰退分析方法对发动机性能状况监控,为及时采取维护措施提供了一定的指导作用。     

基于排列组合熵的铝合金腐蚀灰度特征提取方法

针对铝合金试件腐蚀图像包含的大量腐蚀信息,提出了利用排列组合熵提取其灰度图特征参数的方法。该方法具有计算快速简鹇,抗噪能力较强,只需较短的序列长度就能估计出较稳定的系统特征值的特点。计算结果表明,基于排列组合熵的特征提取方法可以有效地提取各时间段内试件的灰度图在2个方向上的特征参数,熵值随着腐蚀时间的增加而规律性地增加,并可以作为评价腐蚀程度的一个重要特征参数。计算结果也验证了排列组合熵具有较好的抗噪性能。     

空间碳纤维壳结构导热增强方法试验研究

为提高空间碳纤维复合材料壳结构的导热能力,降低热控设计难度,并提高热控系统可靠性,设计了包含贴覆石墨高导热膜材料以及在外部包覆的多层隔热组件内增加高导热膜等在内的3种导热增强措施,分别按这3种方法制作了试件,并增加了对照组,进行了真空热试验。试验结果表明,贴覆石墨高导热膜材料的方法使碳纤维壳结构试件的当量导热系数增大了7倍,相较其他方法具有明显优势。若该方法与包覆含有高导热膜夹层的多层隔热组件的方法协同使用,可以取得更好的效果。     

热气防冰腔结构参数对其热性能影响研究

采用数值模拟方法,开展了热气防冰系统结构参数对其热性能影响的研究。首先建立了不同管壁距、喷孔排数、喷口喷射角度的防冰腔结构,运用计算流体力学方法对其内部热气流动与换热进行了模拟,得到了防冰腔热效率以及热气喷射蒙皮内表面的对流传热系数的分布。结果表明:管壁距在4mm至36mm范围内增大,将降低防冰腔的热效率,并且弱化射流正对冲击表面传热性能;流量一致时,喷孔排数由3排减至2排,提高了防冰腔热效率;3排喷孔射流角度朝上表面方向旋转15°,将会提升防冰腔热效率,表明曲面曲率影响射流表面传热性能。     

基于改进粒子群算法的航空发动机性能综合评价

针对基于单参数评估发动机性能能力不足的问题,研究了利用多参数综合评估发动机性能的方法;通过对某型发动机台架试车数据分析,确定了使用综合加权法评估发动机性能比算术加权平均法更具合理性;分别利用改进的遗传算法和粒子群优化算法计算多参数的权值,对比结果表明:使用改进的粒子群算法在计算精度和速度上均优于遗传算法。同时还计算了各翻修次数下发动机的性能指标。     

北驼峰区电离层GPS卫星闪烁事件时空特征及对通信的影响

基于子午工程北大深圳站（22.59°N,113.97°E）电离层GPS双频接收机在2011年1月1日至2017年12月31日连续7年的长时间序列闪烁和TEC观测数据,分析不同太阳活条件下华南赤道异常北驼峰区观测到的GPS卫星L波段电离层闪烁事件时空分布特征及其对通信的影响.结果表明:GPS闪烁事件几乎都发生在夜间,且主要发生在春秋分月份;在不同太阳活动条件下,夜间GPS闪烁事件都主要发生在北驼峰区域靠近磁赤道的一侧,且GPS闪烁事件存在明显的东-西侧天区不对称性,即在台站西侧天区发生的闪烁事件明显偏多;在不同太阳活动条件下,弱闪烁事件伴随的TEC耗尽和卫星失锁事件比例相对较低,强闪烁事件则大部分都伴随着TEC耗尽和卫星失锁事件的发生.      

磁暴期电离层离子上行能通量的统计关系研究

利用FAST卫星1997-2006年34个磁暴期149个轨道的观测数据,分析不同相位上行通量数量级,研究不同相位离子上行能通量与地磁活动Sym-H指数和Kp指数,以及注入的Poynting通量之间的关系,构造上行通量经验模型.研究结果表明:磁暴主相期间,上行离子能通量可超过108 eV·cm–2·s–1·sr–1·eV...     

航空发动机外部管路的振动响应分析

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求,采用基于试车实测数据的振动响应求解方法,对典型管路的振动响应特性进行了计算分析。研究结果表明:在风扇机匣位置的管路主要承受转子不平衡和风扇气动激励,表现为典型的简谐激励特征,可采用谐响应分析方法求解其振动响应。低阶振型对管路的动态特性起决定作用,振动能量输入导管结构后,响应输出方向可能发生变化。在燃烧室及尾喷口位置的管路主要承受来自于燃烧室火焰脉动和气动噪声激励,表现为典型的随机激励特征,可采用动力学谱密度方法求解其振动响应,得到功率谱密度响应曲线及具有一定置信度的位移分布和应力分布。     

加油吊舱地面驱动装置的设计与实现

对某型加油吊舱地面模拟试验所需的地面驱动装置进行了系统方案设计,并对关键部件进行了选型,通过计算机仿真和地面测试验证了设计方案的可行性。结果表明,马达在液压源的驱动下,通过控制系统可实现不同转速状态之间的切换,转速控制精度和切换时间满足加油吊舱技术要求,该装置可以代替冲压空气涡轮驱动加油吊舱进行地面加油试验。