基于非线性Wiener过程的航空发动机性能衰减建模与剩余寿命预测

针对航空发动机在性能衰减过程中普遍存在的非线性和三源不确定性问题,提出了一种基于非线性Wiener过程的航空发动机性能衰减建模与剩余寿命（RUL）预测方法。首先,为解决目前大多数剩余寿命预测方法中潜在假设的局限性,即当前时刻估计的漂移系数与上一时刻漂移系数的后验估计完全相等,在状态空间模型的框架下建立了一类新的同时考虑非线性和三源不确定性的性能衰减模型,并在首达时间下推导出剩余寿命的分布。然后,针对新研发航空发动机缺乏历史数据和先验信息的问题,提出了一种基于Kalman滤波和条件期望最大化（ECM）算法的参数估计方法,使得估计的模型参数不依赖于历史数据量。同时能够在获得一个新的性能衰减数据后,实现对模型参数的自适应估计和在线更新,进而实时地更新航空发动机的剩余寿命分布。实验结果表明,本文方法可以有效地提高剩余寿命预测的准确性,能为航空发动机的维修决策提供可靠的依据。     

基于速率限制的Ⅱ型驾驶员诱发振荡评估方法

速率限制问题已成为电传操纵飞机发生驾驶员诱发振荡（PIO）的主要原因。在新机设计中,随着复杂性的提高,预测PIO变得更加困难和重要。以人一机系统为研究对象,讨论速率限制对系统的影响,重点分析验证基于速率限制的Ⅱ型PIO的开环发生点（OLOP）准则的评估方法。针对不同飞行状态下的飞机纵向运动模型,使用两种驾驶员控制模型,在不同的驾驶员输入、不同速率限制条件下进行数值仿真试验研究。结果表明：OLOP准则是有效的评估工具,杆振幅因素对评估结果的影响较强。     

平面遮挡分析法及其在航天器气动力矩分析中的应用

针对空间站等复杂构型航天器迎流面积和气动力矩的快速分析问题,提出一种平面遮挡分析法。该方法在与迎流垂直的方向上,选定一个二维投影平面进行航天器组成单元的划分和二维外形信息的定义;通过标志符、差值函数及相关的单元外形边界搜索规则定义和操作,实现迎流面积和遮挡面积的计算。平面遮挡分析法减少了遮挡分析所需使用的航天器外形信息维度,可以提高遮挡分析的效率。然后给出基于该平面遮挡分析法对迎流面积和压心位置进行计算的数学模型,对使用的气动力矩分析模型进行说明。以一个非对称构型的空间站为例,对相应的迎流面积和气动力矩进行仿真计算和对比验证。结果表明,平面遮挡分析法具有较为明显的计算时间优势,同时具备较高的计算精度。     

火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要.对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力.结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符.     

两轮升压式空气动压轴承涡轮冷却器起浮压力计算

通过分析两轮升压式空气动压轴承涡轮冷却器的起浮原理,建立了计算起浮压力的方法.按照该方法编制程序计算了某型涡轮冷却器在不同条件下的起浮压力,计算结果与试验实测数据吻合较好,说明计算方法具有较高准确度.通过计算和分析可以看到涡轮出口背压和轴承预紧对轴承起浮影响较大,背压越低则起浮压力越低;轴承预紧力越大则起浮压力越高.      

基于Pro/E平台的诱导轮参数化造型软件开发

阐述了诱导轮参数化三维造型的意义和现状,应用自主开发的PIND-2D软件进行诱导轮的二维水力设计,并分析了诱导轮三维造型结构特点。在此基础上,采用C++编程语言,在Pro/TOOLKIT环境下对Pro/E进行二次开发,并采用动态链接库方法实现程序与Pro/E和MFC之间的数据接口,成功开发出了诱导轮参数化三维造型软件,提高了诱导轮设计的效率和质量。     

高可靠电机系统主动变结构与容错控制技术

为了更好地、更高性能地适应航天器多极端工况对伺服系统输出特性的需求变化以及高可靠应用需求,提出了一种新型高可靠电机系统,其主要包括变结构控制器、可变结构驱动拓扑和变结构容错电机。根据系统所需,通过在线变换驱动器与电机绕组的连接方式,重构电机系统结构和参数,进而改变电机系统的输出性能,最终实现每个工况下均能达到航天任务所需性能最优的目的;在驱动器或者电机绕组发生故障时,亦可通过电机系统结构变换,将故障进行隔离并进行容错控制,让剩余的正常部分还能输出所需的扭矩,实现电机系统的带故障运行,保证系统具有故障-工作的高可靠性能力。     

近圆轨道航天器伴随飞行控制方法研究

对近圆轨道上航天器在轨长期伴随飞行的轨道控制方法进行了研究。比较了采用C\|W方 程（Clohess\|Wiltsire）解析解和轨道根数两种方法描述相对运动的相同点和差异。分析 影响航天器长期伴随飞行的各种因素。在总结相对运动规律的情况下设计轨道修正条件,提 出两种伴随飞行的轨道控制方法,并分别对两种方法的控制效果进行理论分析。数学仿真结 果表明两种控制方法都能实现航天器长期伴随飞行,且第二种方法能够较大程度上节省燃料 消耗。     

低温推进剂致密化技术的发展综述

采用深度过冷等方式对低温推进剂进行致密化,可显著改善其热力学性能,包括密度提升、气液饱和压力降低和显冷量增加等,对减小箭体尺寸和增强低温推进剂应用便利性具有重要促进作用。选取液态甲烷、液氧和液氢3种典型低温推进剂作为研究对象,首先对深度过冷前后的低温推进剂物性参数进行对比,深入了解致密化产生的有益效果;随后,广泛综述低温推进剂致密化的国内外发展和应用现状,对其技术特征进行归纳和总结;最后,提出适合我国国情的低温推进剂致密化发展建议,包括开展低温推进剂组合同步致密化、研发高性能真空压缩机以及设计新型加注流程等,以期为我国低温推进剂致密化技术未来发展提供理论参考。     

TRRE发动机关键技术分析及推进性能探索研究

对TRRE发动机关键技术难点及技术途径进行了初步分析,对北京动力机械研究所原理样机研制进展进行了简要介绍,并结合原理样机流道设计与数值仿真研究获得的性能数据,开展了TRRE发动机推进性能探索研究,初步验证了TRRE发动机在兼具加速、巡航、机动等方面的性能优势。研究结果表明,在适当兼顾低马赫数大推力需求和Ma=6纯冲压工况高比冲需求的情况下,发动机在宽马赫数工作范围具有较大范围、灵活便捷的推力调节能力,可满足高低速通道平稳接力需求,表现出极具优势的加速、机动飞行和高马赫数巡航的适应性。