基于微分载荷模型的飞行载荷参数辨识方法

介绍了一种基于微分载荷模型的飞行载荷辨识方法.根据实测载荷与飞行参数之间存在的相关性,利用输出误差法对平尾微分载荷模型进行了辨识,得到了飞行状态下平尾载荷的计算模型.同时得到了适合于飞行载荷辨识的一种方法,该方法可以研究飞机的不同操纵规律对结构载荷的影响,具有较高的精度,可行有效.     

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明:在马赫数0.2~0.6、攻角和侧滑角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

基于交互多模估计策略的故障检诊方法

针对多模自适应（ＭＭＡＥ）故障检诊（ＦＤＤ）方法的局限性,提出了一种基于交互多模（ＩＭＭ）估计策略的动态系统中多重故障的检诊方法。交互多模估计是针对包含有结构以及参数的系统的一种效率较好的自适应估计技术,它提供了故障检测、诊断和状态估计的集中框架。通过对在传感器和作动器中含有多个故障飞机的仿真。结果表明,所提供的方法比其它方法能够更快、更可靠地检测和隔离出多重故障。     

飞机视情维修策略及模型研究

首先介绍了飞机视情维修策略的基本理论和关键技术,然后针对目前飞机视情维修检测周期决策缺乏理论支持,只能依据经验进行判定的现状,基于延迟时间模型理论,以系统潜在故障状态以及P-F间隔为出发点,以功能故障发生的风险小于可接受水平为目标,建立了单部件系统检测周期决策风险模型.着重考虑了由于检测设备及人为因素造成检测不完备性对...     

轴对称无人直升机的一种全向控制方法

针对轴对称构型的无人直升机,在速度控制回路的基础上,提出了一种能够保证飞行过程中航向恒定的全向控制方法。通过分析无人直升机的特征值分布、状态响应和操纵响应特性,得到无人直升机在对称轴的法平面内具有各向一致性,具备实现全向控制的条件。提出了将给定速度在对称轴法平面内进行分解,并考虑侧偏修正的全向控制规律。仿真试验表明,全向控制能够精确地跟踪给定航迹,保持飞行过程中的航向恒定,在不转动机体的情况下,实现向各个方向的飞行。方法也可推广到其他类似的轴对称飞行器。     

重视通用飞行试验台建设 支撑航空发动机自主创新

通过对国内外军用标准和适航条款中关于航空发动机高空试验相关规定的解读,明确了飞行试验台(简称飞行台)在发动机研制中的地位。介绍了国外通用飞行台及其历史发展,探讨了通用飞行台在发动机研制中的作用。参考国内外使用经验,对国内航空发动机飞行台进行了定位,并根据后续型号发展谱,对国内航空发动机飞行台的后续发展给出了建议。标准和分析均表明:飞行台是航空发动机高空试验的必要手段;航空发达国家重视建设系列化的通用飞行台,国内应重视和加快航空发动机通用飞行台的系列化建设。     

飞行试验数据驱动的涡扇发动机模型辨识

为实现航空发动机飞行试验实时监控,分析整理了涡扇发动机实际飞行试验数据,并以三层前向人工神经网络为基础,通过引入输出层反馈至输入层,形成该涡扇发动机的NNARX模型。对包括高压转子转速在内的11个发动机关键参数变化模型进行研究,并在额外架次全程飞行试验数据上验证和讨论辨识模型的推广能力。结果表明,辨识模型样本点上最大相对误差在5%以内,辨识模型可以应用到该型发动机的试飞实时监控中,同时也可为后续建立涡扇发动机的全包线自适应实时监控模型提供参考。     

组合式起落架缓冲器耐坠毁性能仿真与分析

提出了一种油气?泡沫铝组合式直升机缓冲装置,基于塑性坍塌应力理论计算模型和有限元模型对单一泡沫铝冲击压溃应力?应变进行了计算和仿真分析,计算结果和仿真分析结果进行了相互校验.通过单一泡沫铝冲击压溃试验对理论和仿真模型进行了试验验证.将泡沫铝压溃动态特性曲线融入油气?泡沫铝组合式起落架缓冲动力学模型开展耐坠毁性能仿真分析...     

测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。     

后缘锯齿襟翼对翼型气动特性的影响研究

针对在翼型后缘增加锯齿襟翼与格尼襟翼的差异性,以及二者对翼型的空气动力特性有何改善等问题,在某民用运输机机翼翼型下表面后缘处增加锯齿襟翼,对其进行了空气动力特性试验和计算。结果表明,增加一定高度的后缘锯齿襟翼,能够减弱和改变翼型下表面后缘处气流的流动,从而减少和改变翼型下表面尾涡的涡量和涡量变化率,达到增加翼型升力、减小翼型阻力的目的。