涡扇发动机早期退化性能的线性变参数估计

针对涡扇发动机线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,给出了一种新的早期退化航空发动机部件性能LPV滤波器设计方法.该方法采用仿射依赖于参数的二次Lyapunov函数,在仿射二次稳定性的基础上,引入多凸性引理将滤波器求解问题转化为线性矩阵不等式(Linear matrix inequalities,LMI)约束下的凸优化问题,避免了求解参数化线性矩阵不等式(Parameterized linear matrix inequalities,PLMI)约束下的优化问题.针对某型早期退化涡扇发动机的仿真表明,该方法能以较高精度估计性能退化参数,且鲁棒性强,增益调度简单,具有一定的工程意义.      

分数阶Fourier域非均匀采样Chirp信号的频谱研究

文中提出了一种自适应非均匀采样方法,并利用分数阶Fourier变换对这类非均匀采样信号在分数阶域的频谱进行了分析和研究,得到了这类非均匀采样信号在分数阶域的数字谱表达式;进一步得到了非均匀采样Chirp信号的分数阶频谱表达式;最后,通过仿真验证了结论。     

基于小波神经网络的齿轮系统故障诊断

通过对齿轮系统在不同的运转状态下不同的故障类型进行试验测试分析,获取了有关的测试信号,对振动特征信号进行了小波阈值去噪,采用离散小波变换(DWT)对去噪后的信号进行8层分解处理,对各层的小波系数进行了小波重构,得到8层细节信号和1层近似信号,并计算了各层信号的能量,得到了信号的能量分布特征.在此基础上把各层信号特征作为神经网络的输入,进行了网络的研究、分析处理和故障分类,并对小波神经网络方法与单独采用神经网络方法的故障诊断结果进行了比较评价.研究表明,去噪处理后的效果比没有去噪的信号特征更加明显,而采用小波神经网络诊断方法,对于齿轮无故障、齿根裂纹故障、分度圆裂纹故障和齿面磨损故障能够进行很好地区分与诊断,其诊断成功率均在95%以上,可对实际工程工作的齿轮系统进行故障诊断.      

Effect of interface debonding on matrix multicracking evolution of fiber-reinfroced ceramic-matrix composites

An analytical methodology was developed to investigate the effect of fiber/matrix interface debonding on matrix multicracking evolution of fiber-reinforced CMCs(ceramic-matrix composites). The Budiansky-Hutchinson-Evans shear-lag model was adopted to analyse the micro-stress field of the damaged composites. The critical matrix strain energy criterion, which presupposes the existence of an ultimate or critical matrix strain energy with matrix, was obtained to simulate the matrix multicracking evolution of CMCs. With the increase of the applied stress, the matrix multicracking and fiber/matrix interface debonding occurred to dissipate the additional energy entered into the composites. The fiber/matrix interface debonded length under matrix multicracking evolution was obtained by treating the interface debonding as a particular crack propagation problem. The conditions for no-debonding and debonding during the evolution of matrix multicracking were discussed in terms of two interfacial properties, i.e., the interface shear stress and interface debonded toughness. When the fiber/matrix interface was bonded, the matrix multicracking evolution was much more intense compared with the interface debonding; when the fiber/matrix interface was debonded, the matrix crack density increased with the increasing of interface shear stress and interface debonded energy. The theoretical results were compared with experimental data of unidirectional SiC/CAS(calcium alumina silicate), SiC/CAS-Ⅱ and SiC/borosilicate composites.      

基于经验模态分解的燃烧不稳定性分析

实验研究了在常温常压条件下贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性,发生燃烧不稳定性时其压力脉动表现为非平稳信号.利用一种基于经验模态分解(EMD)的希尔伯特-黄变换(HHT)算法对在当量比分别为0.71和0.80工况下的压力脉动信号进行了时频分析.针对压力脉动信号进行经验模态分解,选取主要的固有模态函数(IMF),对IMF通过HHT变换得到瞬时频率并进行统计分析.结果表明:在当量比为0.71时,压力信号呈间歇式的脉动,其振型为拍振;在当量比为0.80时,脉动压力信号则呈现出极限环振型.在基于EMD的HHT变换中,IMF体现了燃烧不稳定性的固有模态且具有自适应性强的特点.      

测试三轴转台误差分析及建模

以用于测斜仪的三轴转台为研究背景,通过分析其运动规律,探讨了三轴转台不正交度误差源对三轴转台精度的影响,并用MATLAB对它进行了误差建模,仿真计算得出了系统装配不正交时三个坐标的误差率;最后,引入实际测试过程中角度传感器的测量误差,在三轴不正交的前提下又对三坐标测量误差进行了数学建模,通过仿真分析,研究探讨了角度传感器带来的误差规律,在实际应用中为测斜仪标定测试和误差补偿提供了理论依据.     

一种宽带阵列幅相与互耦误差联合校正算法

宽带数字阵列雷达接收通道中存在随频率变化的幅相误差和互耦误差,会严重影响雷达性能。针对这一问题,提出了一种宽带数字阵列幅相与互耦误差联合校正算法。首先选取通带内多个离散频点,对于每个频点,将幅相误差和互耦误差作为一个整体,采用基于子空间原理的窄带校正算法估计其阵列失真参数,并计算校正矩阵;然后将其组合起来,构成频域离散校正矩阵;最后基于最小二乘准则,设计了宽带有限长脉冲响应(FIR)校正滤波器矩阵。利用该矩阵,可实现通带范围内任意带宽入射信号的校正。计算机仿真实验验证了该算法的有效性。对实测数据的处理结果表明该算法在宽带数字阵列雷达系统中具有实用价值。     

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.     

可重构零空间控制分配算法及流程规划

针对飞机正常情况和舵面故障情况下的控制分配算法展开研究。根据控制效能矩阵的特点设计了性能指标,并给出了对应的最优逆控制。对带约束的一般控制分配问题,采用零空间横截方法进行了再分配。设计了针对舵面卡死故障的重构控制律。结合某飞机仿真平台,进行了卡死故障的重构仿真,结果表明,控制分配算法能够在故障状态下完成对指令的精确跟踪。     

基于非线性气动力的飞机飞行载荷计算

为了研究气动力非线性对飞机静气动弹性特性及飞行载荷的影响,发展了一种基于非线性气动力的飞机静气弹及飞行载荷计算方法。通过引入CFD计算结果,实现对线性方法中的气动力影响系数矩阵的非线性修正,采用模态法求解静气弹配平方程得到飞机非线性的气弹变形及飞行载荷。以某翼身组合体构型为计算算例,分别针对刚性模型和柔性模型,基于非线性气动力完成了飞机静气动弹性分析及载荷计算,并与线性结果进行了对比分析。结果表明,非线性方法可对大迎角范围内飞机静气弹变形及飞行载荷做出较合理的预测。