Banach空间中的常微分方程边值问题的拟上下解方法

利用拟上下解方法,研究了一阶非线性微分方程边值问题u′(t)=f(t,u(t)),u(0)-u(T)=x1,x1≥0拟解的存在性,并通过线性微分方程的解来构造算子,从而得到单调迭代序列,进而得到该边值问题的最大最小拟解对。     

高DN值滚子轴承保持架断裂分析

对高DN值(轴承内径与转速的乘积)滚子轴承保持架断裂的故障机理进行仿真,采用超高周疲劳理论对仿真结果进行分析,结果表明:以往基于高周疲劳概念的保持架设计方法不适用于高DN值轴承保持架,超长寿命期内造成断裂所需的应力远低于材料的疲劳极限。造成高DN值滚子轴承保持架断裂的主要应力来自高转速带来的离心应力,而兜孔圆角过小导致应力集中过大是造成轴承保持架断裂主要原因,因此增大保持架兜孔圆角或清根能够降低局部应力集中,有利于防止保持架的断裂,提高轴承的可靠性。     

一般非线性边值问题的高精度方法

介绍了满足边界条件y(a)=A 和y(b)=B 的一般二阶非线性常微分方程y″=f(x,y,y′)的六阶三对角有限差分法;在右端项一般形式下,推广了文献[2]的结果。并在适当条件下证明了该方法的收敛性和稳定性,同时用数值试验证实了上述结论的正确性。     

多变量飞控系统的稳定裕度分析

根据系统回差阵最小奇异值及通用相角－幅值裕度估算图,给出了在系统的输入和输出端所有通道的相角和幅值同时变化时系统的稳定裕度,它不仅可作为评价不同控制律鲁棒性优劣的指标之一,也是对古典单通道量测ＭＩＭＯ系统稳定裕度的补充。同时为了克服所得结果的保守性,采用了两种改进方法,并对某型飞机的侧向运动系统进行了稳定裕度的分析、比较。     

飞机尾流的快速建模方法

尾流的强度主要由飞机的飞机重量、飞行速度和机翼形状所决定和仿真尾流的保守被动模型可很好的描述尾流系统中水蒸汽、位温等保守被动量的运动演化规律,但这种参数仿真时间长、对计算机要求高,不能实时预测任一机型所产生的尾流的状态分布特性.为此提出了一种尾流的快速建模方法,很好的解决了以往尾流实时仿真时的缺点,为飞机飞行过程中实时预测前机尾流的影响区域提供理论依据,从而减少尾流事故的发生.      

一种新的气动弹性鲁棒稳定性分析方法(英文)

Air vehicles undergo variations in structural mass and stiffness because of fuel consumption and the failure of structural components, which might lead to serious influences on the aeroelastic characteristics. An approach for aeroelastic robust stability analysis taking into account the perturbations of structural mass and stiffness is developed. Applying the perturbation method and harmonic unsteady aerodynamic forces, the frequency-domain linear fractal transformation （LFT） representation of perturbed aeroelastic system is modeled. Then, the robust stability is analyzed by using the structured singular value ,u-method. The numerical results of a bi-spar wing show its effectiveness and low computational time in dealing with the robust problems with mass and stiffness perturbations. In engineering analysis for solving aeroelastic problems, the robust approach can be applied to flutter analysis for airplane with the fuel load variation and taking the damage conditions into consideration.     

基于振动能量积奇异值分解的航空发动机 振动状态识别

为进一步提高航空发动机振动状态监测的有效性和故障诊断的准确性,将机匣截面振动信号的各谐波轴心轨迹椭圆长短轴乘积看成广义时间序列.基于该序列能够全面反映发动机转子系统各谐波能量分布的客观事实,利用其构造矩阵并提取奇异值向量.借助于该向量构造特征值,通过比较特征值向量实现对发动机不同振动状态的识别.对实测振动信号的分析表明:在同一振动状态下,各数据椭圆长短轴乘积相对奇异值强度具有相同的变化趋势和良好的稳定性;在不同振动状态下,椭圆长短轴乘积相对奇异值强度变化趋势不尽相同;通过椭圆长短轴乘积奇异值相对距离熵能够较好地识别发动机各振动状态.     

基于起飞分析的机场障碍物评估软件的设计

机场障碍物主要影响起飞越障限制重量和起飞安全,同时机场障碍物评估是航空公司性能工程师日常主要计算工作。针对机场起飞航径区内的所有障碍物,按照CCAR121部的规定,建立民用机场障碍物信息数据库,利用编程语言设计障碍物评估软件,识别附近的障碍物是否为重要障碍物,同时将重要障碍物信息自动转换为飞机性能软件对应的输入接口文件,便于后续的起飞越障计算,可以快速提高性能工程师的计算效率。     

大型客机燃油重量特性仿真技术研究

基于虚拟飞行的大型客机特性评估,需要更加精准的燃油重量特性,而现有的燃油重量特性分析方法在计算速度和精度上已经无法满足需求,也没有系统的燃油重量特性仿真工具。针对这一问题,改进传统燃油切片法,提出一种基于数据库和耗油顺序的分析方法,分为油箱燃油重量特性数据库构建、燃油系统瞬时重量特性计算和燃油系统重量特性实时监控3个模块进行研究,并基于CATIA二次开发平台,VC++开发环境和Unity3D游戏引擎,开发了一套较系统的飞机燃油重量特性分析软件。选用双通道的A330-300客机作为算例,根据官方公布的数据,利用CATIA建立油箱组模型,作为仿真的原始输入,经过前处理、仿真和后处理3个步骤,对算法及软件的快速性和准确性进行了验证,也说明了发展燃油主动重心控制技术的必要性。     

基于凸包算法的陶芯弯曲度与扭曲度误差计算

陶芯弯扭变形直接关系到空心叶片的壁厚尺寸分布,为克服当前陶芯弯扭变形的计算中测量数据与理论模型三维配准、陶芯截面轮廓线提取或拟合的过程算法复杂、收敛速度慢、效率低等问题,提出了一种通过测量数据点直接计算陶芯弯曲度和扭曲度误差的算法,该算法不需要三维配准和提取陶芯外轮廓线,通过距离权值法计算陶芯弯曲度,凸包算法计算陶芯扭曲度,能大幅提高计算效率。仿真与实验结果表明:该算法弯曲变形计算精度为99.55%,与二维配准算法相差±0.01mm;扭曲变形计算精度为99.98%,与二维配准相差±0.006°。