数字化环境下飞机研制与批产阶段问题探讨

任何新款的飞机研发,从第一个零件开始生产到飞机进入批量生产,都不可避免地会经过研制阶段和批生产两个阶段。数字化环境下,飞机生产出现了一些新的特点和情况,针对发生的变化,对飞机研制和批生产的共同规律进行一些新的探索,对数字化飞机产品在研制批所发生的问题和批产阶段所发生的问题进行分析和探讨,从工程设计问题、工艺制造问题、质量控制问题以及适航或军品合格证等方面指出在飞机制造的不同阶段问题关注的重点和解决问题的侧重点存在差异。特别是飞机在数字量传递的新环境中,对IPT的组建和工作机制的形成、成熟度的定义、综合协调数据集、模拟仿真、验证数据集、数字平台下的构型更改等大量新技术、新概念对两个阶段的影响给出了评价。     

航空发动机部件性能退化容错控制

本文针对航空发动机部件性能退化问题,开展退化容错控制研究。首先,视退化为干扰,综合考虑退化的缓变特性及系统的目标跟踪要求,提出一种基于H∞鲁棒控制的部件性能退化被动容错控制设计。其次,将退化信息加入控制律设计中,并考虑信息的不准确性,提出一种基于滑模控制器的部件性能退化主动容错控制设计。对所提设计开展硬件在环试验验证,结果表明,两类设计可以较好地弥补退化引起的发动机参数变化,并具有一定的工程应用能力,其中,基于H∞鲁棒控制的容错设计保守性大,且具有较长的调节时间,而基于滑模控制器的容错设计具有更好的动态特性,但在应用过程中需重新配置控制参数。     

教练机发动机加速任务试车谱的编制

根据教练机发动机的飞行任务剖面,研究出2个航线类综合任务谱和2个机动飞行类综合任务谱。然后根据该发动机主要零部件的寿命分析结果,在等损伤的前提下对综合任务谱进行压缩处理,编制了其加速任务试车谱。      

一种抑制超声速气流红外辐射的新途径

试验测定了波反馈装置对高温超声速射流的激励效果。主喷管喉道直径为３５ ｍ ｍ ,进口总温和总压分别为８００ Ｋ及２７４．４ ｋＰａ。结果表明,影响激励效果的主要几何参数有锥形反射器的扩张角、反射器母线长度和反射器与主喷管的相对位置。当扩张半角为４５°, 母线长度为４０ｍ ｍ 以及锥形反射器起始截面与主喷管出口齐平时, 激励效果最好, 在Ｘ／Ｄ＝ ６～８ 范围内, 激励后的轴心温度可降低约１２０ Ｋ, 并可望使超声速喷气流的红外辐射强度降低约４０％ ～４５％ 。     

分区多重网格法在复杂区域中的数值研究

突破多重网格方法在多连通域中应用的局限性,将分区法与多重网格法结合,形成分区多重网格法,应用在复杂几何域及复杂多连通域中,结果表明,它不仅能提高精度,而且能加快收敛。     

模型燃烧室冷态喷雾场的实验研究

使用相位多普勒分析仪ＰＤＡ（Ｐｈａｓｅ Ｄｏｐｐｌｏｒ Ａｎａｌｙｚｅｒ）对模型燃烧室内的喷雾场进行了实验研究,测量了喷雾场不同工况下的喷雾特性,分析了喷雾压力和旋流器对喷雾场的影响。证明喷嘴压力提高可以增大喷雾场中粒子速度、通量及降低平均直径;空气流则可以改变喷雾分布型,形成回流区并扩大喷雾场范围。     

简论飞机生存力的设计

生存力是指飞机在人为敌对环境中躲避、承受敌方武器威胁的能力。它是衡量飞机作战效能的最重要的指标。本文从生存力的构成、生存力提高的方法、生存力提高的设计原则．以及生存力设计的实施和评估几个方面对飞机生存力设计作了简要的论述。     

飞机主要机载设备寿命信息系统

飞机是由各大部件(机头、机身、机翼等)和机载设备(发动机、油箱、电台等)组成,每架飞机有一定的使用寿命．而飞机中各机载设备自身的使用寿命却各不相同。本文介绍如何应用信息系统对飞机机载设备使用寿命进行动态管理．以便及时更换到期的机载设备。     

一种直升机涡轴发动机加速自适应控制研究

提出一种直升机涡轴发动机加速自适应控制方案,它是在ＮＧＧ／ｐ＊２ＰＩＤ控制的基础上加自适应控制律。当发动机性能老化或损伤时,加速时可能引起压气机喘振,这种自适应加速控制方案能适应对象这种性能变化,自动调整方案以消除加速过程出现的喘振现象。这种加速控制比传统的ｗｆ／ｐ＊２开环加速控制具有较高的控制精度,也具有类似高度补偿和喘振恢复项ｐ＊２。这种自适应加速控制只需对原有ＦＡＤＥＣ控制的硬件稍作修改,主要依靠微机控制软件修改就可以将ＦＡＤＥＣ控制提高到自适应控制水平。