高压压气机低速模拟试验

 设计了一台用于模拟高压压气机内部流场结构的四级重复级低速大尺寸模型压气机。对该低速模型压气机的模拟级(即第3级)进行了详细流场测量。流场测量结果以及三维流场计算结果与模拟目标值的对比表明,低速模型压气机基本达到了设计目标,在70%叶高以下,低速模型压气机可以反映出高速原型的流场结构,同时也表明所采用的"相似准则"是基本可靠的;受加工因素的影响,转子叶片的叶尖间隙明显大于设计值,从而导致在70%叶高以上区域,低速模型压气机的流场参数与设计目标存在一定的偏差,无法模拟出高速原型的流场结构。     

绳系网捕系统的定位与测姿方法研究

基于双目视觉原理,建立了空间目标的三维坐标计算模型,利用安装在捕获端的摄像头对主星进行观测,建立了捕获端定姿方法.仿真算例验证了所提方法能够以较高的测量精度实现定位和测姿,可以满足绳系卫星捕获端的姿态确定精度需求.     

基于关键测量特性的飞机装配检测数据建模研究

数字化测量辅助飞机装配技术是实现装配关系数字化协调、提高装配精度与效率的关键技术之一。基于数字化测量的装配过程依赖于产品设计、工艺设计、加工与部件装配等多个环节产生的数据,因此,构建统一的数据模型,实现各环节间的数据关联与映射,是实现基于数字化测量的装配过程监测、调控与质量保证的关键。本文首先提出了"关键测量特性"的概念,拟解决产品设计特性、工艺特性向测量特性的映射,并最终转化为关键测量点集;分析了飞机装配中关键测量特性间的几何数据关系,并揭示了其与部件关键装配关系之间的关联,在此基础上构建了以关键测量特性检测数据为节点的飞机装配广义尺寸链;通过对广义尺寸链各节点、组成环及封闭环的数学表达,构建飞机装配过程检测数据模型;讨论了该模型在飞机装配质量控制过程中的应用模式,并以翼身对接为案例,对基于关键测量特性的飞机装配过程检测数据建模过程及应用进行了阐述。     

多测速系统中系统误差实时估计与校准算法

在实际目标跟踪系统中,测量设备都存在系统误差,会导致跟踪滤波精度显著下降。针对多测速系统,对其测速系统误差进行了简化数学建模;然后将其增广为状态变量,应用扩维无迹卡尔曼滤波对目标运动状态和系统误差进行联合估计,以实时校准系统误差、提高状态估计精度。在存在主副站2类系统误差的条件下,设定恒定和线性时变2类系统误差场景,对算法进行仿真分析。仿真结果表明,算法在2类系统误差情形下都能有效校准系统误差,位置、速度滤波精度可提高80%以上;尤其是当系统误差恒定时,算法可完全消除系统误差的影响。     

航空发动机健康评估变精度粗糙集决策方法

针对航空发动机健康评估过程中存在的多工况、非线性和小子样问题,提出了一种基于相似性度量的发动机健康评估的变精度粗集决策方法.首先给出了变精度粗糙集中正确分类率的确定原则和方法,提取了决策规则;其次,提出了基于交叉信息熵的属性相对重要度计算方法,并给出了属性的客观权重,结合专家经验和运行工况形成了属性的综合权重;最后,提出了基于属性综合权重的加权相似性度量方法,通过比较当前对象与约简后的决策系统中所有对象的相似程度,给出决策结果,完成对发动机的健康评估.实例表明,在结合专家经验和运行环境对评估结果进行修正后,该方法对发动机的健康评估更贴近实际,方法具有一定的普适性.      

某航空发动机机匣的动力学模型修正

利用动力学模型修正技术对某航空发动机机匣的有限元模型进行了修正.通过振动模态测试得到了实际机匣的模态数据用以作为有限元模型 修正的基准.利用频率对单元刚度的灵敏度分析选定了修正区域.在此基础上,应用1阶优化方法对机匣的有限元模型进行修正.研究结果表明:修正后机匣有限元模型的前10阶模态的计算值与实际测试的误差都在29%以内,可以应用在后续的发动机整机动力学分析等方面.      

三向测量技术在深空探测中的应用研究

较详细地介绍了三向测量技术（包括三向测距和三向测速）,阐述使用三向测量的工程背景和重要意义,给出利用三向测量数据进行实时定位的数学推导,并分别对三向测距和三向测速原始数据的误差进行了分析;最后给出在＂嫦娥一号＂试验轨道段采用三向测量技术得到的残差分析结果。结果表明,在未进行站间时间同步的情况下,＂嫦娥一号＂卫星100km×100km环月轨道段三向测距误差约200m,三向测速误差约2cm/s,利用三向测量数据可以单独进行轨道确定,验证了我国后续深空探测中应用三向测量技术的可行性。     

民用航空发动机振动监测方法研究

对民用航空发动机振动监测原理、监测算法和发动机振动位移量到飞机振动单位的转换关系进行了系统研究。并在此基础上,结合民用航空发动机典型的叶片磨损问题,分析了发动机振动值随不同叶片磨损程度的变化趋势;给出了发动机振动检查程序,便于在飞机地面维护和飞行过程中提早发现发动机存在的结构故障,保障飞行安全。本文结合发动机振动特点提出的工程检测方法,具有一定的工程使用价值和参考意义。     

多循环脉冲爆震发动机推力测试试验

为了准确、可靠地直接测量多循环脉冲爆震发动机的推力,建立冷态阻力和热态净推力直接测量系统,针对内径114mm、长1100mm的气动阀式脉冲爆震发动机,研究冷态吹风条件下发动机及其主要部件的总压恢复、阻力损失等特性,验证推力测量系统有效地将射流试验条件下外溢气流对脉冲爆震发动机外部及其附件造成的阻力转移到支撑台架上,消除外溢气流对发动机推力测量的影响。开展大量的爆震燃烧试验,实现了脉冲爆震发动机达到40Hz稳定工作,并获得充分发展的爆震波,利用高频响动态推力传感器测量获得脉冲爆震发动机动态净推力变化规律。     

无轴承旋翼挥舞角与摆振角的测量方法与应用

在分析国内外资料的基础上,提出了一种在国内现有条件下可行且满足精度要求的无轴承旋翼挥舞角、摆振角的试验测量方法.其要点为先利用激光方法测得的无轴承旋翼静态位移-载荷关系得到角度-载荷关系,结合应变方法测得的无轴承旋翼旋转状态下的载荷,最终通过转换得到无轴承旋翼旋转状态下挥舞角、摆振角.基于CAMRADII软件的计算分析与试验结果具有良好的相关性,这表明该方法可行且具有较高的准确度.