基于主元核相似度免疫机制的故障诊断方法及应用

1引言目前,国内外已发展了多种应用于航空发动机的智能故障诊断方法,如专家系统方法、神经网络方法,以及新近提出的基于支持向量机的诊断方法。但这些方法需要有足够的已知故障模式的训练样本才能发挥出优异的性能,而且算法实时性较差,难以满足快速在线诊断的要求[1]。传统的基     

基于自适应核主元分析的EHA系统传感器故障检测

针对核主元分析(KPCA)方法难以选择合适核函数的问题,提出了一种基于自适应核主元分析的传感器故障检测方法,根据训练数据对核函数进行自适应修正,使核函数适应给定的训练数据。对常规数据标准化处理方法进行了改进,提出了一种"均值化"的处理方法,使处理后的数据既能消除不同变量幅值和量纲的影响,又能反映训练数据的全部信息。将此方法应用于机载电动静液作动器(Electro-Hydrostatic Actuator,EHA)系统的传感器故障检测,结果表明,此方法比常规KPCA方法更为先进,具有更好的故障检测性能。     

脉冲爆震火箭发动机引射模态的起爆实验研究

为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度.在主爆震室中成功实现了5 ～8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压力能够达到3MPa,爆震波以1600～ 2000m/s左右的速度在主爆震室中传播.实验结果表明:PDRE引射模态下主爆震室的DDT距离,远低于常规高能电喷起爆下的两相PDRE的DDT距离;高频PDRE引射模态下主爆震室的起爆难度加大;加长主爆震室、末端增加收敛段可以提高引射模态的爆震性能.     

喷嘴匹配方案及火焰筒开孔对燃烧室性能影响的试验研究

基于航空发动机主燃烧室扇形试验,针对点火喷嘴特性以及火焰筒大孔射流的改变对主燃烧室性能的改善情况进行了研究。试验中进行了点火用喷嘴匹配方案对燃烧室熄火性能,以及火焰筒大孔面积变化对燃烧室贫油熄火、燃烧效率和出口温度场性能影响的研究。研究结果表明：在供油系统设计中采用放大型点火喷嘴可改善主燃烧室贫油熄火性能;增大火焰筒主燃孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,而贫油熄火特性将变差;增大掺混孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,拓宽燃烧室的熄火动界．     

某型民用运输机主起落架连接区结构静力试验

飞机静力试验是飞机试验的重要内容之一,是验证飞机结构强度和静力分析正确性的重要手段。为验证某型民用运输机主起落架连接区结构满足静强度要求,以及有限元计算分析的正确性,在静力试验飞机上进行了主起落架连接区结构静力试验。通过全机有限元模型和细节有限元模型分析计算,进行加载、应力\应变、位移试验数据与有限元计算值的分析对比,计算值与试验数据符合较好。     

主成分分析用于近红外光谱定量测定高硅氧／酚醛预浸料树脂含量及挥发份含量研究

采用傅里叶变换近红外漫反射光谱技术分析了酚醛树脂固化过程的光谱变化,发现高硅氧/酚醛预浸料的近红外光谱经一阶导数处理后,被树脂信息掩盖的挥发份(乙醇)的光谱信息显露出来,由此采用处理后的光谱定量分析挥发份能取得更精确的结果。结合主成分分析法研究了高硅氧/酚醛预浸料树脂含量、挥发份含量的定量分析。结果表明,预浸料的第一主成分在树脂含量上有极高的正载荷。用主成分回归所建立的模型对未知样品预测,树脂含量和挥发份含量平均标准偏差分别为0.6114和0.1885。     

鱼雷电源组件自动检测系统的设计与实现

叙述了鱼雷电源组件自动检测系统的设计与实现,对系统总体方案及程控电源设计、导通 绝缘性测量、操舵输出下降沿过渡时间测量、系统计量标定方法和系统软件等作了介绍。     

在无线电干涉仪中实现高准确的非相干多普勒跟踪

非相干多普勒跟踪系统中，星载主振器与地面跟踪站的频率基准不相干。就测速准确度而言，非相干多普勒跟踪的性能低于相干多普勒跟踪，但实现起来比较容易。导频单音法可以消除星载主振器的频率漂移对测速准确度的影响。本文结合无线电干涉仪介绍其工作原理。     

载人航天器推进系统健康监测的组件技术研究

为了适应载人航天器推进系统多发动机的分布式结构,提高健康监测系统的可靠性,应用组件技术构造了分布式多智能组件集成的健康监测系统,给出了组件之间的协调修正和决策算法。原型系统仿真结果表明,该技术比传统的面向对象（ＯＯＰ）技术更适用于分布式系统,可应用于载人航天器推进系统的健康监测。     

低压压气机铝定子叶片分组件钎焊攻关

某机低压压气机铝定子叶片分组件钎焊工艺试验，选择叶片与缘板的最佳钎焊方式，确定火焰钎焊工艺过程及参数；调整试用工装，避免焊后变形、过热、裂纹等的出现，同时对钎焊前后的主要处理方式进行调整。通过技术攻关，验证所选钎焊工艺的可行性。