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.     

起落架载荷的自校正控制

通过建立自校正控制起落架的非线性模型和系统的ARMAX模型,对控制器进行了设计,并结合参数辨识,实现了起落架的自校正控制。计算机仿真结果表明,此方案有效地改善了飞机起落架的缓冲性能。     

计及随机噪声的频域多输入多输出模态参数识别

提出了一种计及随机噪声的多输入多输出频域模态参数识别方法。该方法基于连续时间域的频率响应函数有理分式模型,利用Forsythe正交多项式改善求解性态,属频域的极大似然类估计方法。在最小二乘估计的基础上,利用"先验"的随机噪声信息进行优化迭代的极大似然估计,得到更优的模态参数识别结果。根据Cramer Rao下界不等式,在几乎不增加计算量的情况下获得所识别结果的不确定性信息,提高了模态参数识别的可靠性。采用GARTEUR飞机模型作为仿真算例,对本算法进行了仿真验证。     

CFRP层板螺接接头的拉脱疲劳累积损伤

拉脱破坏是复合材料结构机械连接接头破坏的一种模式。本文通过实验研究了拉脱疲劳累积损伤的扩展过程，并应用累积损伤理论定义和测定了损伤参数，提出了损伤极限的概念，简单阐述了损伤破坏机理。     

GTD散射模型参数解耦估计技术

在步进频率雷达体制下,利用最大似然方法估计GTD模型参数存在着几个问题,对此文章提出了一种新的GTD模型参数解耦估计方法。此算法将模型中的距离参数、幅度参数和几何类型参数分三步独立求解,然后再用最大似然方法对估计结果做进一步修正。最后通过仿真实验验证了该方法的有效性。     

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明：与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。     

铣削参数对GH4169高温合金表面完整性的影响

通过球头铣刀铣削工艺试验和表面状态测试,采用响应曲面法研究了铣削参数对GH4169高温合金表面完整性的影响,建立了表面粗糙度和表面残余应力预测模型,获得了铣削后GH4169高温合金表层微观力学和微观组织分布。结果表明：表面粗糙度与每齿进给量和铣削深度呈正相关,表面残余压应力与铣削深度呈正相关,与进给量呈负相关,随着铣削参数水平的增大,铣削表层趋向于残余拉应力状态;表层出现加工硬化现象,铣削参数水平的增大使得硬化层加深,最大硬化层深度约为65 m;近表层晶粒被切断破坏,发生了塑性流动,塑性变形层深度在10～25 m范围。     

模块化技术在飞机 EWIS 研制中的应用

为快速响应航空市场需求,提供高效、低成本的集成飞机产品,全球飞机主制造商均在探索更加科学的飞机集成方案。波音和空客公司采用的是大部段模块化集成方案,2家飞机制造巨头每月可完成10~17 架宽体客机的总装。EWIS线束集成安装是制约飞机,总装快速完成的关键因素,因此,进行 EWIS 模块化研制改革迫在眉睫。模块化设计技术需要在飞机型号设计初期,在气动布局,总体布置,性能参数,电气互联,机体结构等方面按照确定参数与可变参数,进行通用模块与专用模块的划分。EWIS 在模块之间的分离与快速对接是实现模块化设计优势的关键技术之一,所以分离面方案在 EWIS 顶层方案中更加重要。通过模块化技术在 EWIS 的应用实现并行研制,降低研制后期的设计更改,减少机体产品和系统产品的总装周期。     

基于新息灰预测的卫星遥测参数状态预测及应用

<正>确的预测是进行科学决策的依据。在航天测控领域中对卫星状态的准确预测是正确发布指令的重要依据,而卫星遥测参数趋势预测是状态预测的前提。根据卫星遥测数据特定的相似性,利用相似性原理和新陈代谢原理,充分利用最新的遥测信息,建立适用于卫星遥测数据的新息灰预测模型。通过工程数据仿真计算,验证该方法的正确性和可靠性。