修理补片对飞机基本飞行性能的影响分析

首先利用欧拉方程计算了飞机特殊部位蒙皮受损修补后修理补片对气动特性的影响．继而估算了这一气动特性的变化对飞机基本飞行性能的影响．为以可靠性为中心的飞机维修提供了科学的参考依据。具有一定的实际意义。     

试论英语句法转换的抽象表现形式

通过研究比较英语语句的聚合关系,解释了英语句法的内涵及其变化形式,揭示核心句和转换句之间的关系,描述了英语句法的抽象表现形式,将英国句法理论大师马修斯介绍给国内学者,从另外一个角度为国内学者研究句法理论提供参考。     

模糊神经网络实现飞行数据的智能处理

利用模糊神经网络实现了根据飞行数据识别出飞行过程中所做的基本动作 ,推理过程使用了一种特殊的模糊规则 (fuzzyrule) ,权值学习采用负梯度下降 (Gradientdescentweightadaption)法。首先对每帧飞行数据进行特征检测(Featuredetect) ,将根据专家经验模糊处理得到的隶属度矢量作为模糊神经网络的输入 ,经过该网络决策 ,获得该帧数据的基本动作模式 ,由此 ,得到飞行过程中的基本动作。而实际的飞行动作就是由这些基本动作的组合而成 ,所以 ,实际上也就实现了飞行动作的自动识别。经大量实际飞行数据检验 ,该方法准确、有效。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简

 由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

基于基本飞行模型的ADS-B航迹修正研究

为有效提高飞机的监视精度,获取准确的飞行航迹,针对ADS-B监视过程中的航迹异常问题,提出了基于基本飞行模型的ADS-B航运修正方法.该方法充分利用ADS-B丰富的飞行数据信息,建立了飞行计算模型和航迹识别模型,最终结合真实数据通过程序仿真验证了该方法的可行性.实验结果表明,该方法能准确、快速修正平飞、转弯、爬升过程中的航迹信息,可以有效提高航迹监视的实时性.     

民用飞机辅助燃油箱系统燃油转输油出口位置研究

面对不同的市场需求,民用飞机通常在取得型号合格证之后,通过改装,形成公务机~([1])、遥感机、海监机等在内的特种飞机。大航程、长航时是众多特种飞机的重要特点。民用飞机通常在货舱内加装辅助燃油箱~([2-3])以增加额外的燃油存储空间,增加载油量,从而增大航程。然而辅助燃油箱内的燃油不直接供给发动机,需在巡航阶段将辅助燃油箱内的燃油转输至基本燃油箱内,通过基本燃油箱内供油系统供给发动机~([4-8])。转输动力可以来自转输泵或者闭式通气增压系统,即辅助燃油箱与基本燃油箱产生一定的压差,通过该压差将燃油转输到基本燃油箱内。然而不同的转输口位置,将会导致燃油转输的控制逻辑不同。基于某民用飞机的基本油箱构型,通过不同的转输口位置分析,给出较为合理的转输口位置。     

捷联式重力测量技术研究进展

本文简要论述了动态重力测量的发展动态,接着以国防科技大学近年来在重力测量领域的研究为出发点,对国防科技大学在捷联式重力测量领域的研究现状进行了分析和总结。主要论述了捷联式重力测量的关键技术、研究历程、基本原理和典型试验结果,并对未来的发展方向进行了展望。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part I： 设计状态

本文通过特征线法设计了基于多道激波+等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明：在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡;在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明在来流马赫数5.74,攻角0度状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。     

一种基于粗糙集理论的粗糙神经网络构造方法

提出在BP神经网络中使用粗糙集理论网络的设计，由于粗糙集理论有强大的数值分析能力,而BP神经网络具有准确的逼近收敛能力和较高的精度，所以通过两者的结合，可以得到一种可理解性好，计算简单，收敛速度快的神经网络模型，这种神经网络的算法的主要过程为：首先利用粗糙集能力去发现给定数据集的一些规则，然后根据这些规则构造神经网络稳含层的神经元个数，最后用BP算法迭代求了网络的各种参数，完成网络的设计，本文最后给出了一个三维非线性函数的实例进一步验证了网络的正确性。     

基于神经网络的飞机极限数据专家系统

利用神经网络专家系统的方法时飞机飞行参数的极限允许值进行计算，可以使推理过程变得简洁、清晰，避免了常规方法在软件实现上的诸多缺点。同时，本文采用一种模糊规则方法对神经网络专家系统的推理行为进行描述，使得神经网络专家系统能够回答有关why和how的询问。以最大允许马赫数的计算为例，本文设计了用于该参数推理的神经网络专家系统．并给出了简单算例。