基于T-S模糊模型的航空发动机非线性分布式控制系统故障诊断

针对航空发动机非线性分布式控制系统的故障诊断问题,首先提出了一种基于飞行包线划分的航空发动机非线性Takagi-Sugeno(T-S)建模方法,建立了具有网络诱导时延的航空发动机非线性分布式控制系统模型,然后将该系统视为离散切换系统,为其建立了具有时延补偿功能的故障观测器,给出了使得观测器误差系统渐近稳定的充分条件.故障检测仿真时间为20s,当第12s时,设定系统发生幅值为0.0025的阶跃型突变故障,仿真结果表明:12s之前,故障观测器保持渐近稳定,当第12s时,残差迅速增大并超过所设定阈值,从而检测到故障的发生.      

基于飞行包线划分的航空发动机T-S模糊模型辨识

针对航空发动机在建立Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型时运算耗时长和过分依赖学习数据的问题,提出了一种基于飞行包线划分的航空发动机T-S建模方法.通过飞行包线划分和标称点求取确定T-S模型的前件结构;计算各标称点的状态空间模型,将其作为T-S模型的后件;最后通过对航空发动机发参数据的机器学习完成对模型前件参数的辨识.仿真对比结果表明:该方法缩短了航空发动机T-S模糊模型的建模时间,并使得高压转子和低压转子转速的绝对误差分别小于0.25%,0.10%,保持了辨识精度.      

复合材料夹层结构模拟冰型设计与分析

为满足ARJ21-700飞机模拟冰型试飞试验的需要,设计了一种新型复合材料夹层结构模拟冰型,对其用材、加工方式、安装方法进行了选定。选取模拟冰型典型段,制作试验件,通过地面模拟试验,得出了模拟冰型的脱落破坏载荷。基于界面元法,在ABAQUS中使用内聚力单元模拟胶接界面,计算出模拟冰型的脱落破坏载荷,计算结果与试验结果吻合良好,说明了数值模拟方法的准确性。试验、计算得出的破坏载荷都高于冰型实际受载,证明了本文设计方案可行,该种复合材料夹层结构模拟冰型可用于ARJ21-700飞机的试飞试验。     

电热除冰的热力耦合特性及其对冰层的影响研究

采用计算和实验相结合的方法,初步研究了电热除冰过程中的热力耦合特性及其对冰层的影响。在电加热条件下,耦合外部气动力载荷的作用,采用有限元方法计算了不同热流密度下表面冰层和蒙皮间界面法向和切向应力的分布,比较了加热/不加热条件下界面法向和切向应力分布的差别,研究了冰层最大主应力随热流密度的变化规律。研究发现,电加热条件下,在表面冰层融化前,热力耦合特性将造成冰层内部应力的显著增加,从而造成冰层局部区域的破裂,加速冰层的破坏。同时,设计的原理性实验结果验证了热力耦合特性对冰层的破坏影响。研究结果对于电热除冰理论和除冰技术的发展有现实意义。     

飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究

总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论。在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大。经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷。建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷。     

线阵CCD在风洞轨迹测量试验技术中的应用研究

针对风洞试验中轨迹测量问题,设计了由3个一维线阵CCD成像单元组成的实时空间位移测量系统。提出了一种基于特征边缘提取的组合特征定位WBT算法,可以有效提高系统精确度和抗振动干扰能力。应用该系统在风洞中测量了覆冰导线的舞动轨迹,完成了导线舞动规律研究。     

操纵面故障对飞行包线的影响研究

进行飞机操纵机构故障时飞行包线估计对提高飞行安全具有重要意义。针对飞机操纵面故障特点,提出一种在线飞行包线估计方法。首先根据操纵面对飞行动力学参数的影响建立故障参数模型,然后应用基于遗忘因子的最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计,最后基于参数估计结果进行包线的精确估算和分析,计算结果可为驾驶员和包线保护控制提供参考。仿真分析表明,该方法能精确估计飞行包线范围。     

民用飞机后机身壁板控制失效模式和控制载荷工况分析

为了明确载荷对典型民用飞机的后机身加筋壁板结构设计的影响,建立低平尾式飞机后机身的有限元模型,计算分析了壁板的应力应变分布,计算分析了壁板不同区域的控制载荷工况、控制失效模式。通过对比不同失效模式各自所占的比例,证明后机身壁板结构的主要失效模式是屈曲以及最大应变准则。通过对比不同控制载荷工况各自所占的比例,选出后机身壁板结构的主要控制载荷工况。     

翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响

为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表明:翼伞弧面下反角越大,升力及诱导阻力越小,升阻比变化不大;前缘半径、厚度小的翼伞翼型,阻力更小,升阻比大;前缘切口对翼伞影响区域限于前缘附近,压力分布同干净翼类似,降低了其失速迎角,对升力影响不大,但明显增大阻力。该数值方法可为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供参考。     

襟翼热力耦合试验方法及有限元模拟研究

设计了热力耦合试验装置对襟翼进行试验研究。采用石英灯管加热器加热,实现了高温力载荷的施加和高温条件下位移的测量。通过有限元方法进行等效热力耦合模拟计算,结果发现试验的位移数据和有限元计算位移结果吻合较好,说明本文设计的热力耦合试验方法可靠,高温条件下力载荷施加及位移测量方法合理可行。