基于DDS和DFT的水声换能器小信号阻抗测量

针对水声测量中换能器阻抗和功率放大器的匹配问题,以及换能器老化状况诊断的实际问题,利用DDS(直接数字合成)和DFT(离散傅里叶变换)技术,研究了使用小信号下换能器在不同频率点上的频率响应情况,通过执行多次测量,确定换能器的幅频响应特性曲线,以此分析换能器的老化情况,同时可以对功率放大器输出匹配电路设计提供参考.通过相...     

螺栓联接结构振动特性有限元分析方法的研究

复杂的联接结构是由多个子结构组合而成,从而形成接触面。研究表明,其接触刚度显著影响系统的动力学特性。以螺栓联接结构的“L”形实验件为例,利用有限元软件建立了系统的粘结结合面模型和罚函数法接触模型,获得了系统固有频率以及振型,对比实验结果,分析了不同建模方式对系统振动特性的影响。     

撞击流混合器速度信号的Hilbert-Huang变换分析

应用激光多普勒测速系统,对撞击流混合器的流场瞬时速度进行了测量.将Hilbert-Huang变换(HHT)应用于瞬时速度信号的分析,提取出各阶内禀模态函数(IMF)并通过经验模态分解(EMD)对速度信号进行滤波降噪.通过希尔伯特谱分析(HSA)确定了撞击流混合器速度信号的能量分布状况,信号能量集中于低频区,即存在于尺度较大的流体涡旋中.分析速度信号各阶内禀模态函数在不同频段的能量分布与转换,发现不同频段IMF的能量分布与流型转变之间的对应关系.通过能量特征值的提取表明,提高螺旋桨转速有助于强化系统的混合效果.最后将撞击流混合器的流场由内而外划分为中心区、涡旋区和回流区3个部分.     

噪声整形高压大功率空间EPS研究

高压大功率及模块化安装的卫星功率平台,采用S4R(Sequential Series Shunt Switch Regulator)功率调节技术。针对提高高压大功率空间EPS的效率及动态响应,采用非线性重叠调用和2阶噪声整形调制技术,解决了基于S4R型功率EPS单纯增加输出滤波电容来提高平台动态性能及效率问题。仿真及实验结果表明了该方法的有效性。     

基于隐马尔科夫模型的故障诊断系统研究

在制造行业中,机械设备的状态检测技术能提供关于设备运行状态的实时信息,为避免生产损失和减少设备的致命故障提供保障。提出了一套基于小波变换和隐马尔科夫模型(Hidden Markov Models,HMMs)的故障检测系统。提出了小波模极大值分布(Wavelet Modulus Maxima Distribution),并将之定义为诊断系统的观察量加以验证。同时该系统采用在线模型参数估计和培训算法,通过选取能最大化对数似然度的HMM模型,确定设备所处状态。     

航空发动机主轴承使用状态寿命预测模型

在滚动轴承寿命预测模型分析的基础上,提出了航空发动机主轴承状态寿命的概念,即把主轴承的使用寿命周期划分为状态良好、初步损伤、故障发展和即将失效4个寿命阶段;建立了1种利用机载传感器信息(转速、振动和飞行器机动),来确定航空发动机主轴承使用状态寿命的模型,该模型把状态监控数据和基于理论模型分析计算的方法相结合,为评估主轴承的寿命状态提供了1种新的方法.     

航空发动机高压转子试验模型的动力学相似设计

为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型，提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法。采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则，继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系。通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正，目标函数由固有频率、临界转速和振型组成。以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例，通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证。结果表明，在设计转速范围内，动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92%和0.86%，对应振型的相关性均大于0.98，且模型与原型的模态应变能分布基本一致。通过该方法获得的动力学相似模型能够较好地预测原型的动力学特性，并有效降低模型试验的成本和难度。     

一种航天器星光折射连续导航方法

针对星光折射航天器自主导航应用中观测缺失导航折射星造成误差上升甚至导航发散的情况，提出一种适用于航天器星光折射导航空白段的新方法。阐述了星光折射导航机理，给出了导航星观测窗口，进而设计基于神经网络的导航算法，该方法充分利用已有信息，有效预测并修正航天器状态信息，使星光空白段前后导航误差变化平稳，发挥星光折射间接敏感地平精度高的特点，保证了航天器高精度定位，且不需要添加硬件设备，算法简洁、实用。最后，通过计算机仿真校验了该导航方法的有效性。     

化学非平衡效应对返回舱再入气动力特性的影响

高空高马赫数条件下,化学非平衡效应将对飞行器气动特性产生影响,影响飞行器气动布局优化和飞行弹道设计。文章通过三维化学非平衡流动求解程序,针对再入返回器开展数值研究与机理分析,通过对比完全气体模型和化学非平衡气体模型获得的气动力参数,揭示化学非平衡效应对流场结构和气动力特性的影响和规律。结果表明,对Apollo的气动力计算结果验证了模型和计算方法;化学非平衡效应影响下,激波层内化学反应消耗大量能量,致使激波脱体距离减小,气体压缩性增强;典型状态高度为70 km,Ma=30条件下,化学非平衡效应导致返回器升力系数增大约6%、阻力系数增大约1.3%～3.3%、升阻比增大3%左右、俯仰力矩系数增大,从而使配平攻角减小约2.5＆#176;;通过机理分析,发现化学非平衡效应影响下表面压力系数发生变化的原因是飞行器周围激波形状及驻点压力改变,表现为气体沿流线经激波层、压缩区和膨胀区的历程变化;对于钝体形状的返回器,迎风面前体压力系数增加和后体压力系数降低,造成轴向力和法向力系数增大。     

固体微推力器阵列的推力估计与分配补偿方法

针对固体微推力器阵列(SPMA)中微推力器一次性点火,推力测试中难以获得精确推力的特点,为实现推力在线估计和实时补偿,提出一种利用二次规划对微推力器阵列推力进行估计,同时结合混合整数规划算法进行推力分配的方法,对估计算法收敛性以及控制系统稳定性进行了分析。该方法在不修改控制律的前提下,对推力器推力进行在线估计,并采用推力分配的方法实时补偿推力器出现的推力偏差,对系统稳定性的分析证明该方法可以保证系统的有界稳定。将其应用到微纳卫星编队保持中,仿真结果表明,在微推力器阵列出现推力偏差的情况下,该方法能很好地补偿推力偏差对控制系统造成的影响。