民用飞机直接维修成本分析与控制技术

结合工程实际阐述了如何在飞机设计过程中对直接维修成本(DMC)进行分析与控制,从而优化产品设计和保障方案,提高民用飞机的市场竞争力。     

事理理论在航空维修中的应用

航空维修是为保持和恢复航空装备(飞机)规定状态而采取的工程技术和管理活动,是航空装备效能发挥的重要保障.由于航空维修面临的挑战越来越严峻,需要从新的视角来审视信息化条件下的航空维修.     

战斗机维修作业体制对比权衡和分析研究

维修作业体制的制定极大程度地影响维修保障的效率和效果,影响航空兵部队战斗力的发挥。对维修作业体制的研究有助于了解在不同环境下制定维修保障流程的原则和方法,以提高维修保障效率和装备的可靠性与经济性。运用层次分析法对维修作业体制进行探究,量化分析以维修体制为核心影响参数的评价体系,明确指标体系中的各指标所占的权重,并进行案例分析。结果表明:在不同的评价指标体系中,出动架次率和机群任务成功率所占的权重较大,而在二级指标中,规划保障所占的权重较大,说明了外场规划保障能力是影响维修作业体制的重要因素,为优化维修作业体制打下坚实的基础。     

基于知识的复杂装备虚拟(VE)维修训练系统研究

随着装备日趋复杂,传统的维修训练所带来的问题已成为影响装备尽快形成战斗力的重要因素之一.文中从现状分析入手,对基于知识的复杂装备虚拟维修训练系统的功能与总体框架、智能维修训练内容决策子系统、智能维修训练辅导子系统和虚拟环境(VE,virtualenvironment)生成子系统的研究进行了详细描述.     

试论规划维修与装备综合保障其他工作的关系

论述了装备规划维修与装备综合保障其他工作 ,如保障性分析、规划使用保障以及规划保障资源之间的关系。其中包括这些工作各自在装备综合保障中的地位、工作对象、工作目的、工作内容和主要输入输出以及它们的差别和关系。     

军机维修保障装备发展建设的思考

随着军用飞机复杂程度的提高和各种高新技术在航空领域的应用。维修保障装备作为空军装备体系的一部分,对于军用飞机作战效能的发挥具有越来越重要的作用。本文从基本定义入手。分析了军机维修保障装备的作用、要求及发展趋势,并详细论述了维修保障能力的影响因素,最后提出了提高维修保障能力的基本途径,为航空保障装备的发展建设提供了一定的理论依据。     

从基林航空维修大队看美军直升机维修模式

<正>在现代高科技战争中,军队对于直升机的快速出动能力和战备完好性有着很高的要求,反映在保障建设中,直升机维修大队发挥着重要的作用,甚至直接反映了直升机的维修模式。为了满足现代战争的需要,美国多年来一直都非常注重加强直升机装备保障建设,提高直升机的快速出动能力,保持极高的战备完好率。"基林航空维修大队"(Killeen AFMA)作为美国陆军的一支专业直升机维修部队,多年来出色地完成了多项任务,保障了美军陆航在国内外的各项军事行动,其建设发展历程反映了美军直升机维修保障的基本模式。     

从航空武器装备维修体制变化看ATE的发展趋势

以装备维修体制变化为背景,阐述了自动测试设备(ATE)在装备三级维修中的应用,研究了两级维修体制下的各级测试需求,结合国外军队ATE的近期研究状况,分析了其最新趋势,从而为我军ATE的研制提供了借鉴.     

论规划维修的主要内容和基本程序

从规划维修的定义出发,探讨了规划维修在装备综合保障工作中的地位、作用,重点论述了规划维修的主要工作内容和基本工作程序.     

基于任务转换的维修保障手册规划研究

装备作战条件下的快速响应与机动保障是衡量装备后勤保障能力的重要体现。装备作战条件下的任务剖面转换维修保障工作直接影响任务的及时和完好,人力的科学调度、维修程序的合理化程度、备件的满足情况、保障设备和工具的通用化等因素成为转换维修保障工作的重要支撑内容。传统的保障措施主要依靠维护规程、维修手册和用户总结的材料,内容分散且存在缺失,保障流程不统一,效果差。针对任务转换的时间指标要求高、保障流程复杂、涉及专业面广、工作量大等特点,本文对基于任务转换的维修保障手册进行了系统全面的规划。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型，通过庞加莱映射的方法，研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下，通过逆向积分，飞行器从L1或L2点附近返回近月点，得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的，从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s，且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s，从而改进了Villac等人的相关工作，同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

Model Development and Adaptive Imbalance Vibration Control of Magnetic Suspended System

对星载磁悬浮单框架控制力矩陀螺,建立其转子的平动与转动的动力学方程。所建模型反映了转子的动、静不平衡特性,以及转子运动与框架、星体运动的耦合关系。模型是主动磁悬浮控制与动框架效应分析的基础。对动、静不平衡量未知的转子,设计了自适应对中控制器。在分散PD、比例交叉反馈控制器与高低通滤波器的基础上,通过动、静不平衡量的辨识与补偿控制,使转子绕其惯量主轴旋转,衰减角动量交换执行机构高速转子因不平衡而对基座产生的干扰力,消除星上主要颤振源,达到降低卫星姿态抖动的目的。     

Love Waves in Layered Graded Composite Structures with Imperfectly Bonded Interface

Theoretical analysis and numerical calculations of Love wave propagation in layered graded composites with imperfectly bonded interface are described in this paper. On the basis of WKB method, the approximate analytic solutions for Love waves are obtained. By the interface shear spring model, the dispersion relations for Love waves in layered graded composite structures with rigid, slip, and imperfectly bonded interfaces are given, and the effects of the interface conditions on the phase velocities of Love waves in SiC/Al lay- ered graded composites are discussed. Numerical analysis shows that the phase velocity decreases when the defined flexibility parameter is greater. For the general imperfectly bonded interface, the phase velocity changes in the range of the velocities for the rigid and slip interface conditions.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

Adaptive Control of Helicopter Ground Resonance with Magnetorheological Damper

The methodology for adaptive control of helicopter ground resonance with magnetorheological （MR） damper is presented. The adaptive inverse control method is used to control the output damping force of MR damper and the range of the damping force is given. Through the adaptive inverse control, the damping force of MR damper is fit to a desired damping force. With the background of applying MR damper to control of helicopter ground resonance, a model of loss force and an adaptive arithmetic for stabilization of the coupled rotor/fuselage system are presented. The simulation shows that the controller presented in this paper can stabilize the rotor/fuselage coupling system quickly and control the helicopter ground resonance effectively.     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。