A method for aircraft magnetic interference compensation based on small signal model and LMS algorithm

Aeromagnetic interference could not be compensated effectively if the precision of parameters which are solved by the aircraft magnetic field model is low. In order to improve the compensation effect under this condition, a method based on small signal model and least mean square（LMS） algorithm is proposed. According to the method, the initial values of adaptive filter＇s weight vector are calculated with the solved model parameters through small signal model at first,then the small amount of direction cosine and its derivative are set as the input of the filter, and the small amount of the interference is set as the filter＇s expected vector. After that, the aircraft magnetic interference is compensated by LMS algorithm. Finally, the method is verified by simulation and experiment. The result shows that the compensation effect can be improved obviously by the LMS algorithm when original solved parameters have low precision. The method can further improve the compensation effect even if the solved parameters have high precision.     

热气防冰腔结构参数对其热性能影响研究

采用数值模拟方法,开展了热气防冰系统结构参数对其热性能影响的研究。首先建立了不同管壁距、喷孔排数、喷口喷射角度的防冰腔结构,运用计算流体力学方法对其内部热气流动与换热进行了模拟,得到了防冰腔热效率以及热气喷射蒙皮内表面的对流传热系数的分布。结果表明:管壁距在4mm至36mm范围内增大,将降低防冰腔的热效率,并且弱化射流正对冲击表面传热性能;流量一致时,喷孔排数由3排减至2排,提高了防冰腔热效率;3排喷孔射流角度朝上表面方向旋转15°,将会提升防冰腔热效率,表明曲面曲率影响射流表面传热性能。     

超声振动铣磨加工对铁氧体表面质量的影响研究

为解决惯性仪表磁悬浮轴承铁氧体零件的精密加工难题,开展铁氧体超声振动铣磨加工表面粗糙度预测和加工表面三维仿真技术研究,进行铁氧体磁性材料超声振动加工实验,研究工艺参数对加工表面质量的影响规律,为提高铁氧体材料的加工效率和加工质量提供依据.     

扩散作用对y-Re优模型转捩预测的影响

Gamma．theta转捩模型是Menter及其合作者提出的一个基于经验关系的转捩模型,其经验关系式和模型参数是通过来流米雷诺数均在150万以下的仍系列平板实验在CFX程序中标定的。首先通过33A平板修正了转捩经验关系式．然后对S＆K平板实验进行了数值模拟,研究了较高雷诺数下模型控制方程扩散项系数以及与数值扩散相关的流向网格尺度对gamma．theta模型转捩预测结果的影响。模拟的结果表明,这些因素对转捩位置都有明显影响,并且gamma方程的扩散项系数还影响转捩完成后全湍区的摩阻值。三种因素对转捩预测影响的趋势分别为：gamma方程的扩散项系数越大,theta方程的扩散项系数越小,流向网格尺度越大,则转捩位置越靠前。     

超轻型电动飞机电动力系统的参数匹配

结合某型超轻型电动飞机的设计参数,阐述了电动力系统的布局、系统参数匹配的原则和步骤.提出了电动力系统参数匹配和性能验证的方法.从动力性、经济性、系统质量的角度验证了该系统的可行性.参考飞机的最大平飞速度为175.5km/h,大于设计要求的最大平飞速度170km/h,满足动力性能要求.电动力系统的运行费用为6.8元/h,是相近功率活塞发动机运行费用的1/8.与3种电动飞机相比,参考机型的功质比仍比较高,达0.0842kW/kg,为可接受值.      

低信噪比情况下识别模态参数的时域平均方法

 <正> 1.引官 模态参数识别方法在应用中需要解决的一个重要问题是观测噪声的干扰问题。为了有效地抑制观测噪声的影响,各种时域参数识别方法普遍引入了估计方法,以ITDM为代表的利用脉冲响应包括对脉冲激励的响应和脉冲响应函数)识别模态参数的识别方法还引入了噪声模态     

基于优化Kriging模型和重要抽样法的结构可靠度混合算法

 结构可靠度分析计算通常采用多项式响应面拟合隐式极限状态函数,但对于复杂航空航天机械结构产品极限状态方程往往表现出高度非线性,此时多项式响应面的模拟精度不够就会造成计算不收敛。为了提高结构可靠度计算的精度、效率和收敛性,提出了基于优化Kriging模型和重要抽样法的结构可靠度计算方法。首先,利用人工蜂群算法对Kriging模型的参数进行优化;再用优化后的模型模拟隐式极限状态函数,结合重要抽样法不断修正抽样重心,逐步提高模拟精度以达到给定要求;最后,结合一阶矩法(FORM)/二阶矩法(SORM)经典算法求解结构可靠度。该方法提高了高度非线性隐式极限状态方程可靠度计算的精度和收敛性,并且具有较高的计算效率。     

平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响

建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证.以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响.结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15％,升降舵效率可降低20％,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁.     

基于子空间和PEM的无人直升机两阶段参数辨识

在研究子空间辨识方法和预测误差方法(PEM)的基础上,提出了一种两阶段辨识方法,研究无人直升机的参数辨识问题.首先采用子空间方法得到初始参数模型,然后通过PEM方法得到参数化的直升机模型.为验证方法的有效性,以某型无人直升机实测数据为例进行参数辨识,结果表明该方法有良好的辨识精度.     

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室（HTIB）效果尤为突出