基于证据理论的航空发动机早期故障诊断方法

在分析航空发动机早期故障特点和数据融合的基础上,将证据理论应用于发动机故障征兆级别的数据融合中,提出了构造基本信任指派函数的方法,从而得到了更准确的早期故障征兆.在此基础上,应用模糊聚类分析方法,依据最大隶属度原则得到发动机早期故障源.该方法考虑了发动机早期故障征兆不明确、不精确、不肯定等特点,应用模糊测度来表示征兆,更符合发动机早期故障的实际情况.      

基于改进信息融合的航空发动机状态评估方法

针对航空发动机状态监测数据的模糊性和随机性,结合贝叶斯粗糙集和D-S证据理论,提出一种改进信息融合的状态评估方法。首先对样本数据进行离散化处理,通过基于区分矩阵的属性约简算法对影响发动机性能的特征参数进行提取,生成最佳决策表。然后根据置信增益函数重新定义了贝叶斯粗糙集,利用贝叶斯粗糙集的支持度和置信增益函数作为证据的支持程度,得到各准则下的证据基本信任分配。最后利用证据合成法则对多个证据进行合成,得到评估结果。通过实例计算,验证了改进方法应用在航空器发动机状态评估中的有效性以及在处理不完备信息问题时的优越性。     

基于约束预测控制的飞行失控包线保护研究

风切变等大气扰动现象严重威胁飞机起降飞行安全。在受到随机风切变干扰下,离线设计的最优控制器无法保证飞行状态始终处在正常包线内。在大型民机线性变参数模型的基础上,从预防飞行失控的角度研究风切变下飞机进场着陆的预测控制方法。将飞行失控包线量化为状态约束,在此基础上设计在线模型预测控制器。仿真结果表明,利用预测控制的滚动优化策略,可使飞机在进场下滑阶段遭遇风切变时进行良好的下滑道捕获和跟踪,且将飞机状态始终约束在安全包线内。     

综合时序信息的试验优化设计及稀疏求解

考虑不同试验点的试验成本及试验时序信息,在性能指标与影响因素间的响应模型未知情况下,利用装备系统的先验信息构造模型驱动的基函数,构造相应的回归模型来刻画系统的内在关系,分析不同试验点成本及试验时序对试验方案的影响。定义了一种考虑空间权重及批序贯时序的非均匀最优设计模型,将稀疏理论引入到回归试验设计中,把不同批次试验下的回归试验设计模型参数估计问题转换为结构化稀疏重构问题,讨论了非均匀最优设计的构造定理,提出结构化稀疏参数求解算法。算例表明:利用本方法生成的试验点考虑了试验点空间权重和试验时序信息,更符合实际试验规程;采用本方法获得的响应函数得到的期望预测误差更小。     

高超声速弯曲激波压缩侧压式进气道数值研究

采用壁面马赫数呈线性分布的曲面压缩系统改进参考侧压式进气道的顶板,得到弯曲激波压缩侧压式进气道,并与参考侧压式进气道进行了比较.数值研究结果表明:设计状态无黏时曲面压缩顶板壁面马赫数分布与给定的马赫数分布基本一致,并且有黏时其壁面压力分布也与二维曲面的基本相同;同参考侧压式进气道相比,顶板采用曲面压缩能够一定程度地改善壁面压力分布,使其末端压力梯度变化平缓;并且非设计状态下的性能也得到有效地改善,特别是来流马赫数为4时,其流量系数提高6.0%、达到0.799,喉道截面总压恢复系数提高1.9%;来流马赫数为5时,其流量系数提高5.2%、达到0.909,喉道截面总压恢复系数提高3.2%.随着攻角增大,该进气道流量捕获能力增强、隔离段出口截面流场畸变减小,但喉道截面总压恢复系数下降剧烈.      

无控武器对地攻击精度分析

针对目前无控武器对地攻击精度影响因素来源单一,分析影响精度的多种误差源。建立直升机无控武器命中精度分析模型,针对平飞方式下的无控武器命中精度问题,采用蒙特卡洛法多次仿真。针对命中精度与各个误差源的关系方程,提出采用多元线性回归法对仿真结果进行分析,给出误差源对命中精度的影响程度。对关系方程和误差影响程度进行显著性检验,使其更加准确、可信。     

航空碳纤维树脂基复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲性能

开展了复合材料加筋板轴压稳定性实验,对加筋板的屈曲及后屈曲性能、破坏模式和后屈曲失效表征进行了研究.实验结果表明加筋板在轴压下具有良好后屈曲承载潜能,破坏载荷约为屈曲载荷的2.2倍;其屈曲模式为筋条间蒙皮首先发生屈曲失稳,筋条在整个承载过程中保持直线,起到“屈曲分隔”的作用.通过对加筋板屈曲及后屈曲性能的理论分析,得出的理论屈曲载荷和理论破坏载荷与实验结果相对误差均小于8%,并确定了在后屈曲过程中蒙皮中心挠度的变化规律和轴向载荷的面内分布特征.      

一类新的速度入流条件在管道流模拟的应用

基于经典边界层理论,发展了一类简化的、按边界层厚度描述的速度入流边界条件。基于入流条件,对低速后向台阶流动和超声速压缩拐角流动进行了数值模拟。通过细致比较空间流场、边界层内速度型、表面摩擦阻力和压力分布等特性,对该类型边界条件进行了计算确认。结果表明,所发展的简化边界层厚度速度入流条件提法正确、合理,具有描述方法简单、鲁棒性好、适合工程计算的优点,可显著简化不同流速的管道流动的数值模拟。     

Identification method for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom

A comprehensive method based on system identification theory for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom is developed. A fully parameterized rotor flapping equation for identification purpose is derived without using any theoretical model, so the confidence of the identified model is increased, and then the 6 degrees of freedom rigid body model is extended to 9 degrees of freedom high-order model. Bode sensitivity function is derived to increase the accuracy of frequency spectra calculation which influences the accuracy of model parameter identification. Then a frequency domain identification algorithm is established. Acceleration technique is developed furthermore to increase calculation efficiency, and the total identification time is reduced by more than 50% using this technique. A comprehensive two-step method is established for helicopter high-order flight dynamics model identification which increases the numerical stability of model identification compared with single step algorithm. Application of the developed method to identify the flight dynamics model of BO 105 helicopter based on flight test data is implemented. A comparative study between the high-order model and rigid body model is performed at last. The results show that the developed method can be used for helicopter high-order flight dynamics model identification with high accuracy as well as efficiency, and the advantage of identified high-order model is very obvious compared with low-order model.     

剪切层与边界层组合流动的线性不稳定性分析

对不可压缩剪切层与边界层的组合流动完成了线性稳定性研究.组合流动的数学模型为Blasius边界层相似解与双曲正切函数的叠加,采用整体数值方法求解组合流动的稳定性方程,并验证了程序的准确性及网格无关性.研究给出组合流动的不稳定模态的辨识,即边界层模态和剪切层模态.在此基础上研究了剪切层对边界层模态不稳定性的影响以及壁面对剪切层模态的影响.由于剪切层的存在,使边界层模态中性曲线向左上方平移,临界雷诺数减小.此外,边界层模态不稳定性得到增强或抑制的影响,取决于扰动频率以及剪切层速度比的变化.组合流动中壁面边界层促使剪切层不稳定性减弱,主要表现在低频区域;而在高频区域,剪切层不稳定性几乎不受壁面边界层的影响.