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921.
在飞行器结构强度试验中,电液协调加载系统能否准确模拟实际结构上的载荷历程对于试验数据的可靠性及飞行器结构的安全设计有着重要的意义。本文针对电液协调加载系统各通道间具有强耦合、非线性、时变等特点,应用神经网络解耦控制技术实现载荷解耦,并进行了两通道的协调加载试验。系统运行结果表明,该方法动态控制效果良好,能够准确地实现各通道间的协调加载控制。 相似文献
922.
923.
924.
涡轮叶片高温多轴低周疲劳/蠕变寿命研究 总被引:3,自引:1,他引:3
针对航空发动机涡轮转子叶片工作环境,对Manson-Coffin多轴疲劳预测方程和SWT(Smith-Waston-Topper)公式进行修正,同时采用尚德广多轴疲劳损伤参量,给出涡轮叶片新的疲劳寿命预测方法,以适应涡轮叶片高温变幅非比例加载下疲劳损伤情况.通过算例计算了某涡轮叶片疲劳寿命及1000 h的总损伤,与叶片实际疲劳破坏相吻合,验证该高温多轴疲劳损伤计算模型的合理性和可行性. 相似文献
925.
926.
927.
针对VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)系统直接相位差分法的群时延测量精度与分辨率存在矛盾,以及线性最小二乘拟合法不适用于群时延失真链路的问题,采用一种基于非线性拟合的宽带信道群时延测量方法,对出现的问题进行分析与仿真,同时进行了实验验证并获取到实测数据。仿真表明,基于非线性拟合的宽带信道群时延测量方法适用于非线性相位系统,而且群时延的测量精度优于直接相位差分法2个量级。实测数据表明,在270~370 MHz频段内,传统的直接相位差分法和线性拟合测量法已失效,而该方法群时延的测量精度优于0.1ns,由此验证非线性拟合法能够以较高精度进行附加相位和群时延特性测量。 相似文献
928.
在分析现有飞机泄漏探测系统性能的基础上,提出了一种基于多层绝热的飞机空气导管泄漏探测结构.推导了该种多层绝热的工程计算方法,并对不同管径的导管进行了绝热层设计计算.其次,为了验证该计算方法的准确性,搭建了高温压力管道空气绝热试验平台,获得了不同温度下空气绝热层的外表面温度.同时,采用数值分析方法进一步考察了导流洞数量及导流洞直径对绝热设计计算的影响.最后,根据导流洞对绝热设计的影响进行了结构优化.研究结果表明:该结构与传统的泄漏探测系统相比具有对泄漏的高温气流具有快速导流作用,保证泄漏探测系统能及时探测到泄漏信号并作出报警响应;绝热层外表面温度的计算值比试验值偏大,最大误差为23.08%.随着导流洞孔径和个数的增加,绝热层外表面的平均温度减少,并且导流洞个数的增加对绝热层外表面温度的影响较大.该研究结果为飞机空气导管的国产化提供参考依据. 相似文献
929.
为提高航空发动机非线性不确定分布式控制系统的鲁棒性,考虑参数摄动,外部干扰,随机时延的影响,采用一种基于飞行包线划分的航空发动机T-S模糊模型,进行了鲁棒自适应滑模控制方法的研究。基于鲁棒H∞理论,针对模糊规则的状态空间模型,推导了滑模运动渐进稳定的充分条件,设计具有扰动抑制性能的鲁棒滑模面;基于并行分布补偿技术,采用与T-S模型相同的模糊规则,确定全局模糊滑模控制器设计策略,在此基础上,采用自适应技术估计未知干扰上界,设计了自适应滑模控制器,并证明了系统在控制器作用下的到达性。仿真结果表明该方法能够保证系统渐进稳定,对所考虑的不确定性因素鲁棒性较好,有效削弱了抖振,对不同工作点和干扰条件具有良好的适应性。 相似文献
930.