基于统计特征的航空发动机风扇外物撞击检测

为了检测识别航空发动机工作过程中的风扇外物撞击事件,采用非接触叶尖振动测量系统对风扇叶片叶尖振动位移进行实时采集与检测。通过风扇叶片非接触叶尖振动位移数据统计分析,发现叶尖振动位移服从正态分布,并采用Epps-Pulley假设检验证明。设计了基于统计特征的风扇叶片外物撞击叶尖振动位移检测算法,采用该方法获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移检测阈值。对风扇转子转速为3000r/min状态下,直径16mm、质量为2.9g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证。结果表明:基于统计特征的发动机风扇外物撞击检测方法,能够准确识别外物撞击风扇叶片事件及发生撞击的叶片编号。     

叶型结冰计算及流场分析

叶型结冰会改变叶型原有的气动外形,影响气动特性。采用 FENSAP-ICE软件对 NACA0012翼型的 结冰进行数值计算,并与试验结果进行对比验证;对压气机进口导叶叶型进行二维结冰计算,并对数值计算结 果进行流场分析。结果表明:明冰对叶型的气动性能影响大于毛冰,叶型气动特性的衰退主要受分离区中上分 离涡的影响,叶型前缘上翘的明冰引起叶型尾部分离区域面积增大,强烈的分离涡导致结冰后叶型压力损失 增大。     

航空发动机限寿件概率失效风险评估的等效应力转化

提出一种从整个飞行循环出发并基于全局的限寿件等效应力转化方法,将转化后的等效应力作为概率失效风险评估的输入条件,从而获得更为精确的失效风险结果。首先通过流固耦合数值模拟获得限寿件在整个飞行循环的瞬态应力,然后基于雨流计数法及线性累计损伤理论编制转换程序,将限寿件模型全部节点上的瞬态应力转化为等效应力,最后作为概率失效风险分析流程的输入条件确定寿命期内的概率失效风险。相同飞行循环条件下,与基于局部最大应力的转化方法相比,全局等效应力转化方法获得的失效风险更低。该方法的提出,为我国民机型号概率失效风险评估时作为关键输入数据应力的确定给出了定量参考,有力支撑了适航取证。     

一种适合于大尺寸航拍图像的特征点提取方法

一些航拍图像的尺寸较大,现有的特征点提取算法在对其处理时均要耗费大量的时间,针对这一问题,提出一种快速有效的特征点提取算法。首先构造原始图像的拉普拉斯金字塔,以获得图像的尺度信息,同时保留图像的方向信息;再使用非均匀多方向滤波器组将金字塔图像分解在不同方向上,在分解后的图像中提取局部极值点作为候选特征点集;采用特定的合并策略合并候选特征点最终得到特征点集,并根据方向滤波器组为特征点分配方向向量。试验结果表明,本文算法在基本保证提取到的特征点匹配率及正确率的前提下,有较高的效率。     

酚醛树脂的热裂解气相色谱-质谱联用分析

利用热裂解气相色谱-质谱法对两种酚醛树脂样品进行研究,选择在575℃条件下进行裂解,其裂解产物通过DB-35石英毛细管柱分离和质谱鉴定,获得了有关这两种酚醛树脂各自结构的特征信息,酚醛树脂的热裂解产物的总离子流图可认为是他们各自结构特征指纹。     

信息系统的一种分块特征选取方法

利用差异矩阵和最小差异表,结合与或树技术,提出了一种特征选取的方法IBFS.该方法采用指定标示后分解信息系统为标示块(IB),再根据各个标示块最终求解信息系统的一个较优特征选取.它不仅具有确定性,而且具有快速和有效的特点.      

网格简化中基于特征矩阵的二次误差测度算法

针对二次误差测度算法存在尖端特征消失、局部过度简化等缺陷,提出了基于特征矩阵的二次误差测度算法用于网格简化.通过将顶点曲率和边长引进该特征矩阵以优化误差度量,模型中各顶点便易于区分,于是具有明显几何特征区域的顶点误差度量能够被提高.这样,边折叠的顺序可以方便的得到调整,使得模型中的突出特征更多的被保留下来.仿真结果表明,本算法在保持了二次误差测度算法计算时间短、运行效率高的同时,也克服了网格分布过于均匀、无法突出模型重要特征的缺点.     

一种基于目标特征点的姿态角测量方法

充分利用空间目标的几何先验知识,提出了一种基于目标特征点提取的单摄像机确定空间目标姿态角的方法,避免了多站图像的立体匹配。在M atlab2006 a的环境下对算法进行了验证,表明该方法的准确度较高,是一种简洁有效的测量方法。     

变量化约束草图驱动的药柱三维特征设计研究

为了直观而准确地支持固体火箭发动机药柱设计,提出了一种约束草图驱动的药柱三维特征造型方法。该设计方法首先通过变量化约束求解引擎对设计人员模糊的设计概念进行精确的几何坐标定位,形成一幅设计变量驱动的约束草图。然后,经过药柱特征定义,在设计规则和基于设计历史的燃面追溯统计算法的支持下,设计人员能够在约束草图上进行任意形式复杂药柱的特征定义、造型设计、燃面推移仿真与燃面统计。最后,开发了相应的药柱设计系统,并以一个管槽形药柱的设计过程,验证了本设计方法的计算效率、直观性、准确性和有效性。     

基于无源性的挠性航天器姿态跟踪控制

许多空间飞行任务要求航天器姿态跟踪控制。在航天器运行过程中,测量部件故障时 有发生,因此有必要研究部分测量信息未知的控制方法来提高控制系统的可靠性。针对 无角速度信息的挠性航天器姿态跟踪控制问题,基于无源性设计了不依赖角速度信息和模态 坐标信息的姿态跟踪控制器,并结合Lyapunov直接法和Barbalat引理证明了闭环系统的全局 渐近稳定性。数学仿真表明了该控制方法的有效性。