HUMS技术对民用直升机维修任务的影响研究

传统基于 MSG-3的民用直升机维修大纲分析方法未充分考虑健康与使用监测系统(HUMS)的影响, 已在使用过程中暴露出不适应性等问题。本文在 MSG-3的总体分析框架下,开展了 HUMS技术对民用直升 机维修任务的影响研究,全面分析了 HUMS技术对系统/动力装置、结构、区域、闪电/高强度辐射场维修任务 的影响,提出了一套考虑 HUMS技术的 MSG-3维修任务分析建议,可为我国新一代民用直升机维修大纲制定 提供关键技术支撑。     

军用飞机闪电/高能辐射场分析技术及应用研究

随着飞机飞行时间的加长,闪电/高能辐射场(L/HIRF)防护系统的作用也会随之降低,所以为了满足飞机持续安全飞行的要求,必须对L/HIRF防护部件进行分析并纳入维修大纲中。根据MSG-3分析原理和方法,研究提出了军用飞机L/HIRF流程,填补了军机维修大纲中针对闪电/高能辐射场防护系统分析的空白,通过型号实践,保证了飞机在服役期间遭遇外部特殊环境下的使用安全。     

IEL&HIRF传递函数分析预测与系统定义

讨论闪电间接效应和高强度辐射场的飞机传递函数的同步测量与分析计算,论述飞机系统设备对闪电间接效应或高强度辐射场响应的分析预测方法,说明系统定义中电磁兼容及设备电磁防护的设计方法。     

一种民用飞机结构维修大纲的制定方法

飞机在运营之前必须制定出维修大纲。根据新研民用飞机缺少使用数据和使用经验的情况,依据类似机型结构维修大纲的制定经验,同时结合维修指导小组思想,提出案例推理的方法,制定新研机型的结构维修大纲。以案例推理为基础构建了结构维修大纲制定的方法。运用基于案例推理的方法制定出了结构维修大纲,得到结构的维修任务和维修间隔,推理结论与...     

基于MSG-3的民机维修大纲L／HIRF坊护分析研究

讨论了雷击防护的适航要求,以MSG-3作为分析基础对民用运输类飞机维修大纲L／HIRF防护进行研究,将MSG-3中对于L／HIRF防护的规定分成四个部分进行分析,提出L／HIRF防护敏感度等级、检查间隔以及任务类型确定所采用的方法。本文可为民用飞机初始预定维修大纲的制定提供一定的参考。     

基于MSG-3的民机维修大纲L/HIRF防护分析研究

讨论了雷击防护的适航要求,以MSG—3作为分析基础对民用运输类飞机维修大纲L/HIRF防护进行研究,将MSG—3中对于L/HIRF防护的规定分成四个部分进行分析,提出L/HIRF防护敏感度等级、检查间隔以及任务类型确定所采用的方法。本文可为民用飞机初始预定维修大纲的制定提供一定的参考。     

民用飞机复合材料结构维修大纲的制定

复合材料正逐渐成为当今民用飞机的主要结构材料,大大降低飞机的结构重量,提高了飞机性能。本文介绍了运用MSG-3分析方法制定飞机复合材料结构维修大纲的过程,其中主要阐述了复合材料环境损伤（ED）评级过程中所考虑的因素以及民用飞机复合材料结构检查方式和方法的确定。     

基于CBR的民用飞机维修决策系统研究

基于CBR的智能维修决策技术,可以为新型国产飞机维修大纲制订人员提供有用的决策信息,提高制定飞机维修大纲的智能化水平和效率。研究的核心问题就是基于CBR的维修任务和维修间隔制订方法,它们为维修决策支持系统提供理论指导与核心算法。最后开发了基于CBR、以SQL Server作为后台数据库管理系统的民用飞机维修决策系统,并以新舟600（MA600）飞机ATA32起落架系统组件为实例进行验证,效果良好。     

低利用率下民机结构维修间隔确定模型

制定民用飞机结构维修大纲的核心内容之一是确定结构维修间隔,现有的分析模型普遍没有综合考虑民机利用率对维修间隔各指标的影响。以民机在环境损伤下的金属结构维修间隔为研究背景,综合考虑利用率对确定结构维修间隔各个指标的影响,应用K-means算法和AHP （Analytic Hierarchy Process）-熵值法,建立了一种某型国产民机低利用率下金属结构环境损伤维修间隔的确定模型,并通过选取相似机型的典型结构进行了实例验证。分析结果表明：所建模型与飞机利用率匹配关系良好,符合工程实际,在一定程度上解决了国产民机制定维修大纲的过程中,由于缺少运营数据和维修数据而导致维修间隔的确定偏于主观的问题。     

基于改进AHP的民机结构偶然损伤检查间隔的研究

确定飞机结构偶然损伤检查间隔是制定飞机结构维修大纲的关键问题之一。在国内缺乏相关使用数据的前提下,经过对多种机型维修大纲制订政策和程序手册以及国际主流机型维修大纲的研究,分析了飞机结构偶然损伤的影响因素,建立了相应的评价指标体系,研究了基于粗糙集理论和层次分析法(AHP)的指标权重确定方法,在此基础上,应用综合评价等级和间隔的对应关系,建立了飞机结构偶然损伤维修间隔的制定方法。最后对某机型飞机的重要结构项目进行实例分析,效果良好。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。