涡扇发动机部件特性的滤波自动修正更新方法

针对航空发动机部件制造装配以及性能蜕化引起的平均模型与个体发动机之间的性能不匹配问题,提出一种基于非线性滤波算法的发动机部件特性自动修正方法。根据发动机部件级平均模型输出与个体量测数据的残差,利用数据处理策略结合无迹卡尔曼滤波算法的不可测部件特性变化估计,自动更新发动机部件特性,建立发动机个体物理模型。通过小涵道比涡扇发动机仿真验证,结果表明该方法可自动修正发动机部件特性,相比较平均模型,通过该方法修正的发动机个体模型中各截面温度、压力计算偏差均在0.5%以内,有效提高涡扇发动机个体物理模型稳态、动态精度。     

环境湿度对民用涡扇发动机性能影响研究

环境湿度会对民用涡扇发动机的性能产生影响.在发动机部件匹配方法的基础上,引入湿度对气体性质和部件特性的修正模块,建立环境湿度对民用涡扇发动机影响的仿真模型;定量分析不同湿度对发动机推力、转速、进口流量等性能参数的影响,得到相应的湿度修正曲线;按照CCAR-25部中有关湿度的考核要求,计算相应湿度对发动机飞行包线内的六个典型工况的影响;将本文发展的仿真模型所得结果与文献结果进行对比.结果表明:发动机高温起飞时受湿度影响最大,其推力下降了0.56％;为了弥补推力损失,风扇相对换算转速需要提高0.23％;本文所得某涡喷和某涡扇发动机的修正曲线与文献结果趋势一致、量级相当,验证了仿真模型的可靠性.     

混合边界子结构的航空发动机机匣模型修正

提出了一种基于混合边界模态综合的复杂结构有限元模型修正方法。其主要步骤包括:①子结构划分,根据结构形式划分待修正区域,得到子结构和残余结构;②缩聚和装配,利用混合边界模态综合法,将子结构内部自由度集缩聚至混合边界自由度集,得到子结构缩聚矩阵,并与残余结构的系统矩阵进行装配;③修正,基于灵敏度分析方法,对装配后的残余结构进行参数修正。将该方法应用于航空发动机外机匣的精细化有限元建模及模型修正研究,针对局部连接结构参数修正,子结构模型修正方法的参数收敛后最大误差为064%,其计算效率提高了515倍。算例结果表明,该方法在保证修正精确度的同时,能提高大规模复杂结构有限元模型修正的计算效率。      

三种双频航向天线系统辐射信号比较

针对浦东机场现有的三种航向天线系统在实际运行中的差别,通过天线信号分配关系,结合附件10~([5])规定的技术指标进行差异性分析。通过理论计算并采用MATLAB建模以实现对天线的排布特点、信号合成、抗干扰能力等方面的量化分析。根据实际飞行校验结果,采用航向天线的专业Atoll软件进行计算、对比和验证。根据比较结果对天线的可靠性和设计合理性予以评估,为天线选型提供参考依据。     

变循环发动机核心机稳态性能计算模型修正方法

针对搭建的变循环发动机核心机稳态性能计算模型的计算结果与试验结果差距较大的问题,提出一种适用于该计算模型的修正方法。即先利用试验数据算出核心机性能参数,选择在模型中作为独立变量的参数代入计算模型,然后换用与这些参数有相关性的修正因子作为模型方程组的独立变量,通过修正因子在模型中的迭代求解实现性能模型的修正。修正前模型计算结果与试验结果最大相差约10%,修正后两者偏差在1%以内,验证了该方法的有效性和工程实用性。     

水陆两栖飞机高支柱起落架的刹车振动行为

以水陆两栖飞机高支柱起落架为研究对象,对飞机刹车滑跑时起落架的航向振动问题进行了研究。首先建立了可用于振动分析的起落架多体动力学模型,分别采用模态试验、落震试验和静力试验结果对起落架的固有模态、缓冲性能以及刚度进行充分校验,仿真结果与试验结果吻合很好,得到用于振动响应分析的刚柔耦合精确模型。随后加入刹车控制系统模型,研究了起落架从降落到刹车再到停飞的全过程振动响应,对比了恒力矩刹车、速度差PBM刹车控制和滑移率PID刹车控制3种条件下的刹车效果和起落架振动特性。结果表明：恒力矩刹车在力矩幅值超过23.4 kN·m时机轮进入打滑。滑移率PID控制系统较速度差PBM控制系统刹车距离减小19.17%,刹车时间缩短25.45%。但滑移率PID刹车控制系统作用下轮轴航向初始振动较大,通过调整初始滑移率上升到最佳滑移率的斜率,使得轮轴航向位移最大幅值减小31.24%。对于轮速传感器信号突变造成的系统扰动,速度差PBM刹车控制系统造成刹车失灵,滑移率PID刹车控制系统可迅速恢复,抗扰动能力强。     

基于响应传递比的转子叶片动应变重构

提出基于响应传递比的转子叶片动应变重构方法,从系统应变频响特性出发,在频域获得应变-应变响应传递比关于模态振型的解析表达式,建立叶片已知测点应变与不可测位置应变的映射关系;开展高速旋转叶片动应变测量实验,建立叶片有限元模型,并采用转子叶片前4阶固有频率的实验结果修正有限元模型;开展考虑转速影响的转子叶片模态分析,提取对应的应变模态振型,计算得到单模态振动下应变-应变响应传递比;综合应变响应传递比和实测动应变重构叶片不可测位置的动应变。实验结果表明:与应变片实测结果相比,基于响应传递比的转子叶片动应变重构结果相对误差小于10%。      

改进多元宇宙算法在航空发动机不暖机模型修正中的应用

航空发动机不暖机会产生性能损失,此时原有发动机模型已经不能准确表达发动机性能,因此,需要利用模型修正技术对原有的发动机模型进行修正,以获得发动机不暖机情况下的数学模型.提出了一种改进多元宇宙优化算法(Multi-verse optimization,MVO),并将其应用于发动机不暖机模型的修正研究.在常规MVO算法基础...     

液体火箭发动机喷管简化建模及模型修正

为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对比分析,再利用测试数据对有限元模型的弹性模量参数进行修正,修正后的喷管有限元模型前9阶模态计算结果与测试结果频差在5%以内,MAC值(模态置信准则)在0.8以上。表明此方法是一种高效可行的喷管简化建模方法,既保证了精度又提高了计算效率,对其动力学特性分析、振动响应预测等方面具有重要应用价值,对于液体火箭发动机其他部件的动力学建模及分析也具有普适性。     

基于极限学习机的黑障区智能导航算法

在黑障区飞行阶段中,惯性导航系统会因缺少辅助导航系统而持续累积误差,导致飞行器导航系统可靠性下降。针对这一问题,提出了一种新的基于极限学习机的黑障区智能导航算法,通过极限学习机(ELM)对GPS正常工作的导航信息进行学习。在黑障区,利用学习得到的模型对惯性导航系统进行误差补偿,较好地修正了当GPS失锁时惯性导航系统的误差,避免了因误差累积而导致的导航信息发散。仿真结果表明,该算法能够保证在GPS失锁的黑障区中导航系统输出的信息有较好的可靠性和精度,能够为接下来的姿态调整和着陆准备提供良好的基础。