基于5S训练模式的航空安全管理

5S训练模式是精益生产思想里的一个重要内容,精益6西格玛是一种把6西格玛和精益生产思想整合在一起的新的质量管理理念。在航空安全管理上把5S训练模式和6西格玛结合起来能够提高客户满意度、降低飞行成本、提高飞行质量、加快改进流程,使航空公司价值实现最大化。围绕航空安全管理的特点,本文结合精益生产中的5S训练模式建立了飞行安全管理模型。     

高精度GPS定位的精密电离层模型

在长距离GPS实时动态定位(RTK)过程中,电离层延迟误差是影响定位精度的主要误差源.目前,由于采用全空间电离层模型精度不够,对长距离RTK定位主要采用双差电离层残差内插方式.本文提出一种新的电离层模型.该模型仅对每个卫星轨迹通过的电离层部分进行建模,可适用于高精度GPS定位.采用香港数据,结果表明,该模型可较好地模拟低纬度电离层变化,并可支持GPS厘米级定位精度.     

民用航空发动机TA19电子束焊疲劳试验

针对民用航空发动机钛合金整体叶盘常用材料TA19开展其母材试件与电子束焊焊接试件在20,300,450℃的疲劳试验,通过焊接试件的焊缝材料断口与母材断口形貌的比较探讨了焊缝材料的疲劳破坏机理,并在104~106循环的疲劳寿命区间内采用Basquin模型分别建立了焊缝材料和母材的应力-疲劳寿命(S-N)曲线,结果显示母材试件与焊接试件的试验疲劳寿命大部分都落在了对应模型计算疲劳寿命的2倍线之内,表明试验得到的S-N曲线是合理的.焊接试件与母材试件的S-N曲线的对比分析表明,20℃时焊接试件的疲劳性能比母材试件略高,而在300℃和450℃时焊接试件与母材试件的疲劳性能差异随应力水平发生变化.但总地说来,在所关注疲劳寿命区间内,母材试件与焊接试件的计算疲劳寿命差异也在2倍线以内,初步表明两者的疲劳性能相当.      

具有全向推力矢量的六旋翼无人机设计与建模

针对常规旋翼飞行器飞行速度小和加速飞行时不能保持机体水平姿态等问题,提出了一种具有全向推力矢量的六旋翼无人机设计方案;分析了推力矢量六旋翼在可倾转旋翼结构倾转不同角度时的飞行模式;建立了推力矢量六旋翼的动力学模型,并针对动力学模型设计了PID控制器;最后对动力学模型进行数值仿真验证.结果表明,所设计的推力矢量六旋翼能够悬停,且可以在定速飞行中保持飞行器的水平姿态.     

基于平衡流形的航空发动机LPV建模方法

针对航空发动机线性变参数模型,基于平衡流形原理,研究了一种改进LPV建模方法.首先,根据平衡流形原理,构造涡扇发动机平衡流形参数化形式.其次,根据某型涡扇发动机非线性模型,建立基于局部线性模型的涡扇发动机准LPV模型.然后,建立基于平衡流形的航空发动机改进准LPV模型,即:利用平衡流形参数化形式,根据调度变量实时估算发动机平衡态,以更新发动机准LPV模型的参考平衡态.最后,通过对发动机从慢车状态到最大状态的阶梯加速过程进行仿真,表明改进UP模型的稳态和动态响应特性与发动机非线性模型保持很好地一致.     

基于GSPN的机载液压作动系统可靠性模型

机载液压系统具有余度降级、故障检测、隔离等动态时序过程,传统基于两元可靠性模型很难描述其动态行为和性能降级过程.针对这一问题,采用分层聚类和广义随机Petri网相结合建立了机载液压系统可靠性模型.利用该模型,详细分析了故障检测装置的故障检测率对系统可靠性的影响.分析结果表明,由于故障检测装置故障检测率的影响,机载液压作...     

地面效应对尾涡消散的影响研究

采用大涡模拟方法可以分析和计算近地阶段尾涡消散和运动规律,但模型繁琐、计算复杂。本研究基于镜像涡方法建立了形式相对简单、计算迅速的近地尾涡运动模型和消散模型,计算结果与激光雷达测量数据和大涡模拟数据的偏差都不超过5％,满足动态尾涡间隔研究的需要。     

理论解用于复杂构型飞行器气动阻力方法研究

针对现有的理论解方法尚不适用于复杂构型飞行器气动力求解的问题,从稀薄气体分子的动力学模型出发,制作等效平面以分析各部分来流的宏观特性,并将入射流和反射流作用分开进行考虑,从而计算出几种典型情况下的气动阻力值。后续验证表明,在分子-壁面间多次碰撞不显著时,此方法能够获得较准确的气动力结果。所提出的气动力计算方法对低轨道飞行器的气动力计算及气动构型优化等工作均具有一定的参考价值。     

直升机飞行力学线性变参数建模方法研究

针对直升机飞行力学建模问题,分别基于模型缝合及模糊逼近提出了两种线性变参数(LPV)建模方法。在模型缝合方法中,基于经过滤波加权的飞行速度进行气动导数和操纵导数的插值,完成气动力的实时计算,结合非线性欧拉运动方程完成LPV模型的建立。在模型逼近方法中,建立了基于T-S模糊模型的非线性状态空间逼近模型,采用anfis结构完成了模糊模型训练。利用UH-60直升机非线性模型生成了不同飞行速度的线性状态空间模型,并分别通过两种方法建立了两套LPV模型。最后,基于频率响应和泰尔不等系数对典型LPV建模参数对模型精度的影响特性进行了分析。     

航空弧齿锥齿轮副风阻功率损失分析与优化

基于CFD理论,利用Fluent求解软件,借助超级计算机强大的并行运算能力对航空弧齿锥齿轮副风阻功率损失进行仿真计算。采用局部综合法建立弧齿锥齿轮副三维模型,选用RNG k-ε湍流模型,考虑平均流动中的旋流流动情况,与标准k-ε模型相比,RNG通过修正湍流黏度并很好地处理了高应变率以及流线弯曲程度较大的流动。齿轮边界运动通过UDF(user-defined functions)函数驱动,同时采用动网格模拟流场形状由于边界运动而随时间改变问题。最后得出无挡风罩和不同挡风罩配置下的齿轮副风阻功率损失,证实了合理安装挡风罩能够有效降低齿轮风阻损失,并分析多组仿真实验间的减速器内流场压力、速度、湍流动能云图变化,得出了最优化的挡风罩配置,以求最小化风阻功率损失,文中减阻效果最好的挡风罩能降低55.3%的齿轮风阻损失,此时挡风罩间隙为1 mm,为工程实际应用挡风罩的设计提供了参考。