无人机中继平台覆盖区域统计模型

针对中继信号覆盖区域确定性模型没有考虑信道随机衰落影响的问题,提出了一种基于中断概率的无人机（UAVs）中继平台信号覆盖半径统计模型。通过将中继链路建模为包含路径损耗、阴影衰落和多径衰落的复合分布模型,推导获得中继信号覆盖半径的概率分布,并给出一种利用中断概率数值求解覆盖半径的方法。仿真结果表明,信道衰落对覆盖半径影响非常大,当中断概率小于10%时,覆盖半径仅为无衰落信道时的一半。研究结果对移动自组织网络（MANETs）中的中继网络的无人机最优布置、飞行策略以及网络性能评估等具有重要的参考价值。     

民用飞机修理级别分析方法研究

从民用飞机维修的角度．结合本公司后勤保障分析工作的经验,总结了一套具有实际操作性的适用于民用飞机的修理级别分析方法,并利用案例进行了验证分析。     

民机结构金属补片修理方案数字化设计研究

基于民机结构修理方案设计原则和一般方法,提出一种民机结构损伤金属补片修理方案数字化设计方法,通过研究典型金属补片修理方案的数字化设计技术,对方案设计因素和设计参数进行全面分析,得到各参数间的关联和约束关系,给出了合理的修理方案数字化实现途径。实例分析表明,该方法快捷、有效,对飞机结构修理具有工程实际意义。     

基于帕累托法则的平均修复时间分析研究

通过对某型飞机当前外场故障数据实际统计情况的分析,计算了整机平均修复时间.为查明影响平均修复时间的主要因素,应用管理学上的帕累托原理进行了分析,找出影响平均修复时间的主因是故障率高的少数设备,为提高维修性水平提供了科学依据.     

FSDG在测控系统下行信道中的诊断应用

针对纯定性SDG（Signed Directed Graph,符号有向图）模型的诊断方法因定量知识的缺失导致虚假解多、分辨率低的问题,将SDG定性模型与定量知识相结合,通过在定性模型中加入模糊隶属度与模糊相容度等定量知识,形成了定性定量集成模式的FSDG（Fussy Signed Directed Graph,模糊符号有向图）深层知识模型;并在此基础上,提出一种基于定性定量知识集成模式的故障诊断方法;最后应用该方法建立了某测站下行信道系统的FSDG诊断模型,并进行了故障诊断仿真.结果表明：该方法有效提高了诊断分辨率,具有诊断结果完备、准确性高的优点.     

复合材料修理结构的缺陷特征与超声信号

研究了热补仪修理复合材料层压板结构的缺陷特征。金相显微分析结果表明,当修补层数为2层时,样品没有任何缺陷产生;当修补层数增加到4层时,修补层内出现气孔缺陷;当修补层数增加到6层时,除了修补层内出现大量气孔缺陷以外,胶膜层也出现气孔,导致弱粘接/脱粘缺陷的产生。超声检测的结果与金相显微分析一致,很好地再现了上述缺陷。     

侧壁有出流孔的通道流场数值模拟

用商业CFD软件(Fluent6.0)对简化后的涡轮叶片冷气通道进行数值模拟,着重研究出流孔上、下游各通道截面内的流动规律。结果表明:出流孔的抽吸作用,使得通道有孔一侧的气流速度相对较高。孔上游通道内的气流,沿主流方向逐渐加速;流经出流孔后,通道内的流速急剧下降,甚至会出现局部低速区。计算结果与实验测量结果符合很好,表明可以利用成熟的CFD商业软件研究该类流动现象。      

带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性

为了获得带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性,并寻求最佳的孔排倾斜角度,调节孔排倾斜角度和通道雷诺数,使其分别在0°~30°和3×104~9×104范围内变化,通过数值计算系统分析了通道摩擦因数和带肋壁努塞尔数等参数的变化规律.研究发现:相比于常规肋片,新型斜孔肋有效改善了肋片后方紧邻肋片的局部区域的壁面换热,并降低通道的摩擦因数,但传热增强因子有所减小;随着孔排倾斜角度的增大,通道的相对摩擦因子单调升高,传热增强因子则呈现出先升高后降低的变化过程,因此存在着最优孔排倾斜角度为15°,此时斜孔肋的强化传热综合指标达到最大值;随着通道雷诺数的增大,斜孔肋通道的摩擦因数小幅减小,换热则逐渐增强.      

航空发动机损伤叶片再制造修复方法与实现

航空发动机叶片长期工作在高温、高压和高速的环境下,极易出现损伤。但是,损伤叶片的再制造修复技术一直被国外垄断,国内航空公司不得不花费大量的资金和时间将受损叶片送往国外维修。针对此问题,提出一种航空发动机损伤叶片再制造修复方法。首先,对损伤叶片进行失效特征分析,评价修复可行性;其次,获取并处理叶片点云数据,提取叶片截面的边界曲线,重建叶片数字化模型,通过布尔运算得到加工目标模型;再次,采用激光熔覆和自适应加工方法,对损伤叶片进行再制造修复;最后,分别对叶片三维数字化模型与实物进行精度检测和误差分析。结果表明,利用该方法建立的叶片数字化模型具有较好的精度和光顺性,再制造修复误差满足发动机维修手册的要求。     

典型机身框地板梁缘条裂纹修理损伤容限分析

采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。