轮盘径向破裂转速计算方法分析及修正

分析了轮盘径向破裂转速理论计算方法及常用平均径向应力计算方法的含义及其特点.且依据理论计算方法的含义,提出了基于有限元计算结果的轮盘径向破裂转速计算修正方法.通过实例应用,证明了相对于理论方法计算结果,修正方法较常用平均径向应力方法计算精度更高,其计算精度由6.6%提高到0.5%以内,且修正方法较理论方法使用更方便、工程适用性更强.      

无线电外弹道测量设备轴系误差修正方法改进

对无线电外弹道测量设备轴系误差的性质进行分析,论述了传统轴系误差修正方法的缺点,采用坐标系转换的原理,推出了一种轴系误差的精确修正方法。对各种误差项进行分离,将传统的轴系误差修正方法改进为实时快速修正方法,并利用实际标定的误差数据,仿真计算不同修正方法的修正效果,验证了轴系误差精确修正方法的正确性,验证了实时快速修正方法的正确性和快速性。     

民用飞机维修手册验证方法研究

国产民用飞机维修程序存在验证方法不完善的问题,有必要对其验证方法进行研究。根据飞机维修手册技术中的程序类型和程序内容,介绍三种验证方法;在 S1000D 标准提出的书面验证和操作验证方法基础上,结合国产民用飞机的验证实践与总结,提出维修使用验证子方法和维修专项验证子方法,阐述两类子方法的适用范围;提出评估/模拟验证方法及其四类子方法,并进行实例验证。结果表明：本文提出的民用飞机维修手册验证方法有效,对飞机维修手册验证的开展具有参考意义。     

基本维修作业工时的数据处理

根据基本维修作业时间的统计分析特点,提出了基本维修作业工时数据的处理方法。该方法明确了维修作业工时数据采集后的筛选和补充方法,按照数理统计方法处理数据的一般流程,给出了本处理方法中的样本数据常用统计量,阐述了基本维修作业工时数据分布的确定方法,提出了基本维修作业工时的计算方法和评价原则。该方法可以显著提高数据的有效性和可信性,处理后的采样数据主要用于建立基本维修作业工时数据库,奠定数字化维修作业平台建设的基础。     

先进无人机翼型气动设计方法研究

探讨了传统的优化设计方法和反设计方法在翼型设计中的应用,针对遗传算法存在计算量大、精度低的不足,以及反设计方法难以提供合理目标压力分布的难题,为提高已有气动设计方法的工程实用性,将基于遗传算法的优化方法与反设计方法结合起来进行了翼形的气动外形设计.结果表明,所采用的翼型设计方法是正确、有效的.     

Kriging模型在翼型反设计中的应用研究

目前,基于Kriging代理模型的优化方法在气动优化设计中得到了广泛的应用,然而却并未能应用于气动反设计中。本文将翼型气动反设计问题转化为优化问题,利用基于Kriging模型的优化方法进行了翼型的单目标、多目标反设计,验证了Kriging模型在翼型单目标、多目标反设计中的适应性,并研究了模型加点准则对设计结果的影响;此外,将本文方法与多项式响应面模型优化方法、基于Adjoint的优化方法进行了比较,结果表明,该方法明显优于基于多项式响应面的优化方法,且与Adjoint方法相比,设计效率相当且具有更好的通用性。最后将本文方法应用于接近工程实际的在已有翼型基础上修改压力分布进行反设计,验证了本文方法的可行性。     

重叠网格洞面优化技术的改进与应用

针对传统割补法在壁面狭缝处网格重叠失败的问题,提出了以单元顶点状态进行洞面优化的vertex方法及以单元大小进行洞面优化的volume方法的两种改进方法。这两种方法将传统割补法中切割和填补两步搜索方法改为一步搜索方法进行重叠网格的洞面优化。通过数值试验证明:两种洞面优化方法都能很好地解决壁面狭缝网格重叠问题,网格重叠区域流场数值传递正确,计算结果与试验值吻合,优化效率高,收敛速度快。volume优化方法与vertex优化方法相比可以减少由网格大小不对等引起的数值误差,计算结果和计算精度均优于vertex优化方法。     

使用困难报告安全风险状态监控方法研究

基于使用困难报告(SDR)数据,参照相关标准给出了五类SDR事件严重度分类方法,提出了SDR事件的严重度度量方法、事件的发生概率计算方法和事件风险值的计算方法,在此基础上建立了SDR风险警戒值计算方法和四类SDR风险状态的确定方法,最后通过实例对此进行了验证。     

高效气动优化设计方法

基于CFD方法开展气动外形优化设计通常计算量较大,采用离散共轭方法计算目标函数梯度,建立了高效的飞机气动优化设计系统。采用NURBS方法对翼剖面几何外形的扰动量进行参数化,避免了对原始外形的拟合,建立了基于NURBS方法的机翼剖面参数化方法。在复杂外形的优化设计中,动网格方法是关键技术之一,采用无限插值方法生成变形后的网格,并提出采用无限插值方法处理部件之间相贯线发生变化的情况。最后开展了翼身组合体+吊舱+挂架等复杂外形的优化设计,成功地减小了阻力,证明了方法的有效性。     

机器学习方法在气动特性建模中的应用

气动数据建模是飞行性能仿真评估的基础。气动特性建模主要有机理建模方法和“黑箱”建模方法。本文对“黑箱”建模的三类机器学习方法——分类与回归树方法、浅层学习方法和深度学习方法,进行了算法说明与分析应用。将分类与回归树方法、浅层学习方法中的Kriging建模方法、RBF神经网络方法及SVM支持向量机方法分别应用于火箭气动特性建模、三角翼大迎角非定常气动特性建模、气动热试验数据融合,对这几类建模方法的优势和不足进行了比较分析。同时,将流动条件参数组成向量,再映射为图像,与翼型图像构成“合成图像”,建立了基于翼型几何图像、来流马赫数、迎角的翼型气动特性深度神经网络模型,得到了比较好的预测效果,拓展了气动特性深度学习建模方法的使用范围。     

高超声速平头圆柱绕流化学反应流场的DSMC/EPSM混合算法研究

本文发展了平衡粒子模拟方法(EPSM)，建立了与高温气体化学反应动力学理论相匹配的EPSM耦合模型，并通过混合参数进行流区的自动识别，将EPSM方法与蒙特卡罗直接模拟方法(DSMC)结合，构造了可模拟化学反应流动的DSMC／EPSM混合算法。应用该算法对汲及化学反应的轴对称情况下高超声速平头圆柱绕流流场进行模拟，将结果与DSMC方法的结果进行比较，验证了新算法对求解化学反应流动的可行性。将混合算法的计算效率与DSMC方法的计算效率进行比较，发现混合算法能够大大提高计算效率。     

预测叶片失速颤振的一种半激盘法

本文利用一种半经验方法——变形半激盘法预测了轴流压气机（风扇）的亚/跨音速失速颤振。该模型的基本方法是:在变形激盘模型的基础上,发展简化的槽道一维非定常流动解。该模型改进了纯激盘模型中的一些不合理性。     

基于配点法的轨道在线优化方法研究

针对传统轨道优化方法无法应用于轨道在线优化的问题,提出了三阶辛普森配点法结合乘子法求解轨道在线优化问题的方法.首先建立变轨的最优化模型;然后,用三阶辛普森配点法将该最优控制问题转化为受约束的非线性规划问题;最后,采用增广拉格朗日乘子法对转化得来的受约束的非线性规划问题进行求解.仿真结果表明,所提出的方法可以得到高精度的轨道优化结果,并且对状态量和控制量的初值选取不敏感,且仿真具有实时性,计算速度快,可以达到在线进行轨道优化的要求.     

跨音速叶栅粘流计算的多级广义有限元法

将 Taylor-Galerkin广义有限元法和多级有限元的思想结合起来 ,并在人工粘性的处理上作了改进 ,构成了收敛速度和稳定性均较好的多级广义有限元法。利用该方法 ,并基于 N-S方程研究了二维跨音速叶栅流动。计算结果与实验结果符合较好。通过计算表明 ,该方法计算稳定、收敛较快 ,是叶轮机械内部跨音速流动强有力的计算手段     

超声速平头圆柱绕流DSMC/EPSM混合算法研究

本文将EPSM算法与DSMC方法结合，构造了可模拟含近连续流区及过渡流区的DSMC／EPSM混合算法。运用混合算法模拟马赫数等于5．37时超声速平头圆柱绕流，并与DSMC结果进行比较，证明了DSMC／EPSM混合算法的有效性，并对两种算法的计算效率进行了比较。     

旋转离心叶轮内湍流的非结构化网格数值计算

给出了同位非结构化网格数值求解旋转离心叶轮内湍流流场的SIMPLE算法。网格划分采用改进的阵面推进法。控制方程采用通用的对流扩散方程并利用有限控制容积法离散。湍流模型采用标准的k-ε模型。形成的代数方程组用带有预条件器的共轭梯度平方法（CGS）求解。最后利用所给出的算法对一实验用的旋转离心叶轮进行计算。计算结果和实验数据基本相符,说明该算法合理,编程正确,可作为流场预测的理论工具。     

基于新型组合单纯形法的直线电机最优控制设计

将两种常用的单纯形算法加以组合,提出一种新型组合单纯形优化算法,用于高速高精度直线电机的最优控制设计。仿真结果表明,利用这种新型组合单纯形算法设计的控制系统性能更优,而且搜索效率更高。     

海杂波的多重分形判定及广义维数谱自动提取

海杂波中的微弱目标检测历来是一个难题,传统的检测方法一直不能得到较好的检测效果。多重分形理论的引入为海杂波中微弱目标检测提供了一个很好的途径。文章提出了多重分形无标度区间自动识别的改进算法,既保留了该算法的客观性,又降低了它的保守程度,使估计的区间更贴近真实无标度区间,同时实现了广义维数的自动计算。实验证明,该方法优于原方法,结果更为精确。     

飞控系统功能重构技术研究

探讨了执行机构在“有效资源永不放弃”原则下所采用的功能重构方法。采用伪逆法针对飞控系统操纵面损坏故障进行了功能重构研究,通过仿真证明该重构方法的有效性。     

高升阻比翼型的设计

使用解析形状函数法和参数化翼型表示方法,将求解绕翼型流场的N-S方程解与优化方法相结合,可设计出新的高升阻比翼型.计算结果表明,设计的新翼型满足设计要求,且获得比原始翼型高得多的升阻比,翼型设计方法是实用的.参数化翼型表示法比解析形状函数法对给定的初始翼型离散数据的准确度影响更小,更适合用于新翼型的设计.