基于压缩感知的整体叶盘多模态振动叶尖定时信号重构方法

叶尖定时测量技术是近年来发展的一种非接触式旋转叶片振动监测方法,具有非入侵性的优点,但是该系统测得的振动信号通常是欠采样的。为了能够重构叶尖定时欠采样信号,本文根据压缩感知理论以及叶尖定时采样原理引入了叶尖同步振动信号稀疏模型以及叶尖振动信号重构方法。对整体叶盘有限元模型进行瞬态分析得到叶尖振动信号,使用优化的正交匹配追踪算法以及基追踪对欠采样信号进行重构并和传统方法进行对比。计算结果表明：在信噪比为30dB的噪声环境下,限制频域的正交匹配追踪算法(OMP-RFD)可以准确地识别出叶尖振动信号的主要频率成分。最后使用试验所获得的叶尖振动信号进行重构,验证了OMP-RFD算法有效性。综上可知：压缩感知方法可以很好地应用于叶尖定时测量装置中,能够使用较少传感器识别叶尖同步振动欠采样信号参数,有效提高噪声环境下识别高阶频率的成功率以及准确度。     

钛合金加工表面完整性的研究现状与展望

钛合金作为航空发动机等高端装备零部件的关键材料,具有良好的高比强度、优异的抗腐蚀性与超强的断裂韧性与疲劳性能.作为典型的航空难加工材料,钛合金在制造过程中引起的表面完整性对其服役性能与可靠性有着至关重要的影响.为此,从切削加工、磨削加工、复合加工与特种加工4个工艺角度对钛合金制造过程中表面完整性的研究现状进行详细阐述....     

分流叶片前缘掠对微小型离心压气机气动性能影响

为了研究分流叶片前缘掠角对微小型离心叶轮流场及气动性能的影响,应用数值模拟及理论分析,对一带有分流叶片的离心叶轮进行了研究。结果表明：分流叶片前缘后掠增强离心叶轮气动性能的机制,一方面为分流叶片对主叶片泄漏涡的分流效应,以及分流叶片攻角增大致使其吸力面高速低压气流对主叶片泄漏涡的引射效应;另一方面,随分流叶片前掠角度增大,其肩部的膨胀及压缩效应增强,对主叶片压力面气动干扰增强,使主叶片压力面负荷降低,当分流叶片后掠角度增大时,气流相对分流叶片前缘攻角变大使分流叶片气动负荷变大,另外,攻角变大导致分流叶片吸力面气流加速、流线弯曲变大,气动负荷增大。在进行分流叶片设计时,权衡结构重量、气动性能等因素,建议分流叶片前缘后掠角取值在8°~16°。     

时钟偏差辅助的GPS完整性监测算法

对伪距残差最小二乘的接收机自主完整性监测(RAIM)算法进行了分析.在此基础上,通过对接收机时钟偏差的建模,将模型预测的时钟偏差引入伪距残差最小二乘的RAIM算法中,保证了在可见星仅为4颗的情况下,仍能利用χ2检验法对全球定位系统(GPS)进行完整性监测,从而达到提高完整性监测算法有效性的目的.计算机仿真的结果显示,这种辅助方式不仅计算简单,而且有效可行.      

发动机绝热层粘接质量超声自动检测系统设计

针对壳体椭圆度较大且内壁采用喷砂处理的某型大口径固体火箭发动机壳体／绝热层界面粘接质量检测问题,采用水浸式脉冲回波超声检测方法作为检测手段,设计了具有两自由度支撑结构的粘接质量自动检测系统。通过对试件进行螺旋C扫描,获得了发动机粘接质量图像。基于对检测图像噪声的分析,采用中值滤波法提高了扫描图的信噪比。对有制作人工缺陷的发动机自动检测的结果表明,系统较为准确地计算出人工缺陷的位置及面积,其检测分辨率达到了Ф3 mm。     

基于碳纤维复合材料的电容式燃油油位测量传感器

利用解析法和Ansys软件对基于碳纤维复合管材的电容式燃油油位测量传感器设计进行了计算和分析,给出了传感器的结构设计和中和电流法测量电路,实现了碳纤维复合材料在电容式油位测量中的应用。对传感器和测量系统的标定和稳定性、可靠性、高低温等试验,结果表明碳纤维复合管材电容式油位测量传感器在飞机燃油测量中的应用是可行的。     

采用 DGCMG 的空间站扰动辨识动量管理

研究长期在轨空间站的动量管理问题。针对动量管理过程中力矩平衡姿态的求解与稳定性进行分析,应用李亚普诺夫方法,给出一种考虑常值姿态干扰的动量管理控制方法,使用双框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构,进行动量管理控制仿真。仿真结果表明该方法控制准确、收敛快速,可以作为空间站姿态控制的工程参考。     

“两化”融合与飞机数字化性能样机

结合以信息化、智能化、网络化为代表的新一轮工业革命发展趋势,阐述了国内"两化"战略的内涵,给出了飞机性能样机技术的基本概念和技术框架。在对航空产业"两化"融合战略实施过程分析的基础上,系统阐述了飞机数字化性能样机技术对于深入推进"两化"融合的重要意义。     

Design and analysis of a hypersonic inlet with an integrated bump/forebody

Numerical simulations and experiments showed that bump inlet had a remarkable effect on boundary layer diversion of supersonic flow.However, the design and analysis of bump in hypersonic flow was still few.In this paper, the mechanism of a supersonic bump inlet is introduced to the design of hypersonic forebody.A hypersonic inlet with an integrated bump/forebody is obtained by the Method Of Characteristics(MOC) based on a chin inlet.Numerical simulations show that the modified inlet achieves diversion of low-speed flow.Besides, the integrated bump/-forebody is also beneficial to inlet start.During the starting process, the shape of the separation zone is rebuilt by the modified forebody surface which makes spillage much easier.This new design leads to a reduction of the self-start Mach number by 0.95.     

燃油初温对两相爆震性能影响的实验研究

为研究燃油初温对两相爆震性能的影响,在24mm内径爆震管中,以30~200℃的不同初温煤油为燃料,氧气为氧化剂,成功进行了10Hz的两相爆震实验。实验发现,随着燃油初温的升高,火焰锋面的稳态传播速度逐渐增大,爆震燃烧的稳定性逐渐提升,两相爆震峰值压力增大,起爆距离缩短。此外对不同燃油初温下的爆震燃烧尾焰观测表明,油温升高后,非稳态排气总压增大,发动机可获取的推力增大。