大数据时代的民机健康管理技术革新

正调研论述了大数据时代背景下,国内外制造商和航空公司健康管理技术的演化历程,并对民机健康管理技术进行展望,在分析民航业数据基础上,提出了面向民机健康管理应用的大数据平台架构与规划,阐述了民机健康管理服务模式和生态链。自上世纪90年代国际领先的民用飞机制造商引入飞机健康管理的概念和技术以来,经过了20多年的发展,目前已建立起基于空地双向数据通信系统的实时监控与健康管理系统,可实时收集飞机的状态信息,及时获取飞机的健康状态,     

基于KBE的导弹结构快速设计系统的研究与开发

武器装备的快速性设计和优化是提升自主创新的重要手段.导弹结构快速设计系统是针对导弹结构设计复杂性和反复性的特点,基于KBE的理念,借助UG平台,融入设计规则和经验教训的设计平台.通过该平台的开发,实现了导弹结构的自动式建模和自导式建模,以及对模型的分析计算,生成可脱离该系统进行单独修改设计的导弹各舱段的知识特征模型,从而满足了快速性和重复优化设计的需要,大大提高了设计的效率.     

大数据技术在航空发动机研发领域的应用探索

针对航空发动机研发领域内不同专业之间数据彼此孤立,相同专业的数据名称、符号、量纲不统一,无法应用大数据技术进行深层次分析的问题,通过对发动机数据进行系统有效的管理,建立了航空发动机大数据平台方案,从而挖掘数据间隐藏的规律,解决发动机复杂问题。通过系统梳理全寿命周期内发动机不同阶段、不同专业数据的现状及管理的不足,开展了航空发动机大数据平台建立的需求分析,并利用工程经验开展了数据种类分析,首次定义了航空发动机元数据的概念及组成,创新性地提出了一种多维度、多专业数据关联的命名方法,为后续科研院所及发动机承制厂商建立航空发动机大数据平台提供了数据间关联的支撑,摸索出大数据技术应用的途径,从航空发动机设计的专业角度提出了大数据平台实施方向,具有较好的工程应用价值。     

飞航导弹协同作战信息化体系构建及分布式仿真

分析了空/天平台与多导弹协同的作战信息化体系,提出了全体系下信息化协同作战典型作战使用流程,且利用HLA-RTI建立了信息化体系四导弹协同作战的仿真系统,并进行了信息化体系的多导弹协同作战侦察、指挥与控制功能演示.为多导弹协同作战信息化体系建设提供参考.     

基于VMIC和VXI分布式导弹自动测试平台

为满足某新型导弹测试需求,设计了基于VMIC和VXI总线的分布式导弹自动测试平台.阐述了自动测试平台的工作原理、设计方法及软硬件系统组成;平台采用VXI总线建立全弹流程控制环境,通过反射内存卡组成实时信号传输测试网络.经实践证明,构建的基于网络的导弹综合自动测试平台,能完成导弹总体性能的自动测试与评估,工作稳定,性能可靠,能够很好地满足某新型产品的测试需求.     

直升机故障分析与管理系统的设计与实现

为提高直升机健康和使用管理的自动化程度,构建了基于C/S结构的直升机故障分析与管理系统框架,阐述了在.net平台下的设计与实现方案。将阈值判断、小波技术、时域平均以及傅里叶分析等用于振动信号去噪、特征频率提取等信号分析之中,为直升机的故障诊断提供分析平台。同时,结合网络技术、数据库技术实现数据的有效管理,为地勤维护人员、直升机管理人员及专家提供良好的分析和管理工具。     

舰载导弹及火控系统数据录取与智能分析系统

为了解决导弹发射故障的分析问题,设计了一套舰载导弹及火控系统数据录取与智能分析系统,介绍了该系统的组成、功能和技术指标,运用多总线技术和军用加固机技术设计了其数据录取系统,并给出了智能分析系统软件的设计方法.     

导弹健康状态预测性能评价内容分析

文章以建立统一的导弹健康状态预测性能评价方法为出发点,分析了导弹健康状态预测工作的现状,提出了导弹健康状态预测性能评价的需求分析,并在总结归纳前人关于预测性能评价指标研究的基础上,对导弹健康状态预测性能评价的评价内容和子内容进行了分析、确定,最终建立了导弹健康状态预测性能评价内容的整体架构,完成了建立统一的预测性能评价方法的第一步,为下一步对关键指标进行探讨奠定了基础。     

基于MESE的导弹仿真数据一致性验证

以某型空空导弹为对象,对该导弹模型的仿真可信度评估方法进行了研究,提出了基于最大熵谱估计法的导弹仿真数据一致性验证方法.模拟外场试验场景进行了全体系实战对抗仿真试验,并将试验数据作为仿真数据一致性验证的参考数据;对导弹仿真试验的随机动态数据平稳化预处理后,进行了基于最大熵谱估计法的导弹仿真随机动态数据一致性验证.结果表明,该导弹模型具有良好的动态一致性,所提方法可行、有效.     

风洞试验数据管理平台设计与研究

针对国内民用飞机风洞试验数据体量大、种类多、高时效、更新快等特点，引入了矩阵存储模式替代了原有的分层存储模式对现有风洞试验数据进行了重新划分与归类，优化了数据文件存储结构。仔细分析该平台在存储规模、管理规范及使用功能等方面的需求后，拟选择IBMx366型或同等级别的工作站及配套设备作为硬件基础，同时明确了该平台的面向对象、使用规范及管理办法。该平台所含写入/查询/更新等常规功能采用Labview8.6软件开发平台及SQL语句脚本实现。该数据管理平台已具备了一定实际功能，基本满足对风洞试验数据管理的需求。     

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。     

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。     

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.     

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.     

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。     

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.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

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。