转子初始弯曲对航空发动机振动的影响

针对某型发动机地面性能调试试验中所表现的振动特征,推测高压转子工作状态不佳为振动异常的可能原因。对发动机分解检查时发现高压压气机后轴存在跳动超差的现象。更换满足要求的后轴后,发动机未再出现类似异常振动,证明振动分析的正确性。为探索该弯曲转子在发动机动平衡及真实运转过程中的力学表现,利用带初始弯曲的Jeffcott转子对目前低速动平衡的原理进行了推导,说明了低速动平衡不能消除转轴存在初始弯曲对振动的影响。结合有限元仿真分析,对带初始弯曲的转子响应进行了计算,结果表明：若初始弯曲偏大,会显著加剧转子自身在临界转速附近的振动响应,给转子的安全稳定运转带来巨大的风险,控制转子的初始弯曲量级对控制整机振动具有重要意义。     

LY12铝合金初始不连续状态研究

通过疲劳试验得到LY12铝合金新标准试验件的疲劳试验数据,以疲劳实验数据为基础通过断裂力学的方法应用AFGROW来反推LY12铝合金的初始不连续状态(IDS)。选取四种分布对IDS尺寸值进行统计特征研究,结果表明IDS值较符合三参Weibull分布。给出了LY12铝合金新标准实验件的疲劳寿命预测实例。并对不同IDS值的试验件的断口进行了对比和分析。     

捷联惯导准静基座大失准角线性初始对准方法研究

研究了利用线性卡尔曼滤波实现准静基座捷联惯导大失准角初始对准的问题。根据李群理论，如果系统模型具有仿射性，则其对应的线性误差模型是独立于状态估计值的，同时可以从该线性模型精确反推出李群上的非线性状态误差。分析指出，准静基座条件下捷联惯导姿态微分方程满足仿射性条件，其对应的姿态误差方程是独立于姿态估计值的。但是，如果将速度考虑进状态，则整体的状态模型不再满足仿射条件，无论是基于SO(3)+R3还是SE(3)姿态描述，所对应的状态误差方程都不能做到独立于状态估计值。基于上述分析，直接对SO(3)+R3状态描述下的速度误差方程进行改造，用重力矢量直接替换比力项，从而构造出独立于状态估计值的状态转移矩阵。仿真实验结果表明，利用所构造的线性状态空间模型，即使在大失准角条件下也能快速收敛到极限对准精度；车载晃动实验结果表明，利用所构造的线性状态空间模型，在大失准角条件下同样能够快速地跟上小失准角条件下的线性卡尔曼滤波对准结果。     

旋转调制下的抗晃动干扰初始对准方法

针对晃动基座下的对准精度受限于惯性器件常值误差，提出了旋转调制下的抗晃动干扰初始对准方法。首先，分析了单轴连续旋转调制技术对常值误差的补偿机理，并在此基础上建立了晃动基座下的惯性器件输出模型;其次，详细推导了基于双重积分的惯性系粗对准算法，通过惯性坐标系下的姿态更新跟踪载体实际姿态变化消除了角晃动干扰，通过对比力进行双重积分克服了线振动影响;最后，在粗对准算法基础上，进一步建立了旋转调制下的系统状态方程和量测方程，通过反馈校正的卡尔曼滤波算法实现最优估计精对准。仿真结果表明:旋转调制下的抗晃动对准方法在克服晃动干扰的同时，能够解决对准精度受限问题，有效提高了初始对准精度。     

激光支持的脉冲等离子体推力器工作过程实验研究

为了加深对激光支持的脉冲等离子体推力器工作过程的认识，本文对有无陶瓷隔离板和不同初始电压下的激光支持的脉冲等离子体推力器进行了实验研究。利用放电伏安特性对比了放电特性参数和性能参数，然后利用结合窄带滤光镜的高速摄影技术揭示了性能差异背后的物理过程变化。结果表明，陶瓷隔离板可以有效避免放电电弧对工质的烧蚀，这可以抑制滞后烧蚀的产生，从而提高推力器的推进性能。对激光烧蚀产生的工质的电离和加速是在多次振荡放电过程中进行，而不像理想电流片模型那样只电离和加速一次。放电通道内工质的电离和加速效果最为显著的时间为放电的第2个半周期。随着初始电压的增加，单位放电能量产生的推进性能先增加后趋于平稳，然后继续增加。单位放电能量产生的推进性能在初始电压高于2050V后得到较大的提高，通过放电等离子体图像推测，这意味着附着等离子体电弧的存在对推力器性能的提高有重要影响。     

一种可靠性增长试验抽样数Max-Min准则的反馈修正方法

对成败型航空发动机部件可靠性增长试验抽样数的确定问题进行了研究。推导出了初始故障数服从典型离散分布时的最小化最大准则(Max-Min准则),提出了一种逐次抽样样本估计值反馈修正方法。最后给出了一个应用实例,验证了该方法的有效性。     

初始飞行学员心理压力评估与管理方法分析

心理压力对飞行员的工作效率和安全具有重要的影响。初始飞行学员在学飞阶段面临的心理压力更加显著，因此评估其心理压力水平并制定相应的心理压力管理措施尤为重要。本文分析初始飞行学员心理压力的来源和评估方法，着重讨论了主观测评法、绩效测评法和生理测评法三种常用的评估方法的优势和不足。此外，还结合民航管理的实际需求，讨论了初始飞行学员心理压力管理方法目前存在的不足和改进方法，展望了未来可供探索的研究方向，以期有效提高飞行员的工作效率和安全水平。     

梦天实验舱初始轨道快速计算策略与分析

初始轨道是航天器入轨评价的关键判据，快速准确计算初始轨道可在入轨异常时为应急救生控制赢得时间。针对传统初始轨道计算方法时间与精度不能兼顾的问题，设计了初始轨道快速计算策略，根据运载火箭加速度变化率来判断舱箭分离时间，采用基于动力学约束的实时轨道滑动批处理方法累积超短弧分离后数据计算初始轨道，对利用各种数据源确定的多组初始轨道进行逻辑优选判断。通过梦天试验舱仿真数据验证表明:使用该策略计算初始轨道，可达到事后精密定轨同等精度，计算时间控制在1 min以内，时效性远超事后精密轨道确定方法。     

未知纬度条件下基于空间圆拟合的SINS初始对准方法

传统的捷联惯导系统(SINS)晃动基座初始对准算法,如积分双矢量方法和多矢量Wahba方法等均需要精确的纬度信息,粗对准偏航角误差较大.针对此特点,提出了一种未知纬度条件下基于空间圆拟合的SINS初始对准方法.根据重力矢量在惯性系中绕地轴旋转包含北向信息的特征,以初始时刻凝固载体坐标系作为惯性系,首先对重力矢量在凝固载体系内进行投影并滤波,对其矢量端点进行空间圆拟合,然后通过三角几何关系得到导航坐标系,从而完成对准过程.通过仿真验证,证实了该对准方法不需要已知对准点的精确位置信息,相比于积分双矢量方法与多矢量Wahba方法,偏航角对准精度分别提高了12.37'与5.10'.