弹性环式挤压油膜阻尼器动力设计方法

弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)与传统挤压油膜阻尼器(SFD)相比,在动力特性方面具有一定的特色.以燃气涡轮发动机用ERSFD为对象,基于有限元挤压油膜理论对ERSFD的弹性环支承刚度、油膜压力场分布和油膜阻尼等特性进行了研究.根据ERSFD的结构特点,利用有限元法分析其动力特性不仅具有模型简单、计算量小的优点,而且能考虑到各种复杂的边界条件及封严装置.研究结果表明,本计算方法和结果可以作为ERSFD结构优化的依据.与SFD(Squeeze Film Damper)相比,ERSFD具有分段式油膜间隙,可利用弹性环的弹性变形来调整油膜间隙,将油膜间隙控制在一个合适的范围内,从而有效地避免传统SFD在一定工作条件下的非线性振动现象的发生.      

星载SAR相控阵天线热变形误差分析

根据星载SAR相控阵天线结构特点,建立了天线热变形误差的数学模型,定义了阵面不平整度指标.基于成对回波畸变理论,推导了天线阵面存在热变形误差时的方向图函数表达式,导出了单频热变形误差分量与模糊度之间的统计关系,提出了定量分析星载SAR相控阵天线热变形误差对模糊性能影响的有效方法.基于L波段星载SAR天线进行了计算机仿真,验证了分析方法的正确性.      

飞行器动力学虚拟样机技术研究

动力学虚拟原型样机的开发有许多关键技术,如:高等级建模粒度、实时的运行框架、规范的数据结构和共享的仿真资源等等.通过对动力学虚拟样机进行初步研究,提出了一个支持复杂动力学虚拟样机系统的设计/开发/集成环境,并对基于运行时间框架RTI(Run Time Infrastructure)的协同仿真环境做了较深入探讨,提出利用数据网关技术解决实时性能高的仿真子网与协同仿真主干网的互联问题,并总结了动力学虚拟样机的特点和关键技术.      

某卫星真空热试验中一些新要求的解决措施

某卫星在进行真空热试验时,对热流提出了三个方面的新要求：(1)对某些热流要求较低的加热区的加热笼进行修改,提高其低热流实现能力;(2)减小支架漏热;(3)实时计算设计热流和实际热流的周期积分偏差。由于修改时的约束条件较多,新的要求的满足非常困难。经过努力,最终解决了这些问题,通过对某些加热笼采取加热带双面涂黑漆的方法,实现了低热流;经过计算和针对性的设计,支架漏热不超过0．1188W;同时实现了设计热流与实际热流周期积分偏差的实时计算。     

基于支持向量机的民航发动机故障检测研究

将支持向量机用于民航PW4056发动机故障检测研究。首先,对3个发动机巡航数据偏差进行研究,分析得到故障检测应采用短期偏差;其次,由于模型参数对检测准确率影响很大,文中采用验证法进行模型参数选择,并分析了模型参数对检测准确率的影响;最后,对检测模型的输出进行了分析,并定义了异常指数来衡量发动机故障严重程度,其中检测模型的训练和验证采用了发动机真实运行数据。研究表明,该发动机故障检测模型有效可行,准确率达到90%,但要获得更高的检测准确率,还需进一步提高数据质量。     

基于自适应判决反馈均衡器的盲图像复原算法

自适应判决反馈均衡器(ADFE,Adaptive Decision Feedback Equalizer)是横向均衡器的改进型式,它用判决输出信号组成一个延迟线,用一部分抽头系数加权求和后送回输出端求和,可有效地抵消码间干扰.由于退化图像可以看作是像素点之间的干扰,该方法被引入到二维退化图像盲复原中,算法中采用了Lee滤波器去除噪声,由于反馈滤波器的引入,允许前馈滤波器的系数选择上有更大的自由度,并不需要是退化模型的倒数,可以避免噪声的过分放大;另外在判决器的设计中采用了阈值分割方法确定图像的支撑域.实验证明,该算法具有很强的抗噪声干扰能力,是一种有效的盲图像复原方法.      

全光纤陀螺信号处理技术研究

采用数字、模拟混合信号处理方法，模拟信号处理主要针对光源驱动、相位调制器(PZT)的控制、相位跟踪、探测器信号的滤波和解调进行，数字信号处理器(DsP)根据模拟解调信号进行Sagnac相移计算、相敏参考信号自动选择，以及大小量程分档控制。此方法可有效发挥模拟、数字信号处理的优点，提高光纤陀螺的总体性能。     

斜喷管燃气射流气动干扰数值模拟

导弹飞行时，由发动机喷出的高温高速燃气射流对周围的空气流场产生强烈的扰动作用，从而影响导弹的空气动力特性，但由于燃气射流的存在，采用实验方法对燃气射流气动干扰进行估计有很大难度。本文采用三维流场数值模拟方法，模拟导弹弹体中部斜喷管燃气射流和空气耦合流场，对斜置喷管燃气射流空气动力干扰进行了研究。结果表明：斜置喷管燃气射流的存在，使导弹气动力的阻力增大，升力降低。     

对空中运动目标的时差定位精度影响因素分析

基于三站对辐射源联合时差定位的原理,分析了影响空中运动目标定位精度的因素,研究了相对位置关系、信号噪声及多普勒频移对定位误差的影响,解决了空中运动目标定位误差定量评估的部分理论问题,并利用计算机仿真验证了研究成果。     

航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真

深空高速再入返回是航天返回技术面临的新问题。研究采用跳跃式返回方式解决高速再入产生的高过载、高热流峰值问题。建立了完整的航天器再入大气层飞行动力学模型;依据航天器跳跃式返回飞行剖面和返回飞行的运动特性,将再入大气过程划分为初始再入段、初次再入下降段、初次再入上升段、大气层外飞行段和二次再入段,详细研究了各飞行段航天器的动力学特性,简要分析了各阶段的制导任务。通过分析仿真结果,初步摸清了航天器深空飞行跳跃式再入动力学特性。