基于QFD和AHP的飞机客舱内环境人机系统评价

将QFD方法运用于飞机客舱内环境人机系统的设计评价中,根据人机工程设计中的顾客心理、生理和功能布局因素的详细分析构建质量屋,进行质量功能展开;引入AHP方法计算人机需求重要度,与专家评分结合,得到顾客人机需求竞争性评估,实现了对飞机客舱内环境人机系统的科学评价.以国产飞机客舱内环境设计为例,与国外同类型竞争机型进行比较,分析了国内飞机客舱内环境设计存在的问题并提出了改进方向.     

半开口状薄壁环体焊接变形控制技术

文章以焊接变形导致壳体装卸困难为背景,通过分析壳体的结构和焊接变形特点,以焊接变形数据为基础,运用反变形焊接原理,反复调试,获得了一整套半开口状薄壁环体焊接变形控制技术,成功解决了薄壁大孔壳体的窄间隙配合装卸难题。     

内吹式襟翼控制机理和失速特性

短距起降运输机对增升装置提出了更高要求,常规机械式增升装置已无法满足,内吹式襟翼系统是当今固定翼飞机最有效的动力增升形式.为推动该技术的工程应用,基于雷诺平均N-S方程,对某加装60°偏角无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究了其在不同吹气动量系数下的气动特性及流动形态,分析了不同环量控制阶段增升机理、失速特性和吹气动量系数对失速特性影响规律.结果表明:内吹式襟翼增升控制效率(升力系数增量与吹气动量系数的比值)较高,在临界吹气动量系数下可达70,此时相较于无吹气状态,升力增加约125％;主翼上由于环量增加产生的升力增量是翼型升力增量的主要来源,约占总升力增量的78％;吹气动量系数增加可造成翼型气动中心后移;附面层分离控制区主要通过消除襟翼上的流动分离增加升力,超环量控制区升力的增加是由于尾缘下游的射流效应使流线进一步偏转而实现的;随吹气动量增加,附面层分离控制区的失速迎角提前,超环量控制区失速迎角略微推迟.     

内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验

针对内埋武器系统设计面临的多学科交叉问题,通过高速风洞实验,开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验研究,为内埋弹舱气动/结构一体化设计和作战环境评估提供支撑。基于相似原理,建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验技术,采用高时间分辨率多场载荷同步测试方法与时频数据处理方法,获取亚、跨、超声速条件下内埋弹舱多场载荷特征,分析多场载荷作用下内埋弹舱流动特性、共振条件和结构响应规律。结果显示,内埋弹舱非定常绕流促进了舱内复杂噪声环境的形成,噪声载荷与结构振动数据呈现强相关性。当舱内噪声模态频率与结构固有频率耦合时,内埋弹舱结构响应明显增强,在噪声载荷主频位置,结构振动谱出现峰值,此时噪声/振动数据相关性最大,且耦合频率范围的噪声谱能量提高显著。     

内埋武器舱动态流动特性及降噪控制方法研究

流动经过武器舱会产生诸如边界层分离、剪切层失稳、气动噪声等一系列复杂流动特征,进而可能对舱内设备和结构造成破坏。本文以近真实复杂内埋武器舱为研究对象,通过高精度数值仿真获取内埋武器舱动态流动特性;根据流场特性,分析武器舱内噪声产生机理,提出了前缘扰流片、导波管以及前缘吹气三种流动控制方案。通过高速风洞试验,系统分析了舱门开度、内埋武器挂载等因素对武器舱内噪声水平的影响,并且对不同扰流装置的降噪效果进行了测试分析。结果表明：内埋武器舱内流动以小尺度湍流结构为主;前舱在舱门小开度时总声压级较高,随开度增加后舱总声压级增大,舱门开到一定程度后,舱内总声压级分布基本一致。舱内挂载武器减弱流动对各壁面的拍击强度,使得舱内各壁面总声压级降低。三种控制方式均能够抬高剪切层,减弱武器舱内的能量注入,进而对武器舱内总声压级产生一定的降噪效果。在本文研究范围内,前缘扰流片的降噪效果最为显著,降噪幅值达5 dB。     

制导工具误差折合的遗传主成分方法

制导工具误差折合是导弹精度评定中的重要问题,传统主成分方法中主要成分选择根据试验弹道环境函数矩阵特征值选择,仅考虑了试验弹道的影响,而在试验弹道中作为主要成分,在全程弹道中并不一定是主要成分。提出了充分考虑试验弹道与全程弹道特点的主成分确定方法,并利用遗传算法确定最佳主成分子集。仿真计算表明,与最小二乘和经典主成分方法相比,遗传主成分算法获得的全程弹道遥外差与落点偏差更接近于真实值。     

脉冲多普勒雷达特征提取技术分析

为了准确快速地对脉冲多普勒雷达进行识别,选择3个具有代表性的参数:相参性、脉内调制特性及脉冲重复频率进行提取,并讨论了各参数提取的几类理论研究和比较成功的应用方法,分析了脉冲多普勒雷达识别技术中存在的难点及发展方向.     

航天器火工冲击源力函数模拟分析

为对航天器火工冲击响应进行预示分析,使用显式有限元法对冲击源力函数进行模拟。以太阳电池阵解锁为背景,建立合理的有限元模型,分析多种简单脉冲函数及其组合函数在航天器上的冲击响应规律。通过与试验实测数据对比分析,使用简单脉冲函数的叠加,得到符合试验结果的冲击源脉冲函数,使冲击环境预示结果与实测数据一致。文章所提供的冲击源载荷拟合方法无须对复杂的火工品装置建模,可为后续冲击响应分析工作奠定基础。     

航空用防弹复合材料弹道极限速度的估算

结合实验对物理模型法和统计模型法进行了分析。在分析误差原因的基础上,采用量纲分析法对S.Tsai的物理模型法做了有效的修正,解决了摩擦阻力项系数的表征和求值方法,并提出了用修正的物理模型法计算弹道极限速度的步骤。同时,考虑了弹速对能量吸收的影响,对统计模型法进行了合理的修正。通过实验验证得出,修正后的 2种方法提高了弹道极限的估算精确度     

直升机多模态控制律的全飞行包线设计

根据直升机飞行模态的特点,提出了一种的内／外回路控制结构,将不同飞行模态通过内／外回路结构有机地联系起来,不仅简化了直升机多模态控制律的设计,还简化了模态转换的控制器结构。最后,用这种结构将直升机多模态控制律的全飞行包线设计分解为内回路的控制器切换和外回路的模态转换,设计思路避免了传统的增益调参。