基于马鞍形磁场的永磁直线电机位置解算方法

针对直线电机转子位置检测低成本和较高精度的要求,提出了一种基于马鞍形磁场来获得位置信息的方法及实现过程。分析了永磁体表面的磁场分布特征,指出了利用马鞍形磁场分布曲线来解算位置信息的优点,提出了根据马鞍形磁场推算位置信息的算法流程:先测得错开相位的2条马鞍形曲线数据,划分为4个象限后建立数据库;位置检测时,运用区间搜索算法寻得实际角度所在区间;再根据精度要求,采用合适的插值算法计算得到待解算的角度。仿真结果表明:基于马鞍形磁场的位置解算,能较好地得到直线电机转子的位置信息。     

卫星位置和速度的Lagrange插值算法分析

导航接收机中通常采用开普勒轨道参数法计算卫星的三维位置和速度.这种算法计算量较大,在资源有限的廉价用户机或要求高频度输出卫星位置和速度的高动态接收机中会使处理器资源非常紧张.采用Lagrange插值算法可以获得相同精度的卫星位置和速度,且大大降低计算量.利用GPS数据对不同插值区间长度和插值阶数的Lagrange插值法的计算精度和处理时延进行了定量分析.结果表明,Lagrange插值算法计算卫星位置和速度可以使处理时延降低十几倍,这在每个历元的导航解算需要同时计算多颗卫星位置和速度的接收机中具有重要意义.     

基于Kriging方法的航空发动机压气机特性元建模

针对求解航空发动机数学模型时,使用传统的压气机二维特性曲线进行插值计算精度较差的问题,引入了优化技术中元建模的思想,对压气机特性进行模型重构.根据压气机特性数据空间分布的特点,定义元模型的输入输出维数,采用Kriging算法建立了流量和效率特性的代理模型.以某型涡扇发动机为例进行了压气机特性元建模的仿真计算,设定了满足...     

多样本时间序列的P-T曲线可靠性评估方法

提出一种用于评估固体火箭发动机内弹道压强—时间曲线(P-T曲线)的多样本时间序列方法.该方法可以综合利用单条样本曲线数据内的纵向信息和多条样本曲线数据间的横向信息, 提高固体火箭发动机内弹道性能曲线可靠性评估的精度.具体给出了等间距与非等间距情形下多样本P-T曲线模型参数的极大似然估计方法以及当给定压强满足可靠性要求的上、下限时可靠度的点估计与区间估计计算公式.文中最后给出了一个具体实例.      

三元整体叶轮的几何造型与数控加工刀具路径规划

采用三次B样条曲线对叶轮中性面上盖盘和轴盘的两组数据点进行插值，得到盖盘曲线和轴盘曲线，进而得到直纹面形式的叶轮中性面；按照叶片的厚度做盖盘曲线和轴盘曲线的变距偏置曲线，得到叶片曲面的直纹化表达式；在此基础上，讨论了三元叶轮加工的刀具路径规划方法，给出了确定球头刀刀心位置和计算残留误差的两种迭代算法，最后给出了加工实例。     

基于孔边距约束和Shepard插值的孔位修正方法

在飞机装配中制孔的位置精度直接影响飞机的最终装配质量,自动化制孔以飞机数模为基准,受装配误差影响,在机翼翼盒等封闭结构中,难以确保制孔位置与骨架沟槽关键特征的边距满足工艺要求。提出一种基于孔边距约束和Shepard插值的自动化制孔位置评价及修正方法,通过激光跟踪仪及扫描仪获取实测骨架点云数据并进行去噪和配准,将骨架理论孔位映射到点云模型获得实际制孔位置,提取骨架沟槽关键特征的边界点并构造Ferguson曲线作为边界曲线,基于此计算制孔约束区域中实际孔位的边距及孔边距偏差。针对孔边距可能超差的情况,提出一种先基于孔边距偏差修正约束孔位再利用Shepard插值法修正其余孔位的孔位修正策略,在满足孔边距要求的同时保留了原孔位的行列分布特性。运用所提出的方法对某型飞机机翼骨架进行测量和数据处理,验证了该方法的有效性。     

基于过渡工作过程的航空发动机气路分析方法

为对发动机机动性能的退化程度进行估计,开展了基于过渡工作过程的气路分析研究。针对气路传感器数目较少的情况,采用序列工作点方法对大量的健康参数进行分析,在增加可用信息量的同时,降低了由多工作点方法的平均效应引入的参数估计系统误差。为解决发动机大偏差性能退化健康参数估计中的计算收敛性问题,提出了间接递归牛顿-拉夫逊法强化非支配分类差分进化算法。针对某型双轴分排涡扇发动机的气路分析结果表明：采用本文所提出的方法能够在气路传感器数目有限的条件下,利用发动机过渡态数据实现对大偏差范围内大量健康参数的高效、准确估计。     

基于梯度下降的水滴收集率计算方法

拉格朗日方法在计算三维复杂外形的水滴撞击特性时，一般需要通过插值获得物面网格上的水滴收集率，而这一过程容易造成计算结果失真。建立了一种基于梯度下降的水滴收集率计算方法，通过确定撞击物面网格角点的水滴轨迹实现物面网格中心处的水滴收集率计算，避免插值运算。该方法的计算思路如下：根据撞击点到目标点的距离，采用梯度下降法自适应地调控水滴的初始释放位置，使撞击点落在壁面网格角点附近的给定阈值范围内；采用邻点检索算法，快速确定迎风面内所有撞击网格角点的水滴轨迹；基于流管定义，计算出网格中心处的水滴收集率。采用该方法对典型三维外形的水滴收集率进行了计算，并与相关文献结果进行对比。结果显示计算结果与文献数据吻合良好，有效克服了现有技术中因插值导致的结果失真问题，能够为飞机结冰及防除冰技术研究提供参考。     

区间数据整体估计方法

提出了一种区间数据整体估计方法, 给出整体分布参数的最佳线性无偏估计量及其协方差矩阵, 得到了正态分布、Weibull分布等位置-尺度分布族区间数据百分位值和百分率的置信限估计.该方法可以将不同条件下的试验数据作为一个整体进行统计推断, 将传统的只适用于完全数据的回归分析推广到工程中常见的区间数据的情况.      

涡扇发动机部件特性的BP网络研究

在发动机特性计算中,建立了BP神经网络对部件特性数据进行识别学习,实现了特性数据的精确插值和对未知特性数据的推测。通过对网络输出结果的检验与分析,表明该方法精确实用。      

基于 Kriging与多点取样算法的压气机特性建模

针对航空燃气轮机流量系数插值建模过程中,获取样本数据时的实验成本较高以及插值模型精度偏低这 2个问题,根据样本点在设计空间中的分布与模型精度的关系,在 Kriging插值模型的基础上,采用把垂距作为设计变量取值标准的取样算法。首先,将样本点与相邻 2点之间连线的垂距与垂距阈值进行比较,筛选出符合条件的数据点,形成候选点集;其次,选用高斯函数判定基础点集和候选点集的相关性;最后,使用该算法筛选后的样本点构建 Kriging插值模型。实验结果表明,该方法使用的样本点为原来数量的 70%左右,并且预测精度得到了提高,该方法是有效可行的。     

流固耦合数据交换的插值精度影响因素研究

提出了一种投影-形函数插值的新方法,用发展了三维线性插值方法。又包括使用优化插值和常体积转化等6种插值方法,从表征多种不同网格质量和待插值函数值情况的角度,进行了插值精度验证的应用研究,探索了网格质量和待插值函数值对插值精度的影响程度。研究结果表明,投影-形函数插值方法的效果很好;流/固的网格质量及其匹配状况在很多情况下对插值精度的影响要远大于插值方法本身。     

一维和二维电热除冰相变传热特性的参数影响分析

基于飞机电热除冰过程冰层融化的特征,开展了一维和二维电热除冰相变传热特性数值计算研究和参数影响分析,重点考虑了加热模式、冷却时间、加热功率和加热单元间隔等参数对冰层相变传热的影响。采用了基于焓-多孔介质方法的热焓模型,将计算区域看作是包括多层材料和冰、水及其混合区的多孔介质,采用了结构化网格拓扑结构对计算区域进行划分,采用了有限体积方法对控制方程组进行离散,采用线性插值的方法获得混合区的物性参数,耦合能量方程和液态水体积分数公式,迭代求解了计算域的温度分布,获得了不同材料间界面温度的变化,重点分析了冰-保护层界面的温度变化。基于二维电热除冰模型的冰-保护层界面温度不均匀特征,提出了耦合考虑冰-保护层界面热点和冷点温度的冰脱落温度判断准则。研究表明:高功率的周期性加热模式要优于低功率的连续性加热模式,采用合理的冷却时间和加热功率,可获得更低的能量消耗和更好的除冰效果。合理设置加热单元间隔可以提高周期性的除冰效率,但也会形成冷点和热点,造成冰-保护层界面温度分布的不均匀。冰-保护层界面的冷点类似于锚点,即使此刻热点的冰已经融化,整个冰层也无法脱落和剥离。因此,冰脱落的判断要耦合考虑界面热点和冷点的温度特征。      

寡星条件下的半球谐振陀螺与星敏感器 组合姿态测量算法

针对半球谐振陀螺与星敏感器松组合系统在寡星条件下无法正常工作的问题,采用新的星图识别算法和新的数据融合观测方程,使星敏感器在观测到的导航星数量为1或2颗的情况下完成星图识别,从而能够完成组合测姿。     

结构自动离散的一种新方法

本文采用等参元素中的几何插值方法,以少量的输入数据,自动生成全部元素的节点坐标;采用“棋盘”网格,使元素和节点的编号简单易行;同时,采用“波前法”解方程组,使编号的程序简化。 本方法具有输入数据少,改变网格容易,边界节点坐标足够准确等优点,已用于轴对称体二维网格及透平叶片的三维网格,结果满意。     

数据可视化处理的数学模型

就数据的可视化处理问题,根据数据的分布范围,进行数据处理、网格划分、插值计算,建立了二维数据可视化模型;对比现有的三种空间插值理论的计算结果,设计出比较理想的综合插值法,建立了空间数据可视化模型。通过对比分析,该模型具有计算量少,插值效果好,适用广泛等优点。     

斜切径向旋流燃烧室主燃区光学测量与特性分析

针对斜切径向旋流环形燃烧室模型,采用可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)、相干反斯托克斯喇曼光谱(CARS)光学测量手段,在模化状态(Case 2)下,对燃烧室主燃区进行温度测量,分别得到了主燃区内12个点的温度和沿两条路径的积分温度.使用Fluent 12.0对Case 2进行数值模拟,分别使用两种非预混燃烧模型:平衡化学反应模型(EM)和稳态层流小火焰(SLF)模型.通过将两种不同燃烧模型的计算结果与TDLAS,CARS试验测量数据作对比验证,发现EM计算得到的温度更高,并与试验测量温度更符合,其中与CARS测量的误差小于6%.在试验验证的基础上,完成燃烧室在冷流状态(Case 1)下的计算,分析主燃区的气流组织和主燃孔射流对回流区的影响;利用EM计算分析燃烧室主燃区在全压状态(Case 3)下燃料分布、温度场、组分分布和性能参数,如燃烧室的燃烧效率为0.97、出口温度分布系数为0.312等,较为全面反映了燃烧室内气流流动换热和燃烧现象.      

航空发动机涡轮特性转换方法

针对以落压比为横坐标,流量与效率为纵坐标,并按不同等转速线区分所表示的涡轮特性在涡轮处于临界状态时换算流量几乎保持不变,使得在航空发动机数学模型中应用该形式涡轮特性通过插值求解共同工作点时存在计算效率降低的不足,根据相似理论及等熵条件下涡轮膨胀功与落压比对应关系,推导了涡轮落压比、涡轮效率与涡轮当量功的关系,并结合抛物线插值方法给出了向以转速为横坐标,涡轮当量功与效率为纵坐标,并按不同等流量线区分所表示的涡轮特性转换方法。实例转换计算表明:采用所提出的转换计算方法,可有效解决以往涡轮特性插值流量基本不变的局限,并且两种格式的涡轮特性转换相对误差小于0.65%,满足工程要求。     

依据试验数据求取航空发动机部件特性的新方法

介绍了通用的依据已知发动机部件特性求取所需部件特性的耦合法,并指出该方法的不足。以压气机部件特性为例提出求取部件特性的新方法。该方法利用发动机试验数据得到转速线与共同工作线的交点,把转速线近似为指数函数曲线,由PSO算法结合所得的交点数据拟合出每条转速曲线。以试验数据为依据,保证了特性的真实和有效性,而PSO算法则提高了特性线拟合的精度。计算结果表明所提出的方法比传统的耦合法更为准确,有利与提高发动机工作过程仿真精度。     

固体发动机压强-时间曲线中燃烧时间的确定

以固体推进剂燃烧公式为基础，采用计算力学中的数值积分及插值法，并利用计算机技术，研究了用燃烧室药柱的实际肉厚，确定固体火箭发动机试验曲线中燃烧时间的新方法，在点火发动机中应用的结果表明，此方法解决了试验曲线数据处理结果散布范围较大的问题，提高了燃速预估的准确性。