一种基于肌声信号的穿戴式助力系统运动意图检测算法

针对未来深空探测活动中航天员在多种复杂任务环境下的运动助力需求,提出一种面向航天员穿戴式助力系统的运动意图检测算法。以航天员的关节力矩作为运动意图的表征,利用希尔伯特-黄变换对特定肌肉发出的肌声信号进行滤波处理,以消除由肢体运动导致的伪迹噪声和由传感器引入的高频噪声,并参照肌肉的发力原理对滤波后的肌声信号进行特征值提取,通过机器学习的方法建立肌声信号与关节力矩间的映射关系,使助力系统能够及时准确地识别出航天员的运动意图并实施助力。最后募集了3名志愿者进行了150 000组样本数据关节力矩辨识实验,实验结果表明：所提出算法的决定系数可达0.953 2,能够有效辨识航天员的运动意图。     

航天器声振动力学环境响应分析

动力学环境试验技术已得到了广泛的应用,但是动力学环境预示技术还没有得到很好的重视和发展。文章在简要概述了统计能量法（SEA）的基础上,以某卫星为例,划分为26个子系统和97个连接,对整星的宽带声振力学环境的响应进行了估计。经过与试验结果的对比,验证了上述方法的可行性。     

燃烧室声载荷时域信号预测自回归模型—时域Monte Carlo法预测结构声疲劳

利用航空发动机燃烧室噪声测试数据,采用时间序列自回归滑动平均分析方法建立了燃烧室噪声及动压预测模型ARMA(17,16),并用其对噪声时间历程进行了最佳预测.     

钝圆柱体分离流动声振控制的实验研究＊

在Ｒｅ＝３．０×１０４～１．０×１０５的范围内,实验研究了声激励对钝圆柱体分离流动的影响,分离剪切层发展演化的改变,给出了最佳声激励频率范围,并探讨了声激励控制分离流动的作用机理。研究结果表明,最佳激振频率范围具有普适性,该结果对工程实际具有一定意义     

钝圆柱体分离流动声振控制的实验研究

在Ｒｅ＝３．０＊１０＾４－１．０＊１０＾５的范围内,实验研究了声激励对钝圆柱体分离动的影响,分离剪切层发展演化的改变,给出了最佳声激励频率范围,并探讨了声激励控制分离流动的作用机理。研究结果表明,最佳激励频率范围具有普适性,该结果对工程实际具有一定意义。     

一种获得高温声疲劳S──N曲线的新方法

高温声疲劳试验应在行波管上加加温装置来完成,但这种方法费时、耗资大。基于疲劳等效原理,提出在振动台上加加温装置来得到高温声疲劳S-N曲线的一种新方法,其中涉及如下几个方面的问题：试件设计;声学环境模拟;温度场模拟;反射板设计;温度控制及应力、温度测量等等。用上述方法给出了GH140材料的S-N曲线,证明了本方法是简单可行的。     

飞机主梁疲劳裂纹萌生声发射信号的识别方法

 提出利用多参数识别和相关技术在高背景噪声环境下获取裂纹萌生所产生的声发射信号,并在试验进行到近 5 0 0 0 fh时预报出主梁螺栓孔长度不足 0 .5 mm裂纹的萌生     

声激发控制边界层转捩实验研究

本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流风洞中进行了实验研究。展向一排九只小发声器装在表面带小孔的平板模型内。用液晶膜技术显示边界层状态,根据表面热膜信号确定强迫边界层转捩所需输入发声器的最小功率(转捩阈值)。实验结果表明:边界层转捩位置可以用内声激发扰动控制。能迫使层流边界层转捩的声扰动频率范围远比模型试验的Tollmien-Schlichting波频率范围宽。转捩阈值出现最小值的有利输入频率与发声器本身的频率特性有关。应用低脉冲比的声扰动对控制边界层转捩更为有效。多发声器之间的相互干扰对转捩阈值的影响大多数情况下是有利的,然而实验中也发现有声扰动相互抵消的不利情况。     

某型飞机进气道结构声疲劳研究

飞机结构声疲劳问题是飞机型号研制中的一项技术关键，本文结合飞机进气道蒙皮鼓动、掉卿钉头等危及飞机安全的问题，系统地研制了飞机构声疲劳评估技术，包括习行噪声载荷实测、声疲劳载荷谱编制、结构件声Ｓ－Ｎ曲线测定、典型结构件声疲劳寿命试验，以及声疲疲劳寿命工程估算方法，形成了一种完整的分析与试验引结合的声疲劳寿命工程研究方法。     

燃烧室模型倒角对结构声影响的数值计算

针对贫油预混燃烧的研究,建立了燃气涡轮发动机燃烧室实验装置。研究在实际的制造过程中结构倒角对整体装置的影响。取燃烧稳定部分结构段进行计算分析,通过有限元软件ANSYS模拟计算了倒角对结构模型和声模型固有频率的影响;并结合SYSNOISE,计算了燃烧室结构段模型分别在理想情况和考虑倒角情况下的振动特性和声学特性;得出了结构振动响应和产生的瞬态声场特性与结构模型几何特性密切相关。