内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

综合模块化航电软件仿真测试环境研究

 伴随着综合模块化航空电子(IMA)软件在新一代飞机上的应用,其高复杂性、高度综合的特点以及分层的健康监控和故障管理模式给软件测试提出了挑战。传统的仿真测试环境在应对IMA软件测试中难以满足RTCA DO-178B中规定的对验证过程结果的验证的要求。本文在分析IMA软件特点的基础上,根据DO-178B的要求,综合国外的发展情况和国内的研究进展情况,研究综合模块化航电软件仿真测试环境需求,提出了基于软件故障注入的综合模块化航电软件灰盒仿真测试环境方案,并给出优势分析。该仿真测试环境方案以IMA软件为测试对象,应用软件故障注入技术和代码插装技术满足测试规范文件的要求。其具有通用灵活、适配性强、强实时性等特点,为中国新一代航电软件的系统验证和测试奠定了基础。     

基于复合疲劳试验的涡轮叶片振动应力反推法

提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P-S-N);最后基于99.87%存活率下的概率-应力-寿命曲(P_99.87%-S-N),结合叶片的外场故障统计结果,反推出叶片实际工作中振动应力的范围和可能的最大振动应力.      

涡扇发动机故障诊断的快速原型设计

提出一种基于发动机基线模型的面向气路故障诊断的快速原型设计方法.考虑到基于模型的发动机全包线范围的故障诊断方法需要有较高精度的模型,选择合适的换算参数对已有的相似变换参数进行修正,建立适用于全包线的发动机基线模型,设计基于加权最小二乘算法的故障诊断模型,并将其写入至CompactRIO构建了发动机故障诊断的快速原型.通过对某型涡扇发动机试验表明:该种故障诊断的快速原型设计方法是有效的.      

基于故障树的飞机结构腐蚀损伤模糊综合评判

针对飞机结构腐蚀损伤分析和评价过程中影响因素复杂且具有模糊性的问题,提出了基于故障树分析和模糊理论的方法对飞机结构在复杂环境下发生的腐蚀损伤进行综合评判.对飞机结构腐蚀损伤过程和机理进行分析,构建飞机结构腐蚀损伤故障树,建立腐蚀损伤影响因素的评判集;计算各评判因素的相对概率重要度,根据评判因素相对概率重要度的比重,建立评判因素权重集;确定飞机结构腐蚀损伤的评价集,建立从评判因素集到评价集的模糊映射;通过模糊关系的模糊变换,对服役环境引起飞机结构的腐蚀损伤进行定量评价.通过飞机铝合金结构和不锈钢结构在沿海环境条件下腐蚀损伤评判的实例分析,证明了该方法的有效性,可为飞机结构设计和维修提供依据.     

基于振动检测的发动机故障诊断算法研究

基于振动检测的发动机故障诊断算法,分析发动机发生故障时振动信号所具有的特征和故障诊断指标选择,对振动信号预处理、特征提取、状态识别和诊断决策分别进行了介绍,研究出采用振幅和频率两参量包络曲线法诊断发动机故障的算法,通过发动机热试车验证了采用发动机振动检测来判断发动机故障的算法的正确性。     

卫星产品声振组合试验技术研究

文章开展了声振组合试验技术的初步研究,探讨了卫星产品声振组合试验的控制方法,并以面积质量比大的卫星舱板产品为例研究了噪声与随机振动组合试验条件确定方法。结果表明:在进行噪声与正弦振动组合试验时,应先启动振动试验控制,后启动噪声试验控制,且正弦振动控制应采用滤波处理;在进行噪声与随机振动组合试验时,噪声激励与随机振动激励正常启动后,相互之间影响很小,可以按照要求的条件施加激励;对于面积质量比大的卫星产品,在结构上同时施加随机振动载荷和噪声载荷,声振组合试验考核更加合理。     

火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性

基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步提高空气流量;在地面静止状态下,随主火箭总压增加,空气流量逐步增大,等压面上形成Fabri壅塞后,进一步增加主火箭总压,反而会降低空气流量;在火箭引射模态下,RBCC发动机的工作状态可细分为引射作用占主导地位的进气道亚临界状态和临界状态、冲压作用占主导地位的进气道超临界状态,其分界马赫数分别约为0.7和1.5。     

基于自适应迭代学习的小行星绕飞容错控制

对于小行星绕飞任务的探测器姿态控制问题,已有方法大都考虑了干扰力矩和参数不确定等因素,而忽视了执行器故障情况。针对执行器故障条件下的小行星探测器姿态控制问题,提出了一种基于自适应迭代学习的容错控制方法。所设计的控制器包括两部分：其一针对执行器故障,设计了自适应迭代学习控制器,采用类滑模的思想和自适应迭代学习算法对控制器参数进行调整,进而补偿执行器故障带来的影响,保证系统在控制输出不足情况下的高精度姿态稳定性;其二针对探测器参量变化、外部环境干扰等不确定情况,设计了基于自适应神经网络的迭代学习控制器,采用径向基函数（RadialBasisFunction,RBF）神经网络对系统非线性部分进行逼近,同时对控制器参数进行自适应迭代学习调整,进而保证系统在不确定情况下的动态性能。数值仿真结果表明该控制器能够有效抑制外部环境干扰和内部参数变化带来的不利影响,在执行器部分失效甚至完全失效故障情况下,仍能保证系统的鲁棒性并实现误差在10^-2数量级内的较高姿态控制精度。     

双层滚珠轴承力学特性分析

基于拟动力学原理,在考虑轴承所承受的径向载荷、轴向载荷、滚珠自身离心力以及陀螺力矩联合载荷作用的影响下,建立双层滚珠轴承在高速及载荷作用下的力学模型,通过MATLAB编程仿真,分析不同载荷参数和结构参数对轴承力学特性的影响,并对计算方法进行了实验验证.研究结果表明:内外两节径关系直接影响到内圈和中圈之间的转速分配关系;径向载荷和轴向载荷对接触角的变化影响较大,直接关系到滚珠轴承的失效情况;工作转速、滚珠的材料、轴向预紧力以及滚珠初始接触角等对轴承的刚度影响较大.研究结果为双层滚珠轴承的设计和应用提供一定的理论依据.