时装的新民族浪漫风格

新世纪的第个春天来了,女孩们迫不及待地从冬日的重重束缚下解脱出来,换上春装.当那些舒缓有致的美丽次第从门前经过,我知道他们一年一度的节日来临.     

民航飞机故障诊断专家系统构架设计

目前国内民航飞机的维修主要是人工的，非智能化的。本文针对民航飞机的故障诊断专家系统正是为维修的智能化和专家化所设计的。文中提出了专家系统的整体框架设计，包括整体的“客户端一服务器端一浏览端”构架，自行设计的串行网络分词算法，以及采用了Link Grammar英文理解算法进行逻辑信息理解的方法。论文同时提出了一些系统构架设计中的独特思想，突出了系统的智能化和自动化，并介绍了两个主要工作模式以及贯穿整个系统构架的四个机制。     

涡流冷却推力室燃烧效率分析

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5％半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。      

一种提高载重量的新型气动布局设计研究

为了兼顾大载重飞机的气动性能和结构特性,针对刚度特性较好的厚翼型提出和发展了一种新型气动布局形式,在有限的翼展限制下,通过多排翼的设计思路,提高主机翼的升力性能。数值模拟结果表明,采用新的气动布局后,与传统较薄机翼的单翼布局比较,升力特性可普遍提高50%左右。通过加装偏转角、缩小后翼弦长等进一步优化,升阻比性能也优于传统薄翼,从而表明所提出的设计方案对大载重飞机的设计和发展具有重要的参考价值。     

燃油系统汽液比计算方法

汽液比是直升机燃油系统设计的重要参数之一。对于正常燃油及宽馏份燃油,因其空气溶解系数及真实蒸汽压力的差别,导致计算方法的不同。针对两种不同类型燃油的特性,给出了不同的计算公式,以及汽液比计算公式中参数的确定方法、使用限制。     

电机控制及配电系统备件优化配置

为了提高舰船电力系统的运行安全性和设计科学性,研究了舰船电力系统电机控制及配电系统的备件设置对电力系统脆弱性的影响。提出了综合考虑降低费用、重量、体积等约束条件,以多尺度综合脆弱度范数最小与资源消耗规模最小为双目标的优化模型;根据满足率的要求确定舰船电力系统电机控制及配电系统的初始备件配置方案,再利用边际优化方法得到最优备件配置方案。实现在网络结构不变的前提下,通过合理配置节点元件备件数量,达到提高舰船电力系统健壮性的目的。最后以复杂环形舰船电力系统为例对模型及算法进行了验证。     

基于Frenet和改进人工势场的在轨规避路径自主规划

在轨道间机动的航天器规避空间目标,需兼顾沿转移轨道飞行的绝对运动和规避空间目标的相对运动,路径自主规划难度较大且目前国内外公开研究成果较少。针对上述问题,提出了一种将Frenet坐标系与改进人工势场相结合的在轨规避路径自主规划方法。首先,构建Frenet坐标系表述空间规避运动,解决了路径规划中航天器与既定转移轨道相对位置不易表述的难题,实现了空间规避运动的简便表示;其次,改进人工势场函数、调整势场作用区域,避免了传统人工势场法存在过早轨迹偏离以及局部震荡现象,实现了对空间目标的自主规避;最后,考虑规避安全、轨道保持、制动时效以及燃料消耗因素构建全局优化函数,能够满足不同任务的需求与偏好,实现了沿转移轨道飞行的最小偏移与快速恢复。算法比对与算例求解表明:所提方法应用优势明显,路径平滑、偏移量小,满足航天器规避空间目标的路径规划需求。      

机载设备短路故障分析与预防

飞机上的机载设备出现短路故障不但会损伤飞机本身,严重时可能危及飞行员和地面维修保障人员的安全。通过对出现的短路故障进行统计、分析和研究,提出排查、处置及预防措施,能够有效提高航空装备的维修安全性和可靠性。     

航天器用光缆可靠性及寿命验证技术综述

光缆通信由于容量大、重量轻、损耗低等优点,是航天器总线传输的重要发展方向,我国在部分航天器型号中已经尝试采用了光缆通信。文章在介绍航天器用光缆结构及特点的基础上,总结归纳了光缆的主要失效模式,综述了高低温、温度循环、空间辐照以及温度辐照综合环境对光缆可靠性及寿命的影响规律,还介绍了国内外光缆寿命评估的加速模型、加速试验方法,以及典型应用案例,旨在为我国航天器用光缆可靠性及寿命验证技术研究和型号应用提供参考。     

HIFiRE项目中气动/推进一体化高超声速飞行器设计研究

美澳通过HIFiRE项目在高超声速飞行器的气动、推进和控制等领域进行了深入探索,并对一体化设计有动力飞行器的高速性能进行了评估。以单项验证、步步推进的系列飞行试验方式,对乘波体布局以及不同动力方式开展原理研究,结合飞行试验对设计状态进行验证,取得一系列有价值的飞行数据和阶段性成果。通过梳理气动/推进一体化过程中相关飞行试验,提炼出总体设计中的关键技术和试验结论,并对有动力飞行器的发展趋势作了分析。研究显示发生转捩的单位雷诺数范围在3×106~4×106之间,适应小迎角高升力特点的乘波体与超燃冲压发动机的组合成为优选方案,所取得的成果为带超燃冲压发动机高速飞行器总体方案设计提供了一定的参考。