基于拉格朗日方程的倾转旋翼机动力学建模

针对倾转短舱与机体间的气动干扰和惯性耦合特征,基于拉格朗日原理推导出了倾转旋翼机的纵向飞行动力学方程。在此基础上,以XV-15倾转旋翼机为对象,针对几种不同的短舱倾角,计算分析了飞行器的配平特性和过渡模式动态响应特性。仿真结果表明,所建立的动力学模型是合理的。该模型可用于研究倾转旋翼机的直升机飞行模式、飞机飞行模式及过渡飞行模式下的纵向飞行特性。     

千兆三余度AFDX 帧管理的形式化建模与验证

为了提升新一代航空电子全双工交换以太网（AFDX）网络的传输速率和余度设计可靠性,在AFDX 网络标准的基础上（ARINC 664 p7）,建立千兆三余度AFDX 网络的帧管理机制模型并进行了形式化建模, 而且实现了AFDX 网络标准中描述的SkewMax 机制。使用UPPAAL 形式化工具对千兆三余度AFDX 网络帧 管理机制进行形式化验证,验证帧管理机制的完整性检查及冗余管理功能的可用性。结果表明,千兆三余度 AFDX 网络帧传输过程中不存在死锁。此外,针对标准AFDX 的冗余管理中一个帧的丢失可能会导致其冗余备 份的丢失的现象,提出在接收端设置一个队列,记录那些比连续帧更晚到达的冗余备份的帧序号,从而减少不 必要的丢帧,提高QoS 和数据完整性。形式化验证的结果可以作为千兆AFDX 网络标准制定和实际应用的参考。     

我国航空用钛合金材料研究现状

评述了我国航空用钛合金材料研制部门近几年研究现状,包括高温钛合金、钛基复合材料、强韧性钛合金、阻燃钛合金等,以及将来的发展趋势.     

基于非参量法的空战态势评估分析

为了改进现有基于非参量法的空战态势评估模型,描述了空战态势评估基本问题,阐述了空战态势评估算法的发展脉络,分析了目前构造的态势评估函数没有体现方位角与进入角对态势影响的耦合关系,双方速度以及能量对态势影响的非线性等问题,提出了从空战武器攻击区的角度重新构造态势评估函数的思想,为进一步研究奠定了基础。     

舰载机着舰下滑过程中的PIO趋势评估与防范

为了研究舰载机着舰安全性,首次提出了舰载机的驾驶员诱发震荡（PIO）问题,结合对陆基飞机飞行员诱发振荡的研究成果,分析了舰载机与陆基飞机在该问题上的异同点,构造了速率限制器前置滤波器来改进控制回路中的舵机速率保护结构,重点对舰载机着舰下滑过程可能发生PIO情况进行了仿真分析,并利用史密斯准则评估了过程的振荡趋势,说明了下滑过程发生PIO对着舰安全的影响,同时验证了所提出的防范方法的有效性。     

基于D—S证据理论的航空发动机故障诊断

航空发动机滑油中舍有摩擦副产生的磨损微粒。通过滑油介质中所含磨损微粒中元素的分析．运用Dempster-Shafer证据融合诊断方法,对航空发动机的磨损状态等进行有效的诊断,确定发动机的磨损程度,以及发动机的磨损部位,从而可对发动机的故障排除作参考。在融合过程中提出了先对每个元素的磨损量和磨损率进行融合,再总体融合的方法。针对Dempster—Sharer证据融合的局限,应用了两种改进的融合方法,并进行比较。实例表明,Dempster—Shafer证据融合是一种有效的航空发动机滑油磨损的故障诊断方法。     

进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究

在地面试车台上,利用叶片式旋流发生器和五孔探针,对进气道旋流模拟和测量进行了试验研究。试验验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性,结果表明:叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构,其中整体涡强度可达15°;旋流测量方法行之有效且精度较高;旋流评定指标合理可行,能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。     

某型飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律设计与仿真

现代飞机越来越复杂的飞行任务对飞机控制系统性能提出了更高要求,而飞机控制系统性能的好坏与飞机自动驾驶仪控制规律设计的优劣关系密切.为此,对某型飞机自动驾驶仪的比例式控制规律进行了分析和设计,仿真研究了控制规律中的速率反馈及位置反馈的作用和选取原则,进而设计出性能良好的飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律.通过大量仿真比较...     

射频等离子体球化TiAl合金粉末特性研究

采用水冷铜坩埚感应熔炼制备了名义成分为Ti-45Al-8.5Nb-0.2W-0.2B-0.02Y( at％)的大尺寸铸锭,经机械破碎后,采用流化床气流磨和射频等离子体球化工艺制备出高铌TiAl合金粉末,并研究了其特性.结果表明,采用上述工艺可大量制备出球形度高、粒度可控的高铌TiAl合金粉末;粉末的氧含量随粒度的细化而...     

某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究

以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。