基于遗传算法的飞机维修拆卸/装配序列规划研究

飞机维修拆卸/装配序列规划是整个飞机产品维修作业的重要组成部分,同时也是飞机远程诊断与远程维修的重要研究内容。针对飞机维修过程中拆卸/装配序列规划问题的特点和要求,本文从维修产品的拆卸/装配过程稳定性、拆卸/装配方向和拆卸/装配工具的改变次数三个方面来设置目标函数,解决了零件数量大的产品规划计算效率不高且没有考虑产品的维修过程稳定性问题。本文开发出了基于遗传算法的飞机维修拆卸/装配序列规划系统,并结合具体产品进行了验证。     

VSPWorks程序设计技术

VSPWorks是应用于多DSP并行系统的嵌入式实时操作系统,其先进的程序设计思想,大大简化了传统多DSP系统的软件开发模型,既保证了软件质量,也提高了开发效率.在详细介绍了虚拟单处理器模型和系统启动过程的基础上,讨论了应用程序开发过程,并举例介绍了网络连接文件的编写方法.     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

传统控制律评估方法主要用于单输入单输出(SISO)系统,且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足,研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上,给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算,提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明,该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷,而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素,以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

直升机旋翼试验塔研制与应用

本文介绍了我国第一座直升机旋翼试验塔的研制概况,主要包括旋翼试验塔在直升机行业中的地位、对旋翼研制的作用、试验塔的总体方案、各主要系统组成与特点、关键参数的确定、解决的关键技术等。由于该试验塔在总体和各系统设计方案的合理优化配置,使得它成为世界上试验能力领先的旋翼研制关键设备,使我国的旋翼研发能力提升到一个新的水平。     

无人机双机编队攻击作战效能评估

针对无人机双机编队任务协同/非协同攻击作战情况,运用概率论及搜索理论,建立了目标搜索、识别、攻击作战的效能评估数学模型,在此数学模型基础上分析了任务协同和非协同条件下的攻击任务成功率及影响因素,结果得出双机协同、非协同在不同作战情况下有着各自的优势。分析结果对实际作战安排做出了指导性原则,对提高无人机集群作战效能具有实际意义。     

GH4169合金超塑性变形及其力学行为的研究

GH4169高温合金经超细化预处理工艺后,在变形温度T为1000℃、初始应变速率5为1．14×10－3s－1的拉伸变形条件下,得到了良好的超塑性,其最高延伸率8max为467％,最低流动应力amin为43．1MPa。合金在较宽的变形温度范围（T为940～1020℃）和应变速率范围内（10－4～10－3s－1）显示出良好的超塑性。这对实际生产中工艺参数的选择及控制提供了很大的方便。应变速率敏感性指数m值可以表征材料超塑性性能的高低,但不能完全衡量超塑性能。     

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第一部分 前进比的影响

针对典型布局条件下直升机/粒子分离器的一体化流动特性进行了仿真研究.利用相关试验数据对仿真方法的有效性进行了检验,将整体式粒子分离器安装至类“阿帕奇”直升机外型上,形成了一种典型直升机/粒子分离器布局方案,并分析了其在不同前进比下的一体化流场特性.结果表明:较高前进比下,在粒子分离器进口上游的齿轮箱外罩上出现了复杂的三维流动分离,使得粒子分离器在较不均匀的进口来流条件下工作.与独立粒子分离器状态相比,一体化条件下粒子分离器主流出口、扫气流出口的总压损失均有所加大,增幅分别为1%和8%.      

基于模态切换的航空发动机容错控制

综合了航空发动机控制和故障诊断方法,设计了基于模态切换的任务级和发动机级模式的容错控制系统.任务级模式在发动机部件故障时,通过切换控制策略和控制模式达到恢复或降低发动机性能的要求;发动机级模式在控制回路失效时,根据故障情况切换到容错控制回路,从而保证发动机继续正常工作.数字仿真结果表明:在稳态或加速过程中出现部件故障时,容错控制系统都能够100%恢复发动机的推力;在发动机中间、慢车和节流状态下,当压气机转速控制回路失效时,容错控制系统能够在3s内平稳切换到风扇转速控制回路.      

合成双射流矢量特性影响因素分析

为了拓展合成双射流作动器在无人机推力矢量控制方面的应用,需要对合成双射流作动器结构进行优化,提高其矢量性能。通过分析合成双射流的特性,引入了以射流冲程为基础的无量纲距离,建立了射流矢量角的计算方法,并以此为评价指标,采用单因素试验法分析了合成双射流作动器无量纲结构参数对射流矢量角的影响机制和规律。利用极差分析法获得了各参数对射流矢量角影响的显著程度:出口宽度出口长度出口间距出口深度腔体高度,提出了作动器结构参数设计的原则。     

航空发动机叶片高频模态阻尼的实验测试方法

以NASA Rotor37叶片为对象,研究了航空发动机叶片的高频模态阻尼比的实验测试方法.实验分析和数值计算均说明:在随机声激励下获得频响曲线将包含由支撑结构振动造成的峰值.基于此提出在支撑结构上布置多个传感器的实验方案,并以支撑结构的振动峰值位置和能量相对大小来判定叶片振动主导的振动峰值.用小波阈值收缩法和曲线拟合法对这些振动峰值进行了降噪和模态阻尼比识别,给出了实测模型在10kHz内“叶片主导振动”的模态阻尼比.结果表明:一般的结构金属材料条件下,叶片结构的高频模态阻尼比的数量级小于1%,且随频率增加呈下降趋势.