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521.
民用航空发动机的性能参数状态呈现多阶段变化特性,目前性能参数状态的评估方法不能有效利用状态监控大数据准确识别其对民航发动机性能的影响,据此提出一种新的考虑民航发动机性能参数状态动态演变阶段相关性的可靠性评估模型。模型根据变点分阶段的特性利用动态Wiener过程对民航发动机性能参数状态进行表征,利用Copula函数建立阶段性动态Wiener过程的联合概率分布函数模型,同时结合民航发动机性能参数状态演变的首达阈值的数学性质,利用蒙特卡洛仿真抽样法进行可靠性评估。利用航空公司实际的状态监测数据验证所提模型的优越性,结果表明,相较于不考虑演变阶段间相关性的模型,所提模型对评估民航发动机性能参数的状态可靠性的平均误差降低了约12.9%。 相似文献
522.
523.
当前我国高精度惯性导航系统研制已取得长足进展,但惯性导航系统的精度、可靠性和寿命等应用性能距离世界先进水平仍有差距,主要问题在于全寿命周期内的海量测试数据没有被充分挖掘、分析和应用,严重制约了惯性导航系统精度的提升、可靠性分析和寿命预估的准确性。因此,系统、准确、高效、合理地处理设计、生产、测试和使用过程中的海量数据是分析解决高精度惯性导航系统存在问题、提高生产效率、提升产品质量的有效途径。首先,详细分析了惯性导航测试系统数据采集和数据管理中存在的问题,提出大数据管理分析系统的需求和目标;其次,结合数据管理和分析中的关键技术,构建了惯性导航测试系统以数据采集层、数据支撑层和数据应用层为3大模块的大数据分析平台基本框架。为高精度惯性导航系统优化设计、提升精度、保障产品可靠性、合理预估系统寿命及适应未来战争提供了发展思路。 相似文献
524.
正波兰在卫星领域的发展相比欧洲几个航天大国起步较晚,并且主要以科学载荷配套和卫星应用为主。2005年,由华沙理工大学抓总的"华沙理工大学卫星"(PW-Sat)正式立项,开启了波兰自主研制航天器的序幕。随着2012年波兰加入欧洲航天局(ESA),2014年成立波兰航天局,并在2012-2014年间完成了3颗自主研制微小卫星的交付发射,该国的航天工业进入高速发展阶段。近年来,除了科研院所,波兰的民营航天企业也崭露头角,并很快成为该国微小卫星行业的中流砥柱。 相似文献
525.
压力振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究供应系统振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响,采用水和空气作为模拟介质,开展了室压条件下冷态喷雾试验。通过试验分析了供应系统有/无振荡两种情况下离心式喷嘴的喷雾形态,以及供应系统有/无振荡两种情况下气液同轴离心式喷嘴自激振荡的喷雾形态。发现当离心式喷嘴供应系统振荡时,离心式喷嘴产生的锥形液膜也周期性地振荡,同时出现Klystron效应。液膜周期性振荡以及Klystron效应出现的频率与供应系统振荡频率一致。Klystron效应的出现使得喷雾锥角突然减小,锥形液膜发生折叠。供应系统振荡对自激振荡喷雾形态也有显著影响。供应系统振荡引起的Klystron效应使得液膜锥角减小,从而造成"圣诞树"型自激振荡喷雾上的"树枝"增多,同时自激振荡频率增加。这是因为当速度大的液膜追上速度小的液膜时,就会产生Klystron效应并使液膜速度增加。而液膜运动速度越大自激振荡频率也就越大。虽然在供应系统中施加激励没有发生"锁频"现象,但是自激振荡的强度在一定程度上减弱,并且伴随着自激振荡的"分频"现象,即自激振荡频率从一个主频向两侧分化为两个主频。 相似文献
526.
航空发动机、火箭涡轮泵等现代高端涡轮机械对性能有着极致的需求,其轻柔化的支承结构导致转子与柔性基础振动耦合特性明显,必须将其柔性支承结构纳入整体动力学分析之中。然而,柔性基础的高精度建模过程需要耗费大量时间,同时简化的基础模型也难以表达其真实的动力学特性。为此,提出了融合柔性基础传递函数的转子系统动力学建模仿真方法:将实测得到的柔性基础传递函数通过状态子空间法拟合获得低维时域和频域表征的数学模型,通过支承力模型将柔性基础模型耦合到转子有限元模型之中,最终形成基于实物传递函数的混合转子动力学模型。同时,提出了柔性基础从稳态到瞬态的模型转换策略,并采用线性-非线性节点(显-隐)分离的快速瞬态数值积分方法进行求解。基于所提模型和计算方法,开展了柔性基础-转子系统的稳态、瞬态动力学数值仿真,以及稳定转速扫频激励和降速不平衡激励的振动测试试验,结果表明:实测的柔性基础振动特性,能够有效地体现在整机动力学分析之中,且考虑柔性基础特性的转子动力学模型所预测的瞬态动力学响应与试验结果更为吻合。所提方法为含复杂柔性基础的转子系统提供了行之有效的整机建模及瞬态仿真方法。 相似文献
527.
为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。 相似文献
528.
针对垂直起降运载火箭一子级在返回着陆的过程中存在的参数不确定性,提出了一种基于非侵入式多项式混沌展开的序列优化和可靠度评估的返回轨迹不确定性优化方法。首先,建立了返回多飞行段轨迹在确定性条件下的优化模型。然后,为同时兼顾轨迹的鲁棒性和可靠性,建立了由鲁棒最优目标函数、基于可靠度的路径约束和鲁棒等式约束组成的不确定性返回轨迹优化模型。最后,基于非侵入式多项式混沌展开方法对鲁棒目标函数和等式约束进行量化处理,将原随机鲁棒优化问题转化为高维状态空间中的等价确定性优化问题;为提高路径约束的可靠度评估效率,基于非侵入式多项式混沌展开方法对最可能点法进行改进,进一步发展了序列优化和可靠度评估策略。数值仿真结果表明,所提出的不确定性优化方法具有较好的鲁棒性,可以满足工程可靠性指标要求,同时还具有较高的精度和计算效率。 相似文献
529.
530.