机载总线网络及其发展

 从当今机载电子系统对信息传递的需求出发,纵观航空电子综合化系统的发展阶段,说明为了适应新一代航空电子系统的大容量、深层次的信号与信息综合的要求,机载互连手段从较低速率的总线向宽带网络发展成为必然的趋势。介绍了光纤通道(FiberChannel,FC)、可扩展性一致性接口(ScalableCoherentInterface,SCI)以及波分复用光网络等宽带互连方案,给出它们的研究动向,说明它们作为先进综合式航空电子系统统一网络(UniversalAvionicsNetwork,UAN)的候选所具有的特点。  

可靠性系统工程的理论与技术框架

 简要回顾了可靠性系统工程的形成过程,以产品故障为核心,阐述了可靠性系统工程的概念与定义,把认识产品故障发生规律和故障表现规律作为可靠性系统工程基础理论,把故障预防技术、故障控制技术和故障修复技术作为可靠性系统工程的基础技术,把基础技术的集成作为可靠性系统工程的应用技术,从而初步建立了可靠性系统工程的理论与技术框架,细化了可靠性系统工程的学科内涵。可靠性系统工程作为初现的新学科,虽然尚未达到严格定义与清晰表达的完善状态,但是我们完全有信心期待其作为一种新的方法论,帮助工程设计人员更好地完成工程系统的设计。  

C919飞机增升装置工程应用技术研究进展

本文介绍了C919飞机增升装置设计团队关于CFD工程应用技术研究和试验研究的部分工作进展情况:初步搭建了增升装置气动计算软件平台,编写了三维几何成形程序和两套前置处理程序,提高了增升装置的设计效率和准确性;开展了等弦长带后掠半模(SCCH)和C919飞机增升装置构型半模(LSSS)低速风洞试验研究,验证了C919飞机增升装置设计方法和设计方案的可行性。  

失速起始检测的平均数值差分方法

为在压气机整机进入深度失速前检测到失速起始信号,提出了一种基于平均数值差分的短周期扰动检测方法。应用该方法对某轴流式压气机压力测量数据进行了分析。结果表明,平均数值差分方法可准确地在该压气机深度失速前0.02～0.05s检测到失速起始信号,具有一定的工程应用价值。  

基于知识规则的发动机磨损故障诊断专家系统

针对某型发动机试车状态的磨损故障诊断问题,运用了两种最常用的滑油分析技术——铁谱分析和光谱分析,同时结合发动机试车台监测数据,对该型发动机试车过程中的磨损故障进行专家诊断。首先依据领域专家的经验,通过分析得到了各种分析方法的诊断专家知识,并将其转换为基于if-then的知识规则存放于知识库中;其次,依据各种分析方法的标准磨损界限值,将原始数据进行了预处理,统一转换成故障征兆的字符表达式;最后,根据应用正向推理机得到磨损故障的诊断结果。  

支持复杂产品研发的WBS

讨论了系统工程与项目管理的区别和联系,指出系统工程与项目管理融合是复杂产品研发项目的要求.提出一种与这种要求相适应的WBS(工作结构分解)模型--PDA-WBS模型,讨论了该模型的特点,并提出了适应系统工程特点的:DWBS模板;最后介绍PDA-WBS模型的软件实现.  

基于神经网络和D-S证据理论的发动机磨损故障融合诊断

运用了4种最常用的滑油分析技术——铁谱分析、光谱分析、颗粒计数分析及理化指标分析,同时结合发动机试车台监测数据,提出运用神经网络和D-S证据理论对发动机试车状态进行融合诊断的方法。首先依据各种分析方法的标准磨损界限值,将原始数据进行了预处理,统一转换成故障征兆的布尔值;其次,建立各子神经网络的拓扑结构,并依据专家经验建立各子系统的输入征兆与故障论域的映射关系,从而得到各子神经网络的训练样本,对各网络进行成功训练后,利用神经网络实现各子网络的诊断并得到中间诊断结果;然后,将每种方法的神经网络诊断结果作为对各种故障模式的基本概率分配值,利用D-S证据理论,实现对神经网络的诊断结果的融合,从而得到最终的融合诊断结果;最后,运用算例表明了本文方法的有效性。  

工程数据库在某型发动机试车中的应用

分析了某型发动机试车特点,并研究利用商用数据库管理系统和图形文件相结合的方式实现工程数据库对某型发动机试车数据的管理。同时还分析了某型发动机试车工程数据库的E-R模型、客户/服务器体系结构、数据处理程序和工程数据库的接口、客户端功能模块的开发。某型发动机试车数据库的开发提高了发动机的试车效率,保证了试车数据的安全性和一致性。  

某型号涡喷发动机滑油系统设计

详细介绍了某型号弹用涡喷发动机滑油系统。对滑油系统各部件设计过程中遇到的主要问题以及主要设计参数的确定等进行了详细阐述，并分析了滑油系统的油量平衡和高空性能等易忽视的问题。  

导弹助推器分离过程数值模拟研究

应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最终求解带约束的六自由度弹道方程模拟了导弹助推器的分离脱落过程.并对发动机喷流对助推器分离的影响开展研究.所做工作可对于精确确定火箭助推器分离轨迹及姿态提供方法参考.