系统工程及其应用

为理解和实施系统工程管理，介绍了系统和系统工程的基本原理和方法，以及工程系统工程的组成和传统工程的关系，并以机载导弹系统为对象介绍了系统工程项目系统工程管理框架。     

航空航天业正在迎来新一轮革命

21世纪跌宕起伏的第一个十年已经过去.人们都在揣测.航空航天业的下一个10年将会怎样? 过去的10年.是一些引人注目的大型飞机项目纷纷上马的10年.但以波音787和F-35为代表的高复杂性与高风险性并存的研发项目.却屡屡出现计划延期、成本超支的状况.人们搞不懂.这些严格按照系统工程流程进行管理的项目,为什么还会一再遭...     

直升机总体设计思路和方法发展分析

直升机总体设计对于型号研制成功与否有着极为重要的影响。随着直升机相关学科以及信息化技术的发展,直升机总体设计亦从传统的原准机设计法、参数统计法等发展到现代的多学科设计优化法。特别是系统工程和并行工程思想以及现代项目管理理念在航空产品研制中的应用,对直升机的总体设计思想产生了重大影响,推动着直升机总体设计向智能化、综合化和系统化方向发展。首先,简要回顾了直升机总体设计技术的发展历程,介绍了传统设计方法和现代设计方法在型号中的应用及其相互之间的差异;然后,重点分析了系统工程和并行工程思想、现代项目管理理念、直升机新构型以及数字化技术对直升机总体设计思想和方法的影响;最后,展望了直升机总体设计方法的未来发展趋势。     

MBSE在航空飞行控制系统的应用研究

现代飞机系统的复杂性不断增长,传统的开发方法在管理和维护方面变得越来越具有挑战性。首先,对航空飞控系统研发过程在当前系统工程实践方面进行了评估,阐述了传统开发方式的不足和基于模型的系统工程（MBSE）的核心原则和优点,以及在实现中常用的工具和方法;然后,展示了MBSE如何在飞行控制系统研发时使用模型来支持复杂系统的规范、设计、分析、验证和确认的过程;最后,结合先进的MBSE工具和方法的发展,MBSE结合敏捷的开发前景,以及提高MBSE实践的互操作性和标准化的需求对未来的研究方向进行了展望。本文研究为利用MBSE方法论和工具来改进飞行控制系统的设计、开发和性能感兴趣的航空工业专业人员、系统工程师提供资源和解决思路。     

系统工程技术（SE）在空管固定格式报文交互测试中的应用

1、引言 系统工程（SE）研究如何将用户的需求正确地转化为系统要求。对于不同复杂度的项目，系统工程（SE）都能提供一套较为完整的逻辑方法来得出最佳的解决方案。另一方面，系统工程还能在一个系统的设计中权衡取舍并整合出各种要素以获得更好的产品和最佳的系统性能。因此，系统工程的正确实施有助于从一开始就正确执行项目，并能及早发现和解决问题，极大地降低了项目的成本和风险。     

支持复杂产品研发的WBS

讨论了系统工程与项目管理的区别和联系,指出系统工程与项目管理融合是复杂产品研发项目的要求.提出一种与这种要求相适应的WBS(工作结构分解)模型--PDA-WBS模型,讨论了该模型的特点,并提出了适应系统工程特点的:DWBS模板;最后介绍PDA-WBS模型的软件实现.     

反思系统工程呼声渐高

近年来,在一些高度复杂和高风险的研发项目屡屡出现计划延期、成本超支、甚至项目被最终取消的问题之后,美国航空航天和防务工业界人士开始重新审视曾经在美国阿波罗项目之后,广泛应用于这个领域的系统工程流程,并在思考当年为解决一些复杂的项目管理问题而创立的系统工程方法,是否已经无法适应当今环境下复杂程度大幅升级的研发项目.反思...     

民用飞机生产体系需求定义过程研究

建立高效灵活的民用飞机生产体系是民机项目研制成功的重中之重,也是民机制造商面对变化多端的民机市场必须解决的关键所在。民机产品的复杂性与多样性,决定了民机生产体系的复杂性与多样性。借助系统工程方法探索以需求为牵引对生产体系开展正向设计的方法,在充分研究民机产品与生产体系关系的前提下,借鉴目前广泛用于飞机产品需求定义的思路,本文对生产体系需求定义过程进行了研究,提出了利益攸关方模型和基础功能模型,将风险分析引入生产需求定义过程以提升目标系统的安全性,描述了从利益攸关方需要到需求和从风险应对需要到需求这两类需求捕获方法,提供了生产体系需求的分类方式并阐述了分类的目的,给出的典型生产体系需求来源可作为相关实践的模板。     

系统工程面临的机遇和挑战

IBM为<航空周刊>做的行业调表明:系统工程是航天和防务项目能否获得成功的关键,如果不对此进行重大改进,不采取主动的行动,该行业的难题还将继续下去. 针对“先进的系统工程能否带来项目结果的显著改善”这一问题,IBM公司询问了18位主要公司的高管.     

复杂系统工程在基地级航空装备修理能力建设上的应用

分析了复杂系统工程发展现状及传统系统工程的局限性,紧贴当前基地级航空装备修理能力建设的发展需求,探索如何通过系统工程的全局思维视角提升航空装备修理能力建设的发展思路。     

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.     

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。     

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H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。