差动活塞式热气自增压系统优化设计

为了进行应用于液体姿轨控动力系统的差动活塞式热气自增压系统优化设计,研究了一种基于遗传算法的优化设计方法。该系统由起动药盒、压力放大贮箱、流量调节器、燃气发生器和管道等组成。文中提出了在给定要求、约束和假设条件下进行系统总质量和起动时间的有约束多目标优化任务;建立了系统总质量、轴向尺寸、径向尺寸和系统性能参数的计算模型;采用归一加权法、惩罚函数法以及遗传算法求解了有约束多目标优化问题。根据帕累托前沿解,系统总质量的加权因子在[0.4,1.0]内变化时,可以得到优化结果。为了得到系统参数作为单目标的优化结果,本文进行了系统单目标优化,系统总质量、起动时间、质心漂移、轴向尺寸和径向尺寸各自作为优化目标可分别降低23.17%,34.40%,84.10%,62.28%和4.14%,增压效率可提高0.42%。分析了设计变量对系统参数的影响,结果表明压力放大贮箱气体腔初始体积、液体腔直径和起动药盒固体推进剂质量是影响系统参数的主要设计变量。     

镍基耐高温自润滑刷式封严涂层研究

为满足先进航空发动机刷式封严对涂层材料自润滑耐磨性能的要求,采用等离子喷涂技术制备了NiCoCrAlY-Cr_2O_3和NiCoCrAlY-Cr_2O_3-AgMo两种复合涂层;采用扫描电子显微镜、X射线衍射、拉曼光谱和高温摩擦磨损试验等分析测试手段研究了涂层的物相组成、微观结构、力学性能以及摩擦磨损性能。结果表明:研制的两种新型涂层具有较低的孔隙率、较高的显微硬度和结合强度,从20℃到800℃的磨损量都在10~(-5)mm~3·N~(-1)·m~(-1)数量级,显示出优异的耐磨性能;NiCoCrAlY-Cr_2O_3涂层在摩擦系数随着温度的升高而降低,在800℃达到最低值0.3;NiCoCrAlY-Cr_2O_3-AgMo涂层从400~800℃的摩擦系数一直保持在0.23左右。对其摩擦机理的研究表明:400℃时涂层与高温合金GH4145对磨件之间形成连续的含Ag润滑膜,600℃以上时摩擦表面生成的Ag_2MoO_4自润滑相显著降低了涂层的摩擦和磨损。     

基于ELM的航空制孔机器人定位精度补偿方法

针对航空制孔机器人绝对定位精度补偿中存在的建模复杂及运算量大的问题,提出了一种基于极限学习机的绝对定位精度补偿方法。该方法通过将机器人视为一个黑箱系统,忽略机器人的几何因素和非几何因素的影响,通过高精度的激光跟踪仪测量获得机器人的末端运动误差,采用极限学习机建立机器人误差预测模型。由机器人误差预测模型获得机器人在期望位置的位置偏差,通过修正机器人位置坐标来实现机器人的绝对定位精度补偿。最后该方法在航空制孔机器人上进行了试验,试验结果显示机器人的绝对位置误差的平均值和最大值分别降低了75.69%和78.16%。     

改进型一体化加力燃烧室方案的数值模拟

针对传统加力燃烧室质量过大与非加力状态下流动损失巨大的问题展开了设计研究,提出了一种改进型一体化加力燃烧室方案,取消了常规的钝体稳定器,采用了内突扩中心锥的火焰稳定结构.采用了数值模拟的方法研究方案的性能.结果表明:该方案对入口参数不敏感;在所有研究的工况条件下,3种方案总压恢复系数均高于0.96,加力燃烧室的效率接近0.90;采用波瓣混合器的方案具有最佳的总体性能.      

前置扩压器几何参数对突扩扩压器性能的影响

研究了突扩扩压器中前置扩压器各参数与总压损失和静压恢复间的关系。采用实验与FLUENT计算结合的方法,通过水槽PIV实验得出扩压器内的流场信息,对照不同的湍流模型,得出最佳的计算方案。根据此计算方案计算不同的扩张角下前置扩压器性能的变化,得出各参数之间的规律。结果表明雷诺应力模型能够较好地预测扩压器内部流场;前置扩压器扩张角存在一个最佳值,大于最佳值前置扩压器会出现流动分离;结合理论分析和计算数据总结出计算前置扩压器总压损失系数和静压恢复系数的公式,利用此公式还可求出最佳的前置扩张角和前置扩压器长度,计算误差在5%左右。     

四旋翼无人飞行器的室内定位、导航与建图

根据室内环境半结构化的特点,通过激光扫捕仪采集的数据得到特征点与特征线段,从而建立出室内环境的特征地图。利用特征点实现四旋翼无人飞行器在室内对自身的定位,同时根据现阶段特征点的个数制定导航算法,当四旋翼无人飞行器飞到下一位置时,再次建立局部地图,与此前建立的全局地图进行融合,实现全局地图的更新。     

超机动飞机的非线性飞行控制研究

介绍了应用非线性动态逆理论进行战斗机过失速机动条件下飞行控制律设计的具体过程,首先根据奇异摄动理论将受控状态变量分为快变量和慢变量两个层次,快变量为三个角速率,慢变量为迎角、侧滑角和速度滚转角,然后根据非线性动态逆理论分别对内环和外环进行设计,其中外环控制器的输出作为内环控制器的输入指令.最后对所设计的飞行控制律利用过失速机动仿真来加以验证,结果表明本文设计的飞行控制律完全能够在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行.     

燃气轮机无冷却高温受感部设计及应用

针对某型燃气轮机低排放燃烧室出口温度场测量无法采用常规气冷受感部的实际问题,基于高温陶瓷复合材料设计并 应用了一种无冷却高温受感部。通过对高温陶瓷复合材料进行力学性能试验、氧化规律试验,首次将该材料应用于受感部主要承 力部件,降低了设计及装配复杂度,避免了在试验过程中引入冷却介质、过多占用台架资源的问题,同时通过“内埋”式屏蔽罩设计 提高了受感部的测试精度,计算结果表明：受感部的综合误差满足±1%的测试精度要求。燃烧室温度场测量试验结果表明：高温 陶瓷复合材料能够在1200 ℃以上的高温环境下作为受感部主要承力部件使用,且温度数据变化情况与试验状态变化情况一致, 能够反映燃烧室出口温度分布规律。     

复杂城市环境下GNSS/INS轻轨轨道中线精密测量方法CSCD

在城市轻轨线路的中线精密测量中,传统的基于GNSS的测量方式往往受高楼、站台、上跨桥及声屏障等复杂环境信号遮挡影响,甚至无法接收到GNSS信号,难以得到满足精度要求的轨道中线坐标;而基于全站仪的测量方式需建立轨道控制网,作业效率低下。为了满足城市轻轨中线精密测量高精度和高效率的需求,采用GNSS/INS轨道中线精密测量方法,基于Kalman滤波将惯导、GNSS数据进行融合,并根据轨道检测仪在轨道上不发生垂向和侧向运动的特点,采用运动约束算法,以提升组合导航系统测量精度。同时设计了基于新息滤波的抗差检测,以剔除定位质量差的GNSS数据。通过将里程计比例因子误差增广到状态向量的方式进行参数估计,以减小里程计测量误差。通过集成惯导、GNSS、里程计等传感器的轨检小车,采集城市轻轨轨道测量数据。经数据处理和对比分析,在GNSS信号较差的复杂场景下能够得到厘米级的轻轨轨道中线坐标,且测量效率大大提升。     

空间粒子探测器中一种微电流测量电路设计

为了实现对空间粒子探测器中弱电流的测量,设计了以I-V变换、电压线性放大、二阶低通滤波和带阻滤波为主要结构的弱电流测量电路。通过I-V变换原理分析,为使电流信号尽量无失真地转变为电压信号,提出了选用高输入阻抗、高准确度的运放来构成I-V变换电路。根据弱电流的特性,从电路结构、参数设计方面,讨论了电路中噪声抑制和隔离的措施,来提高测量电路的性能。以高准确度运算放大器为核心部件,完成整个实际电路。该电路测量范围为10-7A^10-12A,最小可分辨电流为10-13A,响应时间不超过5ms,还具有漂移低、稳定性好以及价格低廉的优点。