基于CBR的飞机引气系统故障诊断案例库构造

为快速准确排除飞机引气系统故障,引入CBR方法进行故障诊断。将来自运营方的历史故障经验与生产方的专家知识相结合而构造案例库。首先设计了不同类型知识的表示方法,然后重点研究了案例检索中的相似度,针对A—NN算法相似度作为参考的不足,提出了动态失效比的概念,并以此形成参考度,给出了计算模型。应用示例表明该案例库构造可准确定位故障,为高效的案例推理算法提供基础。     

基于非精确计算的空间探测相控阵雷达任务规划算法

针对空间探测相控阵雷达系统,提出了一种新的基于非精确计算模型的观测任务规划算法。首先,建立了目标观测的实时任务模型,并分析了观测任务所占用传感器的资源;其次,基于非精确计算模型,提出一种多任务并行的实时容错调度算法来解决观测任务规划问题,该算法综合考虑相控阵雷达的搜索任务与跟踪任务,来进行系统资源的分配。对于跟踪任务,算法结合目标的过境时间以及当前系统的负载情况,以此来确定雷达对该目标的观测时间段;最后给出了算法的评估方法。利用2886个低轨空间目标进行仿真验证,结果表明,基于非精确计算模型的任务规划算法,可显著提高系统调度成功率以及时间资源利用率．比传统方法更稳健。     

基于关联系数靶心距的混合多属性识别

针对目标的实数型、区间型和序列类型的混合多属性数据与数据库中目标的区间多属性数据的识别决策问题,提出了基于关联系数靶心距的混合多属性识别方法。定义了混合多属性数据的度量方法,提出了一种新的灰靶形成规则,以目标混合多属性数据与数据库区间数据的关联系数作为识别决策矩阵,以此形成正负靶心,计算各模式的正负靶心距,讨论了现有靶心距决策的不足,结合一种新的靶心距识别决策方法进行识别判定。结合混合多属性数据识别仿真实验,验证了所提出的新的灰靶识别方法的有效性,并将各种靶心决策方法、灰关联识别法与本文方法进行了性能对比,突出了本文方法识别决策区分度好、稳定性高的优点。     

基于稀疏表示的高分辨距离像自动目标识别(英文)

稀疏表示作为一种新的信号分析方法,近年来受到越来越多学者的关注。本文提出一种基于稀疏表示的自动目标识别方法用于识别地面运动目标类别。文中使用稀疏理论分析高分辨距离像信号结构,使用稀疏系数描述高分辨距离像结构特征。为了验证文中方法在高分辨距离像自动目标识别中的可行性和有效性,本文进行了大量二至六类目标识别实验。结果证明,本文提出的高分辨距离像目标识别方法在满足计算实时性要求的条件下具有良好的目标识别能力,并在目标类别数增加的情况下具备较好的识别稳健性。     

基于多级模糊综合评判的雷达网目标识别技术

由于目前的战场环境非常复杂,目标识别具有重要意义。有关雷达的基于模糊综合评判的目标识别技术目前研究比较多,通过类似的方法可以进一步进行雷达网的目标识别,即采取两个单级模糊综合评判方法进行雷达网的目标识别,但这种方法具有一定的弱点,文中根据雷达网探测目标的特点,提出了一种基于多级模糊综合评判的雷达网目标识别方法。对这种方法与雷达网基于两个单级模糊综合评判进行目标识别的方法进行了仿真比较,结果表明前者较之后者具有计算量小、识别精确、便于工程应用的特点。     

基于动态时间规划和支持向量机的飞机机动动作识别方法

提出了一种对飞机试飞和试验数据中标准机动动作的识别方法,对飞行历史数据中的目标机动动作进行精确地检测提取。先应用动态规划的方法,在海量数据中使用动作模板初步匹配目标数据,再通过支持向量机精确识别目标,最后使用真实的飞行数据对所设计的机动动作识别方法进行了试验。结果表明,基于动态时间规划和支持向量机方法的动作识别结果准确率高、计算速度快,且数据解耦性强,具有很好的工程应用前景。     

空间目标光电巡天策略的优化

随着空间目标与碎片数量的激增,传统的基于目标跟踪的空间目标光电监视手段已不能满足需求,近年出现了面向空域的空间目标巡天观测。针对空间目标巡天观测的特点,同时考虑空间目标观测的目标个数和数据量,提出了一种空间目标巡天观测策略,并建立了相应的空间目标光电巡天优化数学模型。模型中通过0-1变量的使用,实现了目标函数和约束条件的线性化,十分有利于大规模问题的求解,能够更好地满足实际需求。仿真计算表明:策略简单,易于实现,并且有很好的效果;通过优化,只需要少量望远镜即能实现大批量空间目标的监视,并保持一定的观测数据量,为空间目标光电监视策略提供了新的思路。     

基于遗传算法的寻优解卫星星座优化设计策略

卫星星座优化设计与直接部署卫星或普通迭代计算后部署卫星等方法不同,目的 是在有限的资源中达到更好的星座观测效果.通过使用遗传算法(Genetic Algorithm),在卫星星座构型模型的基础上,得到星座种群内对目标观测实效性较强、重访周期较短的卫星个体,并使用较优的卫星个体生成Walker星座组网,实现了生成的星座对目标区域的高精度观测与覆盖.这种方法避免了复杂的计算与主观上的加权计算,在经济成本和观测效果相互制约的前提下,得到了更加高效的卫星星座构型设计策略.将此优化设计策略用于选定的卫星星座构型中,通过仿真实验表明,基于遗传算法优化后的"深圳一号"卫星星座相较于其优化前的部署,其对目标区域及全球区域的整体观测性能提升了90％以上.     

基于分形的BP网络水下目标识别

主要讨论目标回波的分形特征和基于分形的识别方法,并用实际潜艇的回波数据进行了分形特征识别研究。在分析回波信号的时间域波形的基础上,应用随机分形理论,给出基于分形 Brown 运动的回波信号分形特征矢量提取的理论和方法;提取了回波信号的分形特征矢量;进而给出了基于 BP 网络的分类计算方法。计算结果表明,提出的提取水声回波信号目标特征矢量的方法与分类方法切实可行。     

基于规则和故障树的故障案例库构建方法研究

基于案例推理的故障诊断方法适用于经验丰富的决策环境,在飞机维修保障领域应用广泛,但由于缺乏解析模型和诊断规则的支持,难以满足复杂故障诊断要求。而故障树分析法建立在设计原理的基础上,可信度高。为了提高故障诊断效率和准确性,以实现基于规则和故障树模型与基于案例推理相融合的诊断方法为目的,研究案例的组织和案例库的构建。根据飞机维修保障实际需求,采用基于故障树分析的方法,结合故障诊断推理规则,建立飞机故障诊断模型;将模型和经验知识相结合,提出一种基于规则和故障树的案例库构建方法,进一步完善基于案例的推理机制,提高故障诊断的精确性和有效性。该案例库已应用于飞机故障诊断系统,实现了交互式故障诊断和排故引导,验证了研究方法的可行性。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.