具有Lipschitz非线性系统的航天器故障检测

对存在未知干扰的Lipschitz非线性系统,探讨了基于滑模观测器的执行器故障检测的方法。通过等价状态变换,可以得到2个子系统,其中一个子系统与执行器故障和未知干扰耦合,而另一个子系统则只与执行器故障耦合。在此基础上,提出了一种免受未知干扰影响,可对执行器故障敏感的滑模观测器设计方法。这种滑模观测器可以作为故障检测工具,而将其输出估计误差作为残差发生器,用于执行器故障检测。相比滑模观测器的故障重构方法,该方法大大放宽了对数学假设条件的要求。最后,对一个大攻角状态下的航天器的简化模型进行了数字仿真,仿真结果表明了所提方法的有效性。     

高负荷离心压气机扩压器叶片前缘开槽流动机理研究

扩压器前缘几何结构直接决定着扩压器的性能和内部流场特性,为进一步拓宽离心压气机的稳定工作范围,以高负荷离心压气机为研究对象,利用经过校核的数值模拟方法开展扩压器叶片前缘开槽流动机理研究,详细讨论了扩压器开槽对压气机性能及内部流动影响的机理。研究结果表明,扩压器叶片前缘开槽能够在保证离心压气机性能基本不变的前提下,使其失速裕度提高13.5%,与原型扩压器相比,扩压器叶片前缘开槽所诱导的间隙泄漏流能有效抑制扩压器通道内的流动分离,从而提高了离心压气机的稳定裕度。     

弹性支承黏弹性阻尼-航空发动机薄壁机匣动力学特性分析

面向航空发动机薄壁机匣部件黏弹性约束层阻尼减振分析的工程需求,开展黏弹性阻尼-机匣弹性支承边界模拟和结构动力学分析研究。将机匣进行力学简化为圆柱壳体模型,通过引入一系列人工弹簧,将圆柱壳边界载荷的转化为弹簧的弹性势能,实现了机匣任意边界支撑刚度的有效模拟。结果表明：增大边界刚度可以提高机匣的固有频率,机匣的阻尼特性对支承刚度的敏感性与固有频率相反。此外,在机匣工程设计过程中,可以通过加强支撑结构的环向和法向刚度,获得满意的结构动力学特性。     

突加高能载荷作用下航空发动机结构动态响应及安全性综述

航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用,造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤,危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作,并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨,最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势,为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。     

航空发动机球轴承外圈剥落机理分析

针对航空发动机球轴承外圈滚道发生的剥落故障,利用视频显微镜、扫描电镜等设备对剥落外圈滚道表面进行宏、微观 观察和分析,明确故障外圈的剥落性质为滚动接触疲劳。在滚道剥落起始位置存在严重的碳化物偏聚现象,在未剥落区存在大量由 于基体碳化物脱落所致的麻坑,在滚道表面局部可见机加过程中混入的氧化铝颗粒,导致表面划伤和剥落。经分析表明：碳化物偏 聚及残留的氧化铝颗粒是引起轴承外圈剥落的主要原因。建议在原材料生产过程中严格控制碳化物的形状、尺寸及分布状态,避免 碳化物偏聚,同时在机加过程中优化磨削加工、表面清洗等工艺,消除滚道表面残留的氧化铝颗粒。     

测温方法对高温升燃烧室温度场试验结果影响分析

为了给高温升燃烧室出口温度场测量提供技术支持,以某高温升5 头部扇形燃烧室试验件为试验平台,分析双铂铑热 电偶、铱铑热电偶和燃气分析3 种测温方法对高温升燃烧室温度场试验结果的影响。在油气比为0.027、0.030、0.033 和0.037 下,利 用3 种测温方法获得燃烧室出口的平均温度、热点温度、出口温度分布系数和径向出口温度分布系数,并与理论温度进行对比。结 果表明：燃气分析、双铂铑热电偶和铱铑热电偶测量的温度分别比理论值高0～1.1%、低3.0%～3.5%和低5.0%～6.5%,3 种测温方法 所获出口温度场品质差别不大。     

地面无人作战平台导航技术发展现状与趋势

当前,国内外地面无人作战平台处于快速发展阶段,其自主性、智能性的特点使得其相较于传统地面武器平台对导航系统提出了更高的要求,除了具备常规意义上的测姿、定位、定向等功能之外,还需要具备环境相对位姿感知与导航能力。目前,典型的地面无人平台均采用惯性基组合导航方案,以惯性传感器为主,配备卫星、视觉、雷达等多类辅助传感器,通过组合导航算法实现传感器间的有机融合。针对地面无人作战平台的导航需求,对当前主流惯性基组合导航技术进行梳理,分别介绍了惯性/里程计、惯性/卫星、惯性/视觉、惯性/激光雷达组合导航技术的发展现状,并对适用于地面无人作战平台的导航技术进行了展望。     

重型燃气轮机氮氧化物排放研究

针对燃气轮机氮氧化物的排放问题,通过对4种氮氧化物生成原理进行深入分析,给出了基于摩尔分数、燃气温度和压 力的氮氧化物生成速率的计算公式。表明氮氧化物生成速率与压力成幂函数关系,幂次分别为0.5、1.0和1.5,是温度的指数和幂 函数组成的复杂函数关系。通过冷态掺混试验获得了燃气轮机燃烧室中心预混区的不均匀度。在预混燃烧的燃气温度表征为以 平均燃烧温度为中心的高斯分布、扩散燃烧为火焰锋面、当量比为1的假设前提下,分别建立了燃烧室环形预混区、中心预混区和 中心扩散区的氮氧化物生成模型。结果表明：氮氧化物生成模型的计算结果与测量值的最大绝对误差为3.2×10-6。利用模型控制 环形预混区平均温度在1853 K以下、扩散区平均温度在1923 K以下,可使燃烧室总排放量小于国标要求25×10-6的限定值。     

考虑围压效应的N15固体推进剂本构模型

利用自制围压试验系统,完成了不同围压下N15固体推进剂的力学性能测试,结果显示:围压对推进剂初始模量影响不大,但最大抗拉强度、断裂强度、最大伸长率和断裂伸长率均随着围压的增大而增大;结合推进剂细观结构及断面分析,初步揭示了围压对推进剂力学性能的影响机理,由于围压的存在,推进剂内部颗粒脱湿度降低,孔洞由于受到压迫,其形成扩展过程延缓,裂纹萌发扩展被抑制,从细观结构上证明了围压对推进剂具有强化效果;根据弹性-黏弹性对应原理建立了考虑围压效应的N15推进剂本构模型,结果表明所建立的本构模型准确度较好,能够准确描述围压对N15推进剂力学性能的影响。      

基于GWO-TVF-EMD方法的行星齿轮箱齿面剥落故障诊断

针对时变滤波经验模态分解（TVF-EMD）方法的不足之处,将样本熵作为适应度函数,采用灰狼优化（GWO）算法对带宽阈值和B样条阶数核心参数进行寻优,得到最优组合解,对不同的故障冲击试验振动信号进行分解。对本征模态函数（IMF）分量选取过程进行优化,采用多个加权指标对所有IMF分量进行计算,最终选取最优IMF分量,再通过包络谱分析提取出行星轮齿面剥落故障特征。在行星齿轮箱故障试验中,利用方均根法对剥落故障进行初步识别,根据GWO-TVF-EMD法分解得到各剥落故障信号最优IMF分量,使用包络谱分析明显判断出行星齿轮的故障频率。该方法能够提取3种不同程度齿面剥落故障的细节特征,理论值与实际值的相对误差为1.68%。