基于危险值分布流模型的飞机时间间隔计算方法

前后两架飞机的间隔是影响进近航路容量的关键因素,为了在飞机进近阶段前后两架飞机之间既能保持安全,又能最大程度地缩小两机之间的尾流间隔,提升进近阶段的到达容量,使用一种改进的Lighthill-Whitham-Richards(LWR)的交通流量模型,改进后的LWR模型将进场着陆的飞机发生碰撞冲突的概率视为与飞机数量相关的连续分布,称为危险值分布,通过危险值分布预测发生冲突的概率,使用速度平差法计算不同机型组合的安全间隔.基于危险值分布流模型对进近阶段上不满足间隔的飞机提出速度调整方法,使飞机之间保持所需的最小间隔时间,以便能够最佳利用进场着陆空域的容量.     

多架构建模方法在飞机娱乐系统的实现及应用

 提出了一种实现基于模型的系统工程（MBSE）多架构建模方法。基于多架构建模方法的元元模型，构建了Capella中的特定域建模语言，采用Arcadia建模方法作为建模规范，同时基于架构驱动的方法建立了模型间的追溯关系，形成了一套完整的基于模型的系统工程驱动流程。通过飞机娱乐系统作为案例建立模型，比较Capella建模和多架构建模两种方法，给出了两种方法在效率及效能方面的比较，结果表明多架构建模方法具有建模的高效性和较强的扩展能力，为不同MBSE建模语言和建模方法的整合提供一种解决方案。     

锯齿喷口参数对喷流噪声特性的影响

喷流噪声是主要的飞机噪声源之一,影响飞机的适航噪声水平和舱内乘坐舒适性。针对单涵冷喷流噪声,通过试验研究V形喷口几何参数,锯齿个数、锯齿长度、锯齿的嵌入角度等对噪声抑制效果的影响。研究发现:压比1.52和1.69时,增加锯齿的个数,可以有效地提高降噪水平;压比1.89时,增加锯齿个数增大了高频噪声的水平;增加锯齿的长度,并不能改善降噪效果。增加锯齿的嵌入角度,可以有效地降低中低频噪声,但高频噪声显著增加;在压比1.69和1.89时,锯齿喷口的噪声谱线中有幅值较高的驼峰,可能是锯齿诱导产生了高频激波造成的。     

适用于联网飞机网络的安全切换方案

本文提出了一种适用于联网飞机的安全切换方案,该方案通过地面基站或卫星周期性地发送签名消息实现消息源认证,不同的飞机预存要经过航路的相关密码学公共参数,然后利用签密实现网络的安全快速切换。在该方案中,由于使用了能够在一个逻辑步骤内同时实现机密性和认证性等安全功能的签密技术,因此具有较高的效率。     

飞机制动半实物仿真系统

提出一个数学模型来描述飞机刹车过程.通过分析制动过程中飞机与机轮的受力情况，建立了一系列动力学方程求解整个制动过程中的关键变量.使用龙格库塔法求得动力学方程的解析解，通过RTX半实物实时仿真平台进行仿真，保证实时性能.仿真系统可根据实际情况改变实验参数，从而对不同路况下的飞机刹车进行仿真.      

基于改进SPH方法的圆柱绕流尾迹特性研究

针对传统光滑粒子动力学(SPH)计算成本过高问题,运用自适应粒子细化技术将精细空间分辨率集中在局部区域,通过优化缓冲区域粒子参数的查找方法、修正缓冲区域边界粒子的核梯度等方法提出了一种改进的SPH方法.采用该方法对不同雷诺数下的圆柱绕流进行数值模拟,系统分析了圆柱尾流流态和水动力系数并与试验值进行了对比.计算所得的水动力系数与实验数据较为相符,且模拟出来的圆柱尾流能够清晰捕捉到实验中观测的现象.结果表明:改进的SPH方法算法有效可靠,适用于绕流场尾迹特性研究,对钻井平台张力腿和海洋立管等工程领域的研究具有一定的参考价值.     

面向飞机PHM的大数据分析与人工智能应用

针对新一代电子产品密集型的飞机,其系统结构和失效机理复杂、失效模式多样,传统的方法难以对其进行有效健康管理的现状,因此提出了基于海量数据挖掘的飞机PHM研究。首先从系统结构、服役环境、数据来源与存储方式等角度分析了新一代飞机对海量数据挖掘的应用需求;其次论述了基于海量数据挖掘的关键技术,包括数据的预处理、集成管理、聚类、分类、关联、预测等;最后提出了一种基于私有云的飞机PHM海量数据挖掘平台,详细阐述了该平台的总体框架和软硬件结构,该平台为飞机PHM提供了验证平台,对促进飞机PHM的集成与工程化实现具有重大的军事应用意义。     

CVN-73航母空气尾流主动控制技术

 为缓解甲板风引起的航母公鸡尾流对舰载机着舰安全的影响,提出了一种在航母尾部吹风的尾流主动控制技术。采用计算流体力学方法,分别计算了0°甲板风条件下原始工况和采用主动控制技术下的CVN-73航母尾部流场特性,并对比分析了不同吹风角度对尾流特性的影响。研究结果表明,随着吹风角度的增大,其对尾流中下洗气流的抑制作用先增强后减弱,当吹风角度为30°或45°时,其对下洗气流的抑制效果最佳,可将最大下洗速度减少为原来的1/2,有效改善了公鸡尾流环境,对舰载机的着舰安全性提升具有重要的意义。     

疲劳裂纹的搅拌摩擦焊维修效果分析

飞机结构疲劳裂纹严重影响了飞机的安全性,为评估搅拌摩擦焊维修疲劳裂纹的效果,设计规划了壁板结构含裂纹损伤的静力、疲劳维修试验件以及相应的对比试验件,进行了标准的静力、疲劳以及裂纹扩展试验,并对试验结果进行概率分析,给出了搅拌摩擦焊维修后的静力承载性能恢复程度以及不同存活率下的裂纹扩展速率公式。结果表明,搅拌摩擦焊维修后力学性能优良,可以有效地延长结构的使用寿命,为工程应用提供技术参考。     

大型飞机全机静力试验静定支持与约束技术及其应用

全机静力试验中试验支持与约束方案贯穿整个试验过程,对试验是否能达到验证目的及顺利完成具有很大影响。通过研究提出了全机静力试验静定支持与约束方案设计方法,建立了静定支持与约束理论模型,研制了一套试验静定支持与双向约束装置;并成功应用于某型飞机全机静力试验中。试验中研制的支持与约束系统稳定,能够监控全机试验载荷施加情况,试验结果表明提出的支持与约束技术科学合理,满足试验要求,可为同类试验提供参考。