倾转旋翼机传动系统动态效率研究

根据倾转旋翼机发动机短舱内的传动系统结构,建立了其弯-扭耦合动力学模型和相应的动力学方程.求解动力学方程得到了三种飞行状态下的动态响应,根据动态响应计算了齿轮齿面上的动载荷和各部件的横向动载荷.基于动载荷,提出了齿面动态摩擦损失功率和轴承动态损失功率的计算方法,以及倾转旋翼机传动系统动态效率的计算方法.计算了在三种飞行状态下传动系统的动态效率,分析了三种飞行状态下参数对传动系统动态效率的影响,为高效率倾转旋翼机传动系统的设计奠定了基础.      

基于现场总线和智能变送器的风洞气流参数测量系统研制

准确测量来流雷诺数对于研究一些对雷诺数变化敏感的流动现象十分重要,为了得到较为准确雷诺数需要测量来流速度、温度和环境大气压等气流参数。本研究基于带Hart通信协议的智能变送器以及数字式振筒气压仪,在低速风洞中实现了一套简单实用的气流参数采集系统。其中,主机和差压、温度变送器之间通过Hart适配器相连接,并通过串口以Hart协议实现通信;而数字式振筒气压仪与计算机之间则直接通过串口实现通信。在系统开发过程中对Hart协议进行了解析和测试。在该系统气流参数采集的基础上,实现了来流雷诺数实时精确的计算,并对比了因温度和气压波动导致的雷诺数计算差异对旋成体大迎角雷诺数效应研究的影响,从而进一步说明了发展该系统的重要性。     

基于支持向量机的飞行控制系统辨识

以飞机为研究背景,基于系统辨识中的串-并联辨识模型,应用一种支持向量回归机的方法,对飞行控制系统模型进行了辨识。通过仿真,成功地得到了飞行控制系统的辨识模型。结果表明:该方法有很好的预测性能,具有很高的精度,同时也能很好地反映飞行控制系统的特性。     

装备全寿命期风险评估方法综述

文章针对装备全寿命周期风险的特点,对装备全寿命周期风险识别与评估的方法进行了归纳,并具体到装备全寿命周期各阶段,对风险识别方法进行了总结,对装备全寿命周期风险评估的主要方法进行了简单介绍和适用性比较,指出未来风险评估方法的发展趋势,认为综合集成的评估方法可以成为装备全寿命周期风险评估方法研究的一个方向。     

飞机发动机飞行过程监控系统研究与设计

飞行参数处理被广泛应用于飞机发动机技术状态监控中,其应用效果取决于飞参数据处理方法的正确性。文中提出了一种基于发动机性能分析的飞参数据分析方法,并研究了其在某具体型号飞机发动机监控中的应用策略。首先根据系统需要实现的功能研究了系统结构,其次给出了发动机在各个工作阶段的监控内容,最后讨论了发动机监控流程。应用实例的分析结果证实了这种方案的正确性和可行性。     

缝道参数对多段翼型气动性能的影响

数值模拟研究缝道参数对着陆构型多段翼型气动性能的影响,采用有限体积法求解雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型采用S-A(Spalart-Allmaras)模型,给出了多段翼型升力系数与表面压力系数随各缝道参数的变化规律.计算结果表明:采用的计算模型可用于二维多段翼型的计算;缝道参数对多段翼型气动性能的影响显著,在各个缝道参数的变化范围内升力系数均存在最优值,适当的缝道参数可以抑制后翼上表面逆压梯度,消除后翼分离,并保持前翼尾迹不与后翼边界层相掺混,提高多段翼型的气动性能.      

滑跃起飞中机舰参数的适配性分析

通过仿真计算,分析了各主要机舰参数的变化对滑跃起飞安全性的影响;计算出满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合,并总结了适配规律.研究结果表明:飞机起飞质量是滑跃起飞过程中航迹下沉的主要影响因素,增大升降舵预置偏角和滑橇板出口角均可抑制航迹下沉;升降舵预置影响飞行迎角,预置偏角过大会导致飞机失速;滑橇板出口角影响俯仰角速度,当出口角为12°时,俯仰角速度的峰值最小;在适配值集合内,随着飞机起飞质量的逐渐增加,由升降舵预置偏角与滑橇板出口角组成的适配范围逐渐缩小.因此,为了保证滑跃起飞的安全,对于确定的构型和起飞甲板,需要合理地确定舰载机的最大起飞质量.      

月壤力学参数反求及试验验证

为了预测月球车的牵引特性并进行牵引控制,提出了一种基于线性最小二乘法的月壤力学参数估计算法,对内聚力和内摩擦角这两个关键的月壤力学参数进行反求.针对反映车轮土壤交互作用过程中轮刺效应的力学模型进行简化,建立了内聚力和内摩擦角的求解模型.将车轮与模拟月壤交互作用试验中的测量数据输入利用该算法编制的Matlab程序中,反求出模拟月壤的内聚力和内摩擦角,反求值与模拟月壤的实测值较为接近.试验验证结果表明该算法准确有效,且具有较好的稳定性和较快的运算速度,可用于月球车进行月壤力学参数的就位估计.      

一种求取发动机状态变量模型的改进拟合法

采用的拟合辨识方法是直接对根据状态变量模型中各变量间的线性关系对系数矩阵进行拟合,并且实现对稳态过程和瞬态过程进行分步拟合,从而消除瞬态误差对稳态精度的影响.本方法有接近传统最小二乘法的精度,并且无需求解状态变量模型微分方程或使用迭代算法,只需要进行简单的矩阵运算即可得到各系数矩阵,因此计算效率远高于传统最小二乘法.同时,该方法也可与其他拟合方法结合使用从而进一步提高拟合精度.最后,应用该方法建立了某涡轴发动机的小偏差状态变量模型,通过与非线性模型仿真结果比较,验证了该方法的有效性,即使对象非线性较强,该方法也能得到精度较高的拟合效果.      

区间不确定性下的空中作战行动过程优选方法

针对空中作战行动过程（COA）设计问题,根据动态影响网（DINs）理论和改进快速非支配排序遗传（NSGA-Ⅱ）算法,提出一种基于DINs和区间多目标优化的空中作战过程优选方法。首先,分析空中作战过程基本概念,分别进行静态和动态建模,并对参数不确定性进行分析。然后,基于改进Kendall协和系数检验法确定一致性检验后的关键参数,设计DINs概率传播算法。随后,分析期望效果实现概率与各关键参数的相关关系,在分析行动过程优选效果评价指标基础上,采用改进NSGA-Ⅱ算法对模型进行求解。最后,通过多组仿真案例,验证了模型的合理性,以及算法的有效性和优越性。