结冰对飞机动力学特性影响的分析方法及其进展

详细地介绍了常用的四种典型的结冰对飞机动力学特性影响的分析方法,即参量测算评估法、结冰影响参数法、神经网络气动建模法和动力学建模与仿真计算法,并讨论了各种分析方法的特点及其发展.     

基于PSO-ELM的军用飞机维修保障系统效能评估研究

维修保障系统效能评估是军用飞机精细化、规范化管理的一项重要措施,科学的维修保障系统效能评估是精细化保障的基础,是提升战斗力的保证。针对军用飞机的维修保障系统效能评估问题,在总结军用飞机维修保障系统效能评估体系的基础上,提出基于粒子群优化极限学习机算法(PSO-ELM)的维修保障系统效能评估模型;并通过实例进行验证。结果表明:该算法应用于军用飞机维修保障系统的效能评估是可行的,可为军用飞机维修保障效能评估提供借鉴。     

下一代大型军用运输类飞机气动布局及作战应用趋势浅析

随着导弹发射车、重型装甲车、智能无人集群等重型物资装备的远程快速投送需求剧增,以及隐身战机、远距空空弹、防区外自主武器等穿透性打击能力的逐渐成熟,现有常规大型军用运输类飞机在适合未来战场需求和生存能力等方面将面临巨大威胁,其投送/加油/预警指挥的活动范围将被严重挤压。本文首先对现有常规大型军用运输类飞机的国内外现状进行简要概述;然后分别介绍美俄等航空大国开展的下一代大型军用运输类飞机及其关键技术研究;最后对下一代大型军用运输类飞机气动布局发展趋势以及可能作战应用场景进行简要分析,并提出一种分布式涵道油电混合推进运输类飞机气动布局。     

民用飞机预研论证权威真相源构建技术

权威真相源不仅是基于模型的系统工程实施的核心要素,也是"数字工程战略"的关键环节。对权威真相源构建技术进行了研究,包括对权威真相源进行了定义和分析,设计了权威真相源的构建目标和原则,构建了权威真相源的架构和业务流程,并对构建权威真相源的支持技术进行了研究。梳理了民用飞机预研论证的业务流程、专业模型和基础模型,最后通过民用飞机预研论证验证机的案例研究,证实了权威真相源构建技术的可行性。民用飞机预研论证权威真相源能够有效提升系统工程的组织性,提升协同设计效率,同时能够提高模型和系统设计的重用性,减少系统工程实施的复杂度,缩小开发成本。     

一种小样本民机产品的可靠性预测方法

将最小二乘支持向量机(Least square support vector machine,LS-SVM)应用于小样本民机产品的可靠性预测分析。通过重构相空间的饱和嵌入维数,确定最小二乘支持向量机的最佳输入变量;然后,使用最小二乘向量机建立可靠度回归预测模型,运用自动网格搜索法,优化了最小二乘支持向量机的建模参数,实现了比现有方法精度高、泛化性好的模型。训练和测试的可靠性样本取自某机型襟翼液压锁寿命可靠性数据。与神经网络模型的比较实例表明,提出的方法合理有效。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律,基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型,应用非线性动态逆理论,为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行,设计了推力矢量控制器和俯仰控制器,以合理地分配飞机上的力和力矩,使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的,最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例,证明了所设计的两个控制器是可行的,基本上达到了设计要求。     

高超声速飞行器动态神经网络反推自适应控制

针对高超声速飞行器纵向模型的高度非线性特点,在考虑模型不确定性的情况下,提出了高超声速飞行器动态神经网络调节函数反推自适应控制方法.对给定的速度指令,引入积分型Lyapunov函数设计跟踪控制器,取消了控制增益一阶导数上界的限制,且避免了控制器的奇异性;对给定的高度指令,引入调节函数技术,设计了反推控制器,避免了将模型化为严反馈形式;采用动态神经网络对未知系统动态进行自适应在线逼近.根据Lyapunov理论证明了设计的控制律保证了闭环系统的稳定性与指令跟踪的精确性.仿真结果验证了该方法的可行性及有效性.     

飞机座舱温度生理鉴定数值模拟

建立了人体热调节系统数学模型,对飞机座舱温度生理鉴定参数进行了数值模拟。并对计算结果进行了试验验证,计算结果与实验吻合良好。     

飞机结构缺陷漏检概率评估与控制技术

提出了一种飞机结构缺陷漏检概率评估与控制技术,利用该技术可以有效地提高单机乃至机群中缺陷 (裂纹 )检出概率 ( POD),并可以对缺陷 (裂纹 )的漏检概率进行准确地评估和控制,使飞机因裂纹漏检而造成事故的可能性降至最低程度,从而确保飞机的安全飞行。     

双三角翼飞机气动力工程计算研究

 双三角机翼比三角机翼气动布局具有更优越的升阻特性.飞机空气动力的工程计算是用数值方法寻求飞机最优设计方案的基础.采用基于面积比思想的半经验工程算法计算了双三角翼飞机的升力系数曲线斜率、零升阻力系数和诱导阻力因子.结果经风洞试验数据校验,精度完全能满足飞机方案设计要求.算法在某改型飞机方案设计中得到了成功的应用.