UML在软件可靠性测试数据自动生成中的运用

为了自动生成实时嵌入式软件的可靠性测试数据,利用UML(统一建模语言)提供的建模机 制,从软件可靠性测试的角度建立use-case剖面、接口模型和测试数据实现模型,然后根 据 这些模型的描述进行随机抽样,自动生成可靠性测试数据.利用该方法能够开发出相应的测 试数据自动生成工具,在软件可靠性测试领域有着较大的实用价值.     

基于室内合作场景智能识别的行人导航算法

基于足绑式惯性测量单元(IMU)的惯性导航系统被广泛应用于行人导航中,其通过零速修正(ZUPT)算法可对速度估计误差进行较好的补偿,然而其位置误差会随时间发散。针对于此,提出了一种基于室内合作场景智能识别的行人导航算法。通过随机森林算法,对行人在室内平地步行、上楼梯、下楼梯等不同步态进行训练与辨识,并结合室内先验地图对行人导航的结果进行校正。通过实验表明,行人在室内行走1100m时最大定位误差为1.85m(总行程0.17%),相对无场景识别的方法精度提高了6倍,可以有效提高行人导航精度。     

有向拓扑下无径向速度测量的多导弹协同制导

针对多枚导弹在平面内从各自期望的方向同时击中移动目标问题,提出一种有向通信拓扑下无需导弹-目标径向速度测量且带视线角约束的分布式有限时间协同制导律。基于平面内导弹-目标相对运动方程建立带视线角约束的多导弹协同制导模型。基于二阶多智能体协同控制理论设计了视线方向上的制导律,可保证有向拓扑下多导弹的打击时刻在有限时间内达到一致。基于齐次系统稳定性理论和积分滑模控制理论设计了视线法向方向上的制导律,可保证多导弹击中移动目标且视线角在有限时间内收敛到期望值。仿真校验所设计的协同制导律在理想条件下可使有向拓扑下的多导弹从各自的期望方向同时击中移动目标。     

旋转光滑直通道湍流流动一维热线实验

采用一维热线详细测量了不同雷诺数下及较高旋转数条件下旋转光滑直通道内湍流边界层及主流的速度型,在此基础上构建适用旋转数范围更广的旋转通道对数律的修正公式,分析了旋转效应对壁面摩擦速度的影响。实验过程中雷诺数范围是15000~25000,旋转数范围是0~0.444。通道壁面为室温,流体与壁面之间无热交换。结果表明:旋转对于通道截面速度型影响很大;旋转导致速度型整体向后缘面偏转,但最高速度出现在靠近前缘面的区域;后缘面无量纲平均速度型分布顺序与旋转数排列次序相一致,在对数律区符合对数律规律。壁面剪切应力在前缘面随着旋转数的增大而先单调递减,而在后缘面的变化趋势与此相反。旋转状态下修正的对数律公式斜率随着旋转数的增加而单调递减且在后缘面递减的趋势逐步有所减缓,并提出了对数律区的旋转修正公式,公式的误差范围控制在15%以内。      

叶轮流速系数对泵正反转性能参数比的影响

为研究叶轮流速系数对离心泵反转作液力透平(PAT)泵工况和透平工况水力性能参数比的影响,采用renormalization group(RNG) k-ε湍流模型,通过计算流体动力学软件CFX计算了比转速为23~225的20个PAT叶轮单流道模型的流速系数,揭示了泵工况和透平工况流速系数的分布规律,建立了考虑流速系数的PAT泵工况与透平工况扬程比和流量比。结果表明:PAT透平工况叶轮流速系数大于泵工况。通过对不同比转速的6台工业PAT的外特性实验表明:与Stepanoff等提出的方法相比,考虑流速系数时PAT水力性能参数比与实验结果最为接近,其扬程比平均误差为5.38%,流量比平均误差为5.16%。该成果为PAT的选型设计和性能预测提供理论支撑。      

初始温度对CH4/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧特性的影响

采用定容燃烧实验装置对初始压力为0.1MPa、当量比为0.7~1.5、甲烷体积分数为0、0.4和0.8,以及3种初始温度工况下,CH4/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧特性进行实验研究。获得混合燃料火焰发展图片、层流燃烧速度和马克斯坦长度等,并分析初始温度对CH4/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度及燃烧稳定性的影响。结果表明,当火焰拉伸率趋于0时,非线性拟合方法NLM2(nonlinear fitting method 2)能够准确预测拉伸火焰传播速度随火焰拉伸率变化规律,外推可获得较为准确的无拉伸火焰传播速率。初始温度对稀混合燃料火焰传播速度的影响较大,而对化学当量比和浓混合燃料火焰传播速度的影响较小。3种甲烷体积分数混合燃料的层流燃烧速度均随初始温度增加而增加。当初始温度为420K时,马克斯坦长度随当量比减小最快,而当初始温度为480K时,马克斯坦长度减小最慢。在稀混合气和化学当量比工况,随着初始温度增加,混合燃料马克斯坦长度减小,混合燃料燃烧稳定性变差,而在浓混合气工况,各初始温度马克斯坦长度趋于一致,此时,初始温度增加对燃烧稳定性影响较小。      

基于任务段的航空发动机载荷谱聚类方法

针对航空发动机飞行任务剖面分类问题,对发动机31个飞行任务剖面进行了聚类分析。选取飞行高度和飞行马赫数作为划分飞行任务剖面的参数, 依据其对应的飞行任务段均值生成聚类散点图,将剖面类型划分为5大类。结果表明:低空低速剖面在无量纲飞行高度为0~0.2、飞行马赫数为0.4~0.6区间,均值最低;高空高速剖面在无量纲飞行高度为1.2~2.2、飞行马赫数为1.0~1.8区间,均值最高;飞行任务剖面在无量纲飞行高度为0.2~1.2、飞行马赫数为0.6~1.0区间内最为集中;针对散点密集区域,可依据剖面特征进一步划分剖面类型;不同剖面间,飞行高度与飞行马赫数差异性强,利于剖面划分,而法向过载与转速差异性小,不利于剖面的划分。所提出的方法可以快速有效的对航空发动机飞行任务剖面进行聚类分析。      

弧线齿面齿轮齿面几何设计及径向齿宽特性

为适应航空领域对面齿轮传动的设计要求,综合弧线齿圆柱齿轮、面齿轮传动的各项优点,提出了弧线齿面齿轮齿面设计并研究了其径向齿宽特性。以端面渐开线齿廓弧线齿圆柱齿轮作为产形齿轮通过包络成形建立面齿轮齿面数学模型;结合齿面方程在MATLAB中进行齿面可视化分析,并通过MATLAB软件的数值计算和CATIA软件的复杂曲面造型实现面齿轮的参数化建模;确立内端根切、外端顶尖对径向有效齿宽的限制条件,计算面齿轮的径向有效齿宽,分析刀具齿轮的齿线圆弧半径和坐标系位置参数对径向有效齿宽的影响。研究表明:当增大齿线的圆弧半径,面齿轮的内径减小,外径、径向有效齿宽均增大;当增大坐标系位置参数,面齿轮的内径、外径均增大,径向有效齿宽减小。      

大涵道比风扇设计技术发展趋势

风扇部件是民用涡扇发动机关键部件之一,自20世纪60年代以来在气动设计等方面发生了显著变化,其发展支撑了民机的更新换代。对民机风扇叶片的发展历史进行了回顾,对典型设计特征和参数进行了总结。着重介绍了民机风扇叶片的叶片数、叶尖切线速度、气动叶型设计、降噪设计、材料工艺等发展变化,对其内在原因进行了分析,并评述了其发展趋势。     

基于数学模型的单级和双级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统飞行特性比较

研究了单级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统(STS)的部件法数学模型,给出了STS的联合工作方程组,给出了STS的调节方式,计算了STS的高度 速度特性.从总体及各部件的高度 速度特性方面比较了STS和双级涡轮增压活塞螺旋桨推进系统(DTS).研究表明:选择的STS调节方式可满足其设计目标,相比于DTS实际功率保持高度为12.5km,STS的实际功率保持高度可达到5.5km;在选用相同的螺旋桨和发动机的前提下,STS和DTS中各部件特性的变化规律基本一致,但STS的推进效率、单位推力耗油率、推进系统总效率在高度 速度特性图中的变化范围大大窄于DTS的.