基于一组卡尔曼滤波器信息融合的故障诊断

为了能及时准确地诊断发动机的传感器和执行机构故障,文章提出了基于一组卡尔曼滤波器信息融合的方法进行故障诊断;首先根据传感器特性设计了一组滤波器用于传感器故障诊断、隔离,每个滤波器针对一个传感器进行设计;其次根据执行机构故障特性设计了一组卡尔曼滤波器进行执行机构偏差估计,从而对执行机构进行故障诊断、隔离;接着给出了传感器、执行机构信息融合的诊断方案;最后分别给传感器、执行机构添加故障进行方案验证,仿真结果得出在传感器或者执行机构任意部件出故障的情况下,该融合方法可以有效地诊断并隔离出有故障的传感器或者执行机构。     

基于马氏距离的液体火箭发动机稳态过程故障程度评估方法

当前健康管理技术在我国航天领域的发展还未完全成熟,国内针对运载火箭稳态飞行过程的故障检测与评估进行的工作还较少,而未来对于运载火箭牵制释放、动力重构等技术的应用,以及对可重复使用技术的需求,火箭稳态飞行过程的故障检测和评估将是其重要的技术支撑,具有十分重大的意义,因此提出一种基于马氏距离的液体火箭发动机稳态过程故障程度评估方法,并通过采用液体火箭发动机的仿真数据验证了算法的有效性,为运载火箭发动机健康评估技术的发展提供了一定的借鉴作用。     

基于功率谱包络能量和SVM的舰用发动机故障诊断

发动机是军舰上的重要部件之一,其稳定性对军舰的正常航行具有重要影响。以舰用发动机关键部件(主泵轴承)为具体研究对象,提出了基于功率谱包络能量和支持向量机相结合的故障诊断方法。首先获取了大量可表征舰用发动机主泵轴承健康状态的振动加速度信息,对其进行功率谱分析,获得其功率谱的包络能量;以获取的舰用发动机主泵轴承功率谱的包络能量构建特征向量,并设计基于SVM的舰用发动机主泵轴承故障诊断模型,对主泵轴承的故障进行诊断研究。研究结果表明,采用基于功率谱包络能量和SVM相结合的舰用发动机关键部件故障诊断方法,可以很好实现主泵轴承的故障诊断效能,为舰用发动机主泵轴承故障诊断的工程应用奠定了基础。     

航空通信网络中复杂干扰过滤技术研究

航空通信环境中存在复杂的干扰信号,对正常的通信信号造成强烈的干扰。利用传统算法进行干扰信号过滤,无法避免由于干扰信号过于复杂导致过滤不充分的缺陷。提出一种基于加权残差优化算法的航空通信网络中复杂干扰过滤方法。对原始信号进行降频处理,能够消除峰值干扰信号,提高了信号的准确性。根据加权残差修正优化算法的相关原理,对通信信号进行残差优化处理,经过处理后的通信信号在受到干扰时会形成零陷,实现了对复杂干扰信号的过滤。实验结果表明,利用该算法进行航空通信网络中复杂干扰信号过滤,能够有效提高过滤的准确性,效果令人满意。     

基于联合变换相关的机载航空相机像移测量

为了提高像移测量精度,针对机载航空摆扫相机提出一种坐标变换法和图像相关法相结合的像移测量方法。利用坐标变换法得到初始像移速度,利用图像联合变换相关法对像移速度残差进行补偿。联合图像通过一个面阵CCD获得,该面阵CCD放置在相机焦平面上并与成像线阵TDI CCD平行,其输出的当前图像与参考图像合并构成联合图像进行二维空间联合变换相关运算,得到像移修正矢量。对该矢量分别在相机摆扫方向和载机飞行方向进行分解,从而得到摆扫像移和前向像移的修正量。仿真实验结果表明,在输入图像信噪比为4 dB时,像移测量误差在0.1 pixel以内。     

基于捷联惯导的航空重力测量滤波算法

在航空重力测量中通常需要采用卡尔曼滤波来对比力测量误差进行估计。针对航空重力测量只需要进行事后处理的特点，提出了两种新方法来提高比力测量的精度：一是最优卡尔曼滤波平滑算法，该算法的估计值是前向／反向卡尔曼滤波器的估计值的最优组合；二是迭代算法，由于在滤波模型中通常不对重力异常进行建模，而模型误差的存在会降低滤波精度，迭代算法的基本思想是将重力异常估计值代入新的导航解算，以此降低重力异常对滤波估计精度的影响。仿真分析表明所提出的方法能有效提高比力测量的精度，同时表明滤波估计是有偏的，因此还需要采用网格平差等方法来消除系统误差。     

固体发动机保险机构在高温高压下的实验研究

针对固体发动机部件保险机构所出现破现象,对其进行了激光散斑和电阻应变法联合测试。由于保险机构在高温和高压环境下工作,材料有蠕变现象,出现较大的热变形,传统的光我法实施,发展了一种叠合散斑技术,使之能够对大变形进行非接触式测量,在实验室测试的基础上,对保险机构进行了热容器试验,测量了点火后应变随时间的变化规律。实验结构发现,在保险机构机体上存在着一个接近破环应力的高危应力区,这是保险机破坏的主要因素     

Au基合金电位器材料耐磨特性与显微组织关系的研究

一种新型的由Ａｕ－Ｎｉ－Ｆｅ－Ｃｒ－Ｉｎ－Ｚｒ六元合金绕组材料与Ａｕ－Ｎｉ－Ｉｎ合金表面Ｉｎ＋注入的电刷材料相匹配制成的航空电位器，使用寿命为１×１０６次，达到ＨＢ５６３３－８１规定的一级电位器水平．力学性能研究和微观组织分析表明，电刷材料Ａｕ－Ｎｉ－Ｉｎ合金表面Ｉｎ＋注入可以促使表层生成具有良好润滑性能的Ｉｎ２Ｏ３，这能降低摩擦因数，并且可以使材料的表层组织晶粒细化，晶格畸变，从而提高表层的强度和硬度，改善其摩擦和磨损性能．在绕组材料Ａｕ－Ｎｉ－Ｆｅ－Ｃｒ－Ｉｎ－Ｚｒ六元合金的显微组织中，除有Ａｕ基固溶体和Ｎｉ基固溶体外，还含有Ｎｉ５Ｚｒ新相和具有正交结构的未知相这２种第２相粒子．存在于磨损表面的第２相粒子能够有效地提高绕组材料的抗粘着磨损能力．航空电位器的长使用寿命，是电刷材料和绕组材料的多种抗磨因素综合作用的结果．     

一飞机发动机动力特性分析

确定计算模型时，发动机定子按实际刚度，采用NASTRAN70．0程序对发动机整机进行了动力分析，分析结果与试验进行了比较，吻合度优于美国GE公司计算结果。作者认为造成偏磨故障的原因是弹性环压死，使压气机转子与定子反向平动的第六阶临界转速上升到接近放气阀门关闭时转速所致。根据动力响应计算结果，装配工艺采取措施后，克服了此偏磨故障。     

冲击破碎高能推进剂的燃烧异常

为研究高能推进剂的冲击损伤状态对其使用安全性的影响,以爆轰波为加载手段,对NEPE推进剂试样进行冲击损伤。经扫描电镜观察和密度测量,冲击试样的基体材料和固体颗粒破坏严重,密度降低。热分析实验表明,损伤有利于试样中硝酸酯热分解的进行。密闭爆发器实验显示,损伤使燃烧速度加快。