基于UKF的共轴式无人直升机模型辨识

建立了共轴式无人直升机系统非线性模型,并针对其非线性强,不同飞行模态下气动参数差异等问题,将无迹卡尔曼滤波(UKF)引入共轴式直升机系统非线性模型辨识,不但避免了直升机线性模型仅仅适用于悬停模态的局限性,同时为直升机系统在线自适应控制提供了基础条件,使得共轴式无人直升机自主全包线飞行成为可能.以北京航空航天大学FH-1共轴式无人直升机为例进行了仿真辨识实验.实验结果表明基于该方法的共轴式直升机在线非线性模型辨识不依赖于参数初值的选取,模型参数能在10s内收敛,各状态量辨识精度达到80%以上,明显高于传统的预报误差法(PEM),具有一定的实用性.      

煤油及其替代燃料点火延迟特性实验研究

为研究煤油的点火特性,在反射型激波管中测量了煤油及替代燃料的点火延迟时间。通过测量激波压力信号和OH自由基光强信号,分析了点火温度、当量比对煤油点火延迟时间的影响。实验温度范围为1100~1800K,压力为0.1MPa,反应当量比为0.5,1.0,1.5。选用正癸烷(80%)和三甲基苯(20%)组成的替代燃料,在相同实验条件下比较了替代燃料对煤油点火模拟的准确性。结果表明随着点火温度升高和当量比的降低,煤油及其替代燃料的点火延迟时间缩短,点火延迟时间的对数与温度倒数成正比。选定的替代燃料可以较好地模拟实际煤油的点火延迟过程。     

基于等效理论的蜂窝夹层板强度等效分析

通过采用三明治夹芯板等效方法计算,得到了等效物理参数,建立了三明治夹芯蜂窝板的有限元模型,完成了蜂窝夹层板模型的静力分析和随机振动分析,并对试验样机进行了静力与随机振动分析和试验验证。结果表明:基于三明治夹芯板等效理论建立的有限元模型能够准确反映蜂窝夹层板的静强度特性和结构动特性,静力应变值结果误差小于4%,振动固有频率结果误差小于5%,偏差较小,表明所建模型合理、准确。     

基于统计方法的高压涡轮转子叶片寿命分析

针对航空公司已有高压涡轮(HPT)转子叶片寿命统计分析方法的不足,结合其他领域疲劳寿命统计分析方法,包括最小二乘估计结合极大似然估计、概率图、K-S检验、AIC,以及参数回归模型,建立了一套更加完备的HPT转子叶片寿命统计分析流程。在流程中加入了对影响寿命的因素的统计分析。通过对一组寿命数据的拟合,得出了寿命的基本分布为对数正态分布这一结果,然后,对寿命和相应的推理等级联合建模,得出了不同推力等级下的寿命分布。该流程可以推广到其他具有疲劳失效机制部件寿命分析。     

优化抗差自适应滤波器在深组合导航中的应用

为了提高惯性/卫星深组合导航系统的滤波性能,在抗差自适应滤波算法的 基础上,研究了一种优化抗差自适应滤波算法。该算法通过比较实际预测残差协方差矩 阵和理论协方差阵的差值来生成自适应因子,从而优化抗差自适应滤波。将所研究的算 法应用于惯性/卫星深组合导航系统, 在高动态环境下进行仿真验证, 并与常规卡尔曼 滤波、抗差自适应滤波进行比较。结果表明,优化算法能有效地控制观测异常和动态模 型异常对状态参数估值的影响,所得组合导航位置误差和速度误差明显减小,提高了组 合导航系统的滤波精度。     

导引头火箭橇试验振动力学环境控制技术研究

针对导引头系统的特点, 从火箭橇试验系统的振动源分析, 开展导引头系 统火箭橇试验的振动力学环境控制技术分析,通过对火箭橇体结构的气动优化设计及聚 氨酯泡沫填充剂的吸振作用和硅橡胶的减振作用的组合方式相结合降低导引头系统振动 环境,并利用仿真分析和火箭橇试验验证力学环境控制系统设计的合理性。     

齿位置对压气机级间封严影响的数值研究

通过对压气机级间封严不同齿位置时的流场和温度场进行数值模拟,获得其泄漏特性、旋流特性和风阻温升特性.研究单齿、双齿和三齿的相对位置对级间篦齿封严的流量系数、出口旋转比和风阻温升的影响.结果表明:单齿情况下,单齿在下游时的流量系数最小,出口旋转比和风阻温升最大.双齿情况下,上游和下游各一齿时的流量系数最小.三齿情况下,上、下游和中间各一齿时流量系数最小.出口旋转比和风阻温升都随流量系数的减小而增大.      

复合材料层压板开孔拉伸力学性能探究

针对碳纤维复合材料层压板力学性能进行理论计算分析,并结合对某型号飞机上的复合材料层压板进行开孔拉伸试验。在层压板试验件上粘贴应变片,记录载荷应变—应力曲线,分析层压板的破坏过程,且通过比较不同的铺层,分析铺层角对层压板力学性能的影响,结合试验后试件照片,分析开孔拉伸试件的破坏模式和失效行为。最后,通过有限元分析软件对层压板进行仿真分析,仿真结果与试验吻合度很高。     

基于虚拟样机技术的航空发动机放气活门机构仿真及故障分析

针对某型航空发动机放气活门机构主动摇臂的多起断裂故障,为寻找故障原因并尽可能缩短排故周期与降低排故成本.借助虚拟样机技术建立此机构的动力学仿真模型,利用动力学仿真软件ADAMS与有限元分析软件ANSYS的联合仿真分析,实现放气活门机构摇臂断裂故障再现,并找出断裂件受力的主要影响因素及其影响规律,估算各受力水平下断裂摇臂的疲劳寿命.最终,分别给出保证摇臂最低使用寿命与全寿命使用情况下的改进建议,即将摇臂与放气活门之间间隙B增大至0.273mm与0.279mm,从而为实际工程排故提供理论依据.      

带气膜阻尼结构振动特性的理论研究

针对航空发动机气膜阻尼的结构设计需求,基于挤压间隙流理论和能量方程建立气膜阻尼的力学模型,由此获得气膜阻尼结构的等效刚度系数和等效阻尼系数,通过振动方程的理论推导获得放大因子的表达式.结果表明:气腔厚度、气腔初始压强、吸振薄板模态频率和安装位置是影响减振效果的关键参数.气腔最优厚度主要由附面层厚度和实际振动频率决定,需结合实际情况确定气腔厚度,以最大程度降低振动响应;气腔初始压强越高,阻尼系数越大;吸振薄板的固有频率应尽可能与叶片本体接近,并且安装在本体振动响应最大位置,以取得最好的减振效果.