BLKF方法抑制MEMS惯性传感器随机噪声

针对微机电系统（MEMS）惯性传感器应用卡尔曼滤波（KF）处理数据时随机噪声难以估计的缺点，提出一种基于贝叶斯拉普拉斯卡尔曼滤波（BLKF）的随机噪声更新方法。该方法利用拉普拉斯近似算法，将贝叶斯边缘分布近似表示，能够避免贝叶斯方法更新过程中由于数据维数较大造成后验边缘分布较难估计的情况，提高对随机噪声的更新效率和精度。通过陀螺仪转台实验采集实验数据，运用KF与BLKF分别滤波。对比滤波结果可发现，BLKF比KF能更好地反映真实角速度状态。同时，在陀螺仪角速度变化时，BLKF的可靠性和准确性更高，滤波效果更具优势，能够达到抑制MEMS惯性传感器随机噪声的目的。     

插入式机翼下壁板对接附加弯矩研究

插入式机翼下壁板对接具有双剪传力稳定、疲劳性能好的优点，但其结构中心线在对接区变化明显，会带来附加弯矩。为尽量减小对接区的附加弯矩，提出了在建立飞机骨架模型时即优化中央翼下翼面外形面相对外翼下翼面的位置方法。基于插入式机翼下壁板对接结构的特点，阐述了对接结构偏心的来源和附加弯矩的形成；针对某A型飞机的对接结构计算了偏心值，并利用力法对附加弯矩在对接区的分布进行了计算分析。以某A型飞机的对接结构为基础，建立了4组插入式下壁板对接结构的模型，每组模型的中央翼下翼面位置相对外翼的不同；分别用力法和有限元法对附加弯矩进行了计算。结果表明：可以通过优化中央翼下翼面外形面的相对位置达到减小对接区附加弯矩的目的。描述了另外两种下壁板对接形式的附加弯矩情况，并和插入式的进行了简单比较。最后，总结了为减小区域附加弯矩及其不利影响在对接结构设计上需要注意的点。     

燃油柱塞泵性能试验台测试结果稳健性影响因素分析

为了保证航空发动机燃油柱塞泵性能试验台测试结果的稳健性,以便准确测试燃油柱塞泵的性能状态,基于燃油柱塞 泵液压原理,建立了其数学模型,并结合其性能试验台的液压原理,确定了影响测试结果稳健性的5种主要因素分别为柱塞泵入 口压力、控制油压力、出口压力、排油压力及燃油温度。基于燃油柱塞泵的主要测试性能,研究了5种因素对燃油柱塞泵性能测试 结果的影响。结果表明：在进行燃油柱塞泵性能测试时,泵出口调压阀的压力控制稳定性、排油压力以及燃油温度都会对测试结 果产生较大的影响;在性能测试给定的公差范围内,柱塞泵入口压力和控制油压力的波动对性能测试结果影响极小。在进行燃油 柱塞泵性能测试时应重点关注出口压力、排油压力及燃油温度,以提高测试结果的稳健性。     

基于改进的卷积神经网络的步态识别

为了提高惯性传感器采集到的序列数据中步态识别的准确率,建立了一个激励层改进的卷积神经网络(CNN)模型。针对三轴加速度传感器对运动太过敏感导致步态周期划分不准确的问题,采用加速度传感器与弯曲度传感器组合获取人体运动信息。将CNN模型中激励层的线性整流函数(ReLU)改进为带泄露线性整流函数(Leaky ReLU),以解决遇到卷积输出数据小于0时神经元被抑制的问题,进而达到提高步态识别准确率的目的。实验结果表明激励层优化的CNN模型在行走、上下楼和上下坡五种步态模式下识别率达到了95.79%,与未采用弯曲度传感器的改进CNN模型和未进行激励层改进的CNN模型相比,步态识别率有所提高。     

基于本征正交分解的叶片碰摩系统降阶方法

针对叶片碰摩响应求解问题,提出了采用本征正交分解进行动力学降阶的方法。通过对快照矩阵进行本征正交分解生成投影子空间,将系统动力学方程投影到子空间进行模型降阶,并结合数值积分方法进行了碰摩响应求解。基于降阶模型分析了不同转速及侵入量参数下的叶片碰摩响应,并与全阶模型进行了对比。结果表明:降阶模型的时域响应幅值偏差小于5%,计算效率了提升98.4%;通过改变叶片转速、侵入量参数验证了降阶模型的鲁棒性,并且发现随着转速、侵入量的增加,本征正交模态能量在低阶与高阶之间发生转移,并呈现出不同的传递规律,由转速引起的模态能量转移与结构的固有频率存在一定关系。该方法及结论可为叶片碰摩分析及故障诊断提供依据。      

延伸冲击孔冲击冷却流动与换热特性的数值研究

采用数值模拟方法研究了延伸冲击孔冲击冷却系统的冷却特性,分析了3个冲击雷诺数和5个冲击孔延伸长度对冲击腔内流动与换热特性的影响,给出了靶面努塞尔数分布、靶面压力分布、中心截面流速与综合换热性能的变化。结果表明：延伸冲击孔可以有效地防止横流对冲击射流的偏转作用,同时使射流出口更加贴近冲击靶面壁面,冲击速度更高,可以明显提高靶面的换热系数,并使整个靶面上的换热系数分布也更加均匀。冲击冷却的冷却性能随着冲击孔延伸长度的增加而增加,相较于传统冲击冷却（baseline）,在L/d=2.5时靶面平均努塞尔数提升达15%以上,但压力损失也相对较高;对比不同延伸长度冲击孔的综合换热性能,发现存在最佳的L/d取值范围使冲击冷却系统获得最佳的综合冷却性能。在本研究范围内,最佳的L/d= 2.5。     

ATR发动机燃烧室波瓣混合器张角及瓣宽比对掺混、燃烧特性的影响

为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率,本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明：1）保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;2）在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率;3）相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;4）带有波瓣结构的燃烧室内,因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小,80%以上的总压损失是由加热造成的。     

带增压压气机的小型脉冲爆震涡轴发动机性能分析

为了解决小型涡轴发动机采用脉冲爆震燃烧室代替主燃烧室时,由于脉冲爆震燃烧室的增压作用,无法从压气机出口引气对燃气涡轮冷却、封严的问题,提出了一种带增压压气机的脉冲爆震涡轴发动机(PDTSE)构型,并建立了相应的性能分析方法。对常规涡轴发动机与带增压压气机的PDTSE性能进行对比研究,计算结果表明：与常规涡轴发动机相比,带增压压气机PDTSE性能具有较大优势;在整个设计域内,综合考虑性能指标和设计难度,在循环最优处,带增压压气机的PDTSE相比普通涡轴的热循环效率高14.5%,耗油率低9.7%,单位功率高27%。     

VxWorks 653 应用性能监控与分析工具

介绍了VxWorks 653应用性能监控与分析工具的整体架构和各功能模块的设计与实现方法,其中重点阐述了目标机端时间资源监控、空间资源监控、系统事件监控、数据通信监控的实现方法.该工具能够在航电应用软件集成验证阶段提供应用运行过程中资源使用情况监控和性能分析评估,可以大幅提高航电软件的开发和集成效率.     

高能合成煤油GN-1性能研究 --“液体火箭推进”专刊

结合火箭发动机工程应用环境,研究了GN-1煤油高温高压热物性、安全特性、传热结焦性能以及点火延迟性能,并和现役火箭煤油作了对比分析。采用商业仪器对GN-1煤油在最高200℃、最高压力25MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了实验测量。在实验数据的基础上,依据基团贡献法、基于比容平移法则的P-R方程、摩擦理论、广义对应态原理分别对GN-1煤油在最高350℃、最高压力60MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了理论计算,建立了GN-1煤油的密度方程、黏度方程、导热系数方程,并将方程的计算值与实验值进行了对比,计算偏差较小。对GN-1煤油和火箭煤油的安全性能进行对比研究,GN-1煤油的闪点为40℃,自燃温度为305℃,高于火箭煤油(225℃);燃点为47℃,低于火箭煤油(82℃),GN-1煤油的爆炸极限范围为0.44%-2.9%（40℃）。GN-1煤油和火箭煤油的急性经口毒性LD50＞5000mg/kg,均属于第五级化合物（实际无毒）。在入口压力10 MPa,流速10 m·s-1,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%,建立了传热准则方程。GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油不锈钢材质管路中试验段平均结焦为高合管材质管路中的22.3%。在970K-1105K温度范围内,GN-1煤油的点火延迟时间为320μs-471μs,是火箭煤油的55.6%-69.3%。相关研究可对发动机可靠设计及应用提供重要参考。