基于6σ设计的复合推力高速直升机总体参数多目标优化

针对复合推力高速直升机总体设计阶段总体参数的选择问题,提出一种提高可靠性和鲁棒性的基于6σ设计的改进多目标遗传算法优化方法。采用叶素理论和数值积分的方法分析计算了复合推力高速直升机气动及飞行性能,并以此为基础建立了约束函数和初步目标函数模型;将6σ设计融入改进的多目标遗传算法中,构造最终目标函数;在给定有效载荷设计要求下,对复合推力高速直升机总体参数进行了多目标优化设计。该方法获得了所需的Pareto解,优化后的复合推力高速直升机飞行性能相对原机有了较大改善,算例结果表明该方法有效可行。     

超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制

为解决超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制的难题，基于改进卡尔曼滤波器，通过一种三维插值方法实现超声速状态包线范围内的发动机部件蜕化参数估计。而航空发动机性能恢复控制是在常规内环控制转速的基础上增加了外环控制回路，该回路主要包括推力估计模型与外环控制器两部分。基于最小二乘支持向量回归机设计了一种推力估计模型，其输入采用特征选择算法筛选推力估计模型的最优输入，相比于传统的不经选择的推力估计模型，精度有较大提高。设计了外环模糊PI（Proportional integral）控制器自适应调节内环转速指令来实现蜕化发动机性能恢复的目的。最后通过超声速状态下的数字仿真，验证了上述发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制方案的有效性。      

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

全球空域风险评估机制亟待改革

在刚刚过去的7月，接二连三的空难事故，令人痛心疾首。这其中，有天灾也有人祸。我们在愿逝者安息的同时，更需要查清原因，引以为戒。 7月17日，马来西亚航空公司MH17航班在乌克兰东部地区“坠毁”，机上298人全部遇难。虽然还未正式确认，但越来越多的证据表明。     

工业园区配套住房的成本分担机制——以东北某市谋划的“廉租家户式公寓”为例

农业转移人口市民化成本是新型城镇化推进的主要障碍,其中住房成本占有较大的份额。工业园区是农业转移人口的就业集聚区,现有的保障性住房供给体系并未将农民工全面纳入,尚未充分考虑农业转移人口的临时性居住问题。东北某市运用成本分担机制谋划的"廉租家户式公寓"项目,实现了农业转移人口短期居住的"优区位、高品质、全配套、低租金",形成了政府、企业、个人三方积极参与、合作共赢的格局。该模式的核心要义在于政府的克己惠民,或将成为工业园区周边配套住房供给的可推广模式。     

国外政府对航空公司的监管机制研究及启示

在民航市场化程度日益深入的时期,要想保证民航运输市场的稳定健康发展,政府对航空公司的监管则显得尤为重要。本文系统分析了欧美等民航发达国家政府对航空公司监管的政策机制,包括市场准入监管、持续运营监管以及市场退出监管,以从中获得启示,并对我国构建完善的航空公司监管机制提出政策建议。     

中国民航科技成果转化现状与对策浅析

国务院新闻办4月2日下午在京举行新闻发布会,全国政协副主席、科技部部长万钢在会上解读了十二五科技发展规划等方面的情况并答记者问。万钢表示在十二五的科技工作中要把加大科技成果转化和产业化推进力度,优化财政科技投入结构和方式,鼓励企业创新,完善并落实财税金融等各类激励措施,制定促进技术转移、     

对民航科研机构服务于民航产学研一体化建设的思考

2010年,中国民航确立了建设民航强国的战略目标:2020年,民航强国逐步形成;2030年,全面建成安全、高效、优质、绿色的现代化民用航空体系,实现从民航大国到民航强国的历史性转变,成为引领世界民航发展的国家。实践证明,这一战略目标的实现,必须得到民航科技创新的有力支持,而实现民航科技创新的有效途径之一就是民航产学研一体化建设。本文重点论述在民航产学研一体化建设过程中,民航科研机构如何发挥自身优势。     

航空发动机推力测量台架原理误差分析

为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析.在给定条件下,台架在竖直平面和水平面内的角偏心远小于推力角偏心,并不会对推力测量造成显著影响,台架结构变形引起的角偏心也很小.相比之下,原理误差影响最大的因素依次为推力角偏心、热变形和弹阻力,原理误差分别为0.38％、0.16％和0.04％,应加以控制.当推力偏心量造成的原理误差不能满足精度指标时,需采用原位加载系统或者矢量推力测量台架来评估.     

自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。