技术开发预测

技术开发预测是未来预测研究的一个领域,也是技术开发最基本、最重要的环节。本文从技术开发的角度,阐述了技术开发预测的一般原理和方法。     

民用机场航空业务量预测

本文结合笔者机场规划实际经验和心得,在总结了民航机场航空业务量预测原则、预测内容及预测方法的基础上,对国内外机场预测工作中出现的问题进行了分析,并提出了预测中关键问题的解决途径,以供参考和借鉴。     

基于误差预测修正的液体火箭发动机故障预测方法研究

为解决液体火箭发动机故障预测这一难题,提出一种基于误差预测修正的故障预测方法。在历史数据的基础上建立小波过程神经网络故障预测模型,同步计算学习样本的预测误差,根据上述误差建立双并联离散过程神经网络预测模型。预测时,将预测误差值实时补偿到小波过程神经网络预测模型以提高预测精度。通过液体火箭发动机地面试验中的涡轮泵数据对该方法进了验证。结果表明,该方法在预测精度和适应能力上较单一的过程神经网络预测模型有显著提高,进行10步预测时,预测值的标准化均方根误差为0.392,预测平均耗时为76ms,能够用于解决液体火箭发动机故障预测问题。     

基于模糊预测的飞机故障预测系统研究

使用Delphi语言开发了一个飞机故障模糊预测系统,建立了飞机故障模糊预测模型。介绍了系统的总体结构和各模块功能,阐述了飞机故障预测系统知识库的推理过程。     

无人机蜂群轨迹预测研究

传统防空火控算法中的轨迹预测模型无法对复杂的无人机蜂群进行有效地轨迹预测，而现有针对无人机机动轨迹的预测研究通常只考虑单个无人机，且模型量级过大。为了准确且快速地预测无人机蜂群轨迹，本文提出一种面向蜂群的轨迹预测方法。在获得蜂群轨迹后，首先基于DBSCAN 对其进行聚类，判断出蜂群中各个无人机的类别；然后基于分形算法，判断无人机轨迹是简单轨迹还是复杂轨迹；最后，采用卡尔曼滤波进行简单轨迹的预测，用基于LSTM 网络的方法进行复杂轨迹的预测。结果表明：本文提出的无人机蜂群轨迹预测方法的预测误差远远小于纯采用卡尔曼滤波方法预测的误差，且预测时间小于仅采用LSTM 网络方法预测的时间，可以较为准确地预测蜂群中不同集群无人机的轨迹，为反无人机蜂群火控解算提供基础。     

民用飞机市场需求预测方法研究

民用飞机市场预测包含需求(航空运量)预测和供应(飞机机队)预测两个部分,其中需求预测为自上而下的预测,是对航空市场宏观运量进行分析和预测,这部分预测在预测模型中起着非常重要的作用。针对民用飞机市场需求预测方法和流程进行了详细的论述,该方法是大型客机市场预测和市场研究工作的基础。     

民用飞机航迹预测关键技术研究

航迹预测子系统是现代空管自动化系统的计算核心。首先对航迹预测的概念、预测系统分类及其重要性进行了简要说明,分析了世界航空发达国家在相关领域的研究进展情况及发展方向,说明了中国开发自己航迹预测系统的必要性;然后重点介绍了航迹预测系统的模型结构与关键技术,在此基础上建立了一个实验性的航迹预测仿真系统,对系统运行结果进行了分析。     

润滑油质量组合预测

以某自行火炮润滑油氧化程度光谱分析数据为基础,利用线性回归理论、灰色理论及组合预测理论建立了润滑油的氧化程度预测模型,并且分析各模型在预测上的差异,验证了润滑油质量组合预测模型能够充分利用单一预测模型的有效信息,提高预测精度.     

等维灰数递补动态预测在机场客运量预测中的应用

基于灰色系统等维灰数递补动态预测和残差GM（1，1）修正模型，对其应用的可行性进行了有益的探讨，并结合实例，对首都国际机场中短期客运量进行了预测。通过调整原始样本中的变异数据，得到比较理想的预测结果．经检验预测结果是可信的。该研究为机场客运量预测提供了一种方法，可供借鉴。     

气温的局部线性及多项式预测

利用局部线性预测法及局部多项式预测法,对气温非线性时间序列进行预测,并分析了预测误差,结果显示,局部线性预测法、局部多项式预测法对非线性时间序列具有良好的特性。     

A comparative study on acoustic damping induced by half-wave, quarter-wave, and Helmholtz resonators

The damping characteristics of three-type resonators, a half-wave, a quarter-wave, and a Helmholtz resonator are studied experimentally by adopting linear acoustic test. A quantitative acoustic property of sound absorption coefficient in a model enclosure with the resonators is measured and thereby, the acoustic-damping capacity of a resonator is characterized. For a comparative study on acoustic damping, the damping capacity of a half-wave resonator is compared with that of the other resonators. A half-wave and a quarter-wave resonators have the same damping mechanism, but a quarter-wave resonator has much larger damping capacity than a half-wave resonator with the same diameter of a single resonator. It is found that shorter length of a resonator has the advantage of longer one with respect to the damping capacity. The damping capacity of a Helmholtz resonator increases with cavity volume and does as the orifice length decreases. A Helmholtz resonator has the highest damping capacity of three-type resonators and a half-wave resonator has the lowest. Besides, a Helmholtz resonator requires the smallest number of resonators for optimal damping. The design criterion of each resonator on the optimal damping is provided by the normalized parameter of open-area ratio and the similarity behavior for the optimal damping is observed for various enclosure diameters.     

止裂孔尺寸对止裂效果影响的研究

当航空器结构在航线使用过程中出现疲劳裂纹损伤时,通常在裂纹尖端打止裂孔进行临时性修理。通过理论分析和计算及试验分析,研究了止裂孔尺寸对止裂效果的影响。结果表明,当航空器结构出现疲劳裂纹损伤时,采用5.57～7.14mm直径的止裂孔进行止裂修理,止裂效果较好;当止裂孔直径为6.35mm时,止裂效果最好。     

二元非线性机翼随机动力学行为

 为考查在高斯白噪声作用下二元机翼随机颤振动力学行为,采用数值仿真的方法对其进行了研究。首先把机翼简化成一个具有扭转和上下自由度的平板,其中扭转弹簧具有3次非线性刚度,同时假设空气是线性不可压的而且气动力是定常的,再对任意运动和高斯白噪声作用下的机翼进行建模。其次采用了蒙特卡罗仿真来求解随机微分方程的数值解,根据数值解结果进行统计分析,计算出最大Lyapunov指数。最后得出：在随机激励作用下机翼的动力学行为与确定性颤振相比有很大差异,同时随机颤振点提前于确定性颤振点。     

Simulation on effect of throat contraction ratio and strake stagger angle on flow field and aerodynamic performance of scrampressor

The design methods of typical supersonic aircraft intakes and shock wave compression technology have been applied to ram-rotor, an attractive compression system. A ram-rotor is of a typical structure including the compression ramp, the throat and the subsonic diffuser; a scrampressor is similar to ram-rotor, the only difference is that scrampressor has no subsonic diffuser. The work was the continuation of the preparatory work. In order to further study the effect of throat contraction ratio and strake stagger angle on the flow field and performance of a scrampressor, the flow field of a scrampressor with a three-dimensional flow path was numerically simulated with different throat contraction ratios and strake stagger angles. Simulated results indicated that the optional aerodynamic performance of a scrampressor could be achieved with an adiabatic efficiency of 0.8413 a total pressure recovery coefficient of 0.8446, a total pressure ratio of 7.14 and a static pressure ratio of 5.17 for a throat contraction ratio of 0.6 and a strake stagger angle of 12°. It was therefore concluded that an appropriate decrease in throat contraction ratio and an increase in strake stagger angle could help the comprehensive improvement of a scrampressor in performance.      

带止口法兰连接结构刚度特性对结构振动影响

对带有止口的法兰连接结构刚度特性进行了数值仿真研究。使用有限元软件ANSYS分析了带有止口的法兰连接结构的迟滞特性。通过对止口接触面的变形-滑移机理分析,使用一个詹金斯单元和一个弹簧单元并联模拟法兰的一个扇区,并基于法兰弯曲变形时每个扇区的不同状态建立了整个法兰结构的弯曲刚度简化模型,并对该简化模型进行了仿真,该简化模型能够较准确地模拟带止口法兰连接结构的刚度特性。基于简化模型和梁单元建立了简化转子结构模型,分析了带有止口的法兰连接结构对转子稳态动力学响应的影响。结果表明带有止口的法兰连接结构的迟滞特性能够影响峰值频率,随着止口过盈量的增加,响应峰值显著降低,具有较好的振动抑制效果。      

前置不同诱导轮高速离心泵旋转空化特性研究

以高速诱导轮离心泵为研究对象,开展了无诱导轮、前置等螺距诱导轮、前置变螺距诱导轮及前置分流叶片诱导轮4种情况下离心泵全流道的空化数值模拟和汽蚀特性实验研究.通过外特性实验研究得到:在同一流量下,前置等螺距诱导轮离心泵的扬程最低,前置变螺距诱导轮离心泵的扬程次之,前置分流叶片诱导轮离心泵的扬程较两者稍高.通过汽蚀实验和数值模拟研究得到:在前置3种诱导轮的情况下,离心泵的汽蚀性能都得到了改善,其改善效果从低到高依次是:变螺距诱导轮、分流叶片诱导轮、等螺距诱导轮.通过对汽相体积分数分布情况的研究得到:诱导轮的吸力面除进口外缘容易发生汽蚀外,叶片出口靠近轮毂侧也较容易发生汽蚀;对比分析主叶轮和诱导轮的汽蚀情况,得到诱导轮汽蚀的严重性与离心叶轮的汽蚀严重性并非成正比的结论.     

基于普通分离原理的制导/估计综合设计方法

现有的先进制导律研究常常分离设计最优估计器和最优制导律,但是这种分离设计没有被证明是有效和最优的设计方法.本文基于普通分离原理(GST),提出一种制导/估计综合设计方法.首先,将拦截器反导作战模型考虑为一类非线性、非高斯追逃拦截问题,建立了噪声环境中追逐-逃逸对策模型;其次,引入追逃未达集概念,利用几何方法将估计器设计...     

基于伴随方法的单级低速压气机气动设计优化

采用梯度方法对某型4.5级压气机最后级进行气动设计优化研究，梯度由连续伴随方法计算确定，多排伴随方程采用伴随掺混面模型进行数值求解。首先，采用基于经验修正的初步设计方法设计带进口导叶的4.5级低速、低压缩比压气机的原始气动外形。之后，在压气机近失速工况对最后级静子叶片进行伴随气动设计优化，通过优化叶型和安装角降低流动损失，目标函数定义为加权求和形式的熵增和流量偏差，优化中对流量进行约束。最后，开展基于伴随方法的多工况气动设计优化研究，改善两个不同转速条件下最后级的气动性能。优化结果表明，基于伴随方法的多排气动设计优化可以通过改变叶片气动外形提升多排全工况气动性能。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响

为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。     

液体冲压发动机控制系统半实物仿真

运用小偏离线性化理论和Willoh方法，建立了液体冲压发动机和弹体动态数学模型。动态数学模型在微型计算上一体化运行，形成液体冲压发动机／弹体一体化实时数字仿真器。实时数字仿真器通过输入输出接口与液体冲压发动机的实际控制系统进行联接，组成液体冲压发动机、弹性和发动机控制系统半实物仿真系统。对冲压发动机飞行马赫数和控制 系统供油量的半实物仿真结果表明，系统能满足研制工作的需要。