一种软件质量度量模型的研究与应用

软件质量度量是软件工程方面的研究重点之一.通过量化的手段对软件产品进行度量和评价是最有效的质量保证手段.本文提出了软件质量度量模型,根据标准的评价过程模型对其进行了分析,从而确立了质量特性、质量子特性、度量特性和度量标准,并给出了这些特性的之间的关系以及它们的权值.然后运用一组公式对度量方法进行了表示并提出了该模型的应用.本文为软件质量度量提供了一套可行的定量评价方法.     

基于序列图像的自动目标识别算法

由于利用单幅二维图像进行三维目标识别存在识别的多义性,提出了一种基于二维序列图像的三维目标自动识别算法。首先以修正的Hu不变矩构造目标的图像识别特征,进而采用BP神经网络分类器构造关于目标融合识别的基本置信指派函数,以神经网络的训练误差构造证据理论不确定性度量,采用基于吸收法的DS证据理论实现高冲突证据的贯序式融合。对各姿态飞机图像识别的仿真表明,该算法对飞机的空间姿态变化具有很强的鲁棒性,能快速地准确识别飞机类型。此外,算法对先验性参数具有一定的鲁棒性。     

抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响

对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小.      

F100/F110发动机与F-15/F-16战斗机使用故障的统计与分析

为借鉴国外航空发动机在设计、研制和使用中积累的经验与教训,通过大量的数据统计与分析,描述美国F-15与F-16战斗机及其装配的F100与F110发动机在使用中发生的重大故障,归纳并总结这些故障在不同阶段、不同部件、不同影响因素的分布情况与规律.分析表明:发动机在前10年或工作35000h左右,故障率高,在之后的较成熟期,故障明显减少;无论是否考虑结构完整性,发动机各种故障会出现在整个使用过程中,但按结构完整性大纲研制的发动机的故障率明显低;在部件故障分布方面,发动机叶轮机是最主要的故障源;在影响因子分布方面,设计、维护、保障和使用不当是发动机出现故障的最主要原因.      

进气道动态特性的传递函数多项式近似分析

进气道动态特性的小偏差封闭传递矩阵模型仅能得到频率特性数据,为了获得多项式形式的传递函数,提出了一种基于MATLAB的计算方法.基于频域辨识获得了结尾激波对放气量扰动的有理多项式传递函数近似模型,此模型的频率特性与原始频率特性吻合较好,比Pade近似方法更简单准确.利用模型降阶方法对高阶多项式函数进行简化,获得了低阶传递函数,低阶模型与高阶模型的时域响应较为一致,为激波位置控制系统设计奠定了基础.分析了激波处相对面积变化率对频域特性的影响,结果表明相对面积变化率越小,激波运动的稳态距离越大.     

镗削碳纤维复合材料时切削用量对切削力及孔出口撕裂的影响

采用PCD刀具对碳纤维复合材料(CFRP)进行了镗削加工试验,分析了切削用量对切削力、孔出口撕裂因子(撕裂值与孔直径的比值)的影响规律.试验结果表明,三向切削力随背吃刀量、进给量、切削速率的增大而增大.经分析认为,切削速率的增大引起待加工材料的屈服应力增大.由于刀尖圆弧半径较大,试验中出现背向力大于主切削力的现象;撕裂因子与背吃刀量基本无关;进给量与撕裂因子呈线性正相关;当切削速率增大时撕裂因子呈减小趋势,并且减小到一定程度后基本不变;采用PCD刀具镗削加工该材料能够有效地减小孔出口撕裂程度.     

直混燃烧与LPP组合燃烧室数值研究

设计了直混燃烧与贫油预混预蒸发(LPP)组合的单管燃烧室.燃烧室头部采用同轴同旋向主模旋流器和副模旋流器结构,主、副油路分别采用直射式喷嘴和压力雾化喷嘴,可以在单管燃烧室上掌握和实现低污染燃烧排放控制技术,并采用Fluent软件对设计的单管燃烧室模型进行数值模拟.计算结果表明:主副模燃烧区相互独立;副模是直混燃烧,主要作用稳定火焰.主模是预混燃烧,燃烧区温度分布均匀,从而实现低NO_x排放.解决了大工况下低NO_x排放与慢车贫油熄火之间的矛盾.      

某航空发动机全包线气动稳定性设计方法

根据稳定性基础理论及工程经验,以某型航空发动机为例,按GJB/Z 224-2005进行了全包线气动稳定性设计,并进行了试验验证.研究结果表明:发动机在高空小表速节流状态下风扇和高压压气机的需用稳定裕度均较大;在发动机包线右边界,风扇需用稳定裕度较大,且基本一致;着陆过程受喷管亚临界影响,风扇需用稳定裕度较大.因此,这些工况在发动机设计和使用中应重点关注.在发动机气动稳定性设计时应保证风扇和高压压气机可用稳定裕度大于需用稳定裕度,并留有一定余量.采用的设计方法可以有效地满足复杂工程研制需求.      

环形分配器式扩压器性能数值模拟

为降低航空发动机燃烧室扩压器的总压损失,提高其静压恢复系数和流动稳定性,设计了一种分配器式扩压器.采用计算流体动力学(CFD)方法.对矩形分配器式扩压器和环形分配器式扩压器进行了数值模拟,并将前者与试验结果进行对比,两者相互吻合,然后将此计算处理方法应用到环形分配器式扩压器中.研究结果表明:CFD软件能够准确地模拟矩形分配器式扩压器的内部流动,且准确度较高,数值模拟结果与试验结果偏差不大于±5％;环形分配器式扩压器具有优良的减速增压功能.在燃烧室进口Ma数高达0.36时,设计的环形分配器式扩压器的总压损失仅为2.89％,静压恢复系数为0.647;Ma数为0.42时,总压损失和静压恢复系数分别为4.12％和0.653,小于短突扩扩压器的总压损失.并且扩压器内均无流动分离.因此分配器式扩压器具有较大潜力,能够满足未来先进燃烧室的性能要求.     

多元线性回归在引气系统故障诊断中的应用

针对利用快速存取记录器(QAR)数据进行民机系统故障诊断问题,以民机引气系统为对象,提出了一种适合多飞行循环数据特点的多元线性回归模型的故障检测方法.首先建立了多飞行循环数据的引气系统性能多元线性回归模型,设计了飞行循环和飞行循环内故障检测方法;然后采用最大后验估计方法进行模型参数估计;最后设计了适合多飞行循环数据的模型参数最大后验估计算法.借助仿真数据和航空公司收集的实际飞行数据对方法进行了验证,结果表明了该方法有效且具有一定工程应用价值.