确定航向陀螺定期检测周期的模糊数学方法

阐述了运用模糊数学的方法,建立航空航向陀螺的参数模糊可靠度模型,介绍了通过此模型确定航空航向陀螺定期检测周期的应用实例。     

高频电波在背景备向异性和不均匀的随机起伏电离层中的传播

运用波动理论,讨论背景为各向异性、不均匀的随机起伏电离层中高频电波的传播和散射问题,给出了电离层不均匀体散射引起的反射回波波场的起伏,并在垂测条件下计算了接收波场的相位与振幅起伏的谱分布。      

传热对微型摆式发动机性能的影响机制分析

建立了微型摆式发动机(Micro internal combustion swing engine,MICSE)的计算模型,揭示了传热及其尺度效应对微型摆式发动机性能的影响机制。结果表明:壳体仅在一个较薄的热缓存层内与工质气体进行周期性热交换。在进气过程中,热缓存层对气体的传热会提高气体温度,从而降低进气质量和压缩比;在做功过程中,气体对热缓存层的传热减少做功,这两方面都会降低系统热效率。尺寸越小,进气气体在热缓存层传热下的温升越大,相对进气质量和压缩比越低;做功过程中的气体向热缓存层的传热量占燃气总化学能的比值越高。因此尺寸越小,传热效应增强,热效率越低。     

星箭连接界面处环形分布动载荷识别

提出一种基于卫星结构响应的环形分布动载荷识别方法。首先基于脉冲响应函数,在时域内构建激励与响应之间的传递关系;进一步,利用B样条函数表示动载荷的环形分布函数,并结合卫星结构有限元模型和结构测点加速度响应,识别了动载荷的分布函数及其时间历程。以某卫星模型开展数值仿真研究,结果表明：在不同噪声水平,响应测点数以及B样条控制点数的情况下,本文所提出的方法能够准确识别卫星结构所受分布动载荷。本文方法能够为实际飞行情况下卫星载荷环境评估提供理论支撑。     

基于实测频响函数反推管路卡箍支承刚度与阻尼

为了有效创建航空发动机管路系统动力学模型,需要获得动载荷作用下管路卡箍支承刚度及阻尼。提出一种基于实测频响函数(FRF)反推卡箍支承刚度及阻尼的方法。确定了针对单管路双卡箍支撑系统的反推辨识流程;利用自编有限元创建了该管路系统的动力学模型,并给出了求解频响函数的方法;进一步,提出了基于灵敏度的卡箍支承刚度和阻尼反推辨识算法;以典型管路卡箍为例,用所提出的方法辨识出了该卡箍的支承刚度和阻尼。将辨识值回带到理论模型中,发现仿真及实测固有频率及相对应的频响函数偏差均小于9%,从而证明了研发的辨识方法的合理性。另外,辨识结果也表明卡箍的刚度及阻尼具有频率依赖性,且水平及竖直方向存在差异。      

基于非线性抗扰滑模控制的永磁同步电机直接转矩控制

针对永磁同步电机(PMSM)内部参数不确定和外部干扰未知的问题,提出了一种基于非线性光滑扩张状态观测器(ESO)的非线性控制方法。通过引入非线性光滑函数设计了ESO,实现了对PMSM内部和外部不确定因素的观测,并把观测结果实时补偿给非线性控制器,有效提高了电机的动静态性能和抗扰能力。采用基于非线性光滑函数的滑模控制器替代传统直接转矩控制中的滞环控制器,有效地削弱了转矩和磁链的抖振和脉动。仿真结果表明所提方法响应速度快、稳定性好、抗扰能力强,是一种鲁棒性强的控制方法。     

一种基于二次分配的测试性指标分配方法

针对现有主流测试性分配方法均为一次性分配,缺乏必要的反馈和修正,一旦有单元分配指标过高无法实现,会导致系统指标也无法实现的问题,提出了一种基于二次分配的测试性指标分配方法。利用基于反正切函数的改进故障率分配法实施初次分配,由单元开展测试性初步设计和预计,基于单元测试性指标预计结果判断是否需要实施再次分配,如需要再次分配,则基于单元相对难度系数的修正函数,对指标偏高/偏低的单元实施再次分配,得到最终分配结果。通过仿真算例和实例验证了二次分配方法的有效性和先进性。     

液氮抽真空制冷的理论及试验

在考虑液氮总质量变化、储罐罐体热容的前提下,基于化学势温差,传热系数和传质系数等参数,详细建立了液氮降压制备过冷液氮的数学模型。理论计算的液氮温度及质量变化和制取过冷液氮试验值吻合较好,结果表明:该数学模型能准确描述液氮相变过程,且获得了液氮抽真空制冷中相变传热的化学势温差为1.21 K、传热系数为2 942.37 W/(m2·K)及传质系数为0.004 4 m/s。      

航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。      

基于不同动力引力辅助模型的木星转移轨道设计

针对木星转移轨道设计中动力引力辅助模型选择问题展开了研究。首先,介绍了近心点机动和甩摆后机动2种动力引力辅助模型,给出了2种模型下最优脉冲机动速度增量的解算方法;然后,基于动力引力辅助模型,提出了包含引力辅助的行星际转移轨迹初始设计方法;最后,以木星探测任务转移轨迹设计为例,对比了不同动力引力辅助模型下探测器的燃料消耗情况。仿真结果表明:相比于甩摆后机动方式,近心点轨道机动方式更加节省燃料。基于近心点机动引力辅助模型,最终完成了金星-地球-地球引力辅助序列的木星转移轨迹初始设计,为我国未来采用引力辅助方式的深空探测任务提供了一定的参考。