摘要：研究了航空发动机消喘控制系统的设计方法、航空发动机逼喘试验方法、消喘控制器在回路的数字仿真,并在发动机台架和飞行台上进行了发动机消喘控制系统的试验验证.试验结果表明:通过有效的控制器在回路的数字仿真试验,可以优化控制参数,设计一套可靠的发动机消喘控制系统.

摘要：为解决雨天场景中飞机表面附着与铆钉大小、形状相似的水滴而导致机务工程师在绕机检查过程中易出现铆钉误检的问题,提出1种基于改进YOLOv8n的飞机铆钉小目标检测方法。首先,改进C2f层,融入动态蛇形卷积,以捕捉复杂多变的全局形态特征;其次,在主干网络中嵌入可变形注意力机制,自适应调整对不同区域的关注度;然后,增加1个160×160的小目标检测层,提高小目标的检测能力;最后,使用斯库拉交并比(SIoU)边界框损失函数,提升模型训练速度和推理准确性,基于自建的飞机铆钉和雨滴数据集进行消融实验和对比实验。研究结果表明:本文所提算法在雨天场景下的铆钉检测精确度、召回率、mAP值分别较YOLOv8n提升7.4,4.0,7.8百分点,较其他主流算法也有显著提升。研究结果可为特殊天气下的飞机铆钉检测提供理论基础。

摘要：照明系统是投影光刻曝光光学系统的重要组成部分,它实现的功能是为掩模面提供高均匀性照明、控制曝光剂量以及不同照明模式。变焦系统作为光刻照明系统的重要组成部分,对提高整个光刻机的性能起着至关重要的作用。文中针对紫外光刻照明系统的特点,采用CODE V软件完成了波长365 nm,入瞳直径Φ33 mm,像方远心度≤10 mrad,畸变≤±2%近紫外光刻照明系统中变焦系统的设计,分析了变焦系统的误差源对系统光瞳性能的影响,结合变焦系统的设计方案和实际加工能力,给出单面厚度公差需小于20μm,动件移动精度小于0.5 nm,各透镜偏心公差小于0.02 mm,各透镜倾斜公差控制在1′之内。制定公差合理、可行,满足了紫外光刻照明系统高均匀性、高能量利用率的要求。

摘要：随着软件技术发展,嵌入式软件在科技领域应用地位和作用愈发重要,为保障软件研发能够更高效率、更高质量、更安全,提出一种嵌入式系统软件工厂化设计方案。针对于嵌入式软件特点,结合DevOps和DevSecOps理念,将整个嵌入式软件研发过程进行工程化、自动化、标准化和安全化。通过文化、理念认可,结合工具的选取和使用,构建自动化的软件研发流程,实现智能化、可视化数据度量,并且结合GJB5000B体系要求,实现整体化云原生平台。

摘要：采用自主研发的全三维黏性涡轮设计体系对某双级高压涡轮进行了反设计,并利用商业软件CFX12.0在采用二方程湍流模型SST(shear stress transportation)模型、考虑冷气和转捩等条件下对反设计得到的叶型进行了全三维计算分析,采用源项模拟技术处理气膜冷却流动.计算结果与试验数据进行了对比,结果表明计算得到的效率与试验值吻合,中等负荷高压涡轮气冷叶型采用后部加载设计技术可有效控制流动损失.

摘要：复杂可编程逻辑器件作为用户微编码电路和商用货架产品的集合体,是机载电子硬件适航符合性审定中的重点审查对象。通过研究国内外适航审定对用户微编码电路及商用货架产品的适航符合性审查要求,将RTCA DO-254对电子硬件设计开发保证的六大过程和IEC 62239-1中对电子元器件管理的八个方面相结合,并按照可编程逻辑器件的选型、采购、硬件设计、验证及应用的全过程,梳理要开展的工作,形成指导可编程逻辑以满足适航符合性审定为目的的开发过程控制方法和管理思路。

摘要：分析研究了无人机的本质与内涵,系统阐述了无人机自主与智能控制的内涵与本质以及二者的关系,提出了无人机自主控制的设计理念和工程实施要素,合理规划了自主智能控制的等级,提出了无人机自主智能控制实现的工程方法与方案,构建了自主智能控制系统工程实现的架构.

摘要：以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进.

摘要：针对软式平台(HDB)、软式吊舱(HDP)和硬式平台(FB)3种典型加油方案研究了喷流对加油流场的影响。采用结构化多块网格和雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,通过带涡轮动力模拟器(TPS)和翼身组合体构型DLR-F6对数值方法进行了验证。通过对3种典型的空中加油方案进行数值模拟,并和不考虑喷流效应的空中加油流场进行对比,详细研究了不同加油方案中加油机喷流对受油机气动特性的干扰作用。结果表明:受油机升力系数、阻力系数以及低头力矩与无喷流相比均有增大。受油机在硬式平台加油方案中受喷流影响最小,但其横航向气动特性在软式吊舱加油方案中受加油机喷流影响较大。喷流对受油机的气动干扰主要表现在提高受油机来流动压、改变局部迎角以及对周边气流的引射作用,这些因素会导致受油机表面压力与无喷流相比发生较大变化。其中,局部迎角的改变是由喷流的加速效应及其对尾涡的耗散作用导致的。

摘要：针对载体弯曲效应对机载共形阵列雷达方向图和杂波特性的影响,该文在正侧视条件下评估均匀圆环阵方向图性能,分析不同位置阵元对弯曲阵面方向图合成效率的影响,发现边缘阵子不仅对共形阵列方向图主瓣增益贡献较小,反而更易引起旁瓣抬升等挑战,降低共形阵的孔径利用效率。另一方面,通过严格的理论推导完成共形阵列雷达方向图特性与杂波扩展效应内在物理联系的分析,发现弯曲阵面引起的方向图非理想畸变是共形阵杂波非均匀扩展的核心影响因素。在此基础上,进一步分析共形雷达单个贴片微带阵元加工和安装结构组件将增大阵元物理尺寸,使得共形阵列雷达相邻阵元间距大于半波长,当阵元间隔增大到一定程度时,在方向图远区会形成较高的栅瓣,进一步影响机载共形阵列雷达的杂波分布,通过仿真分析发现在特定的脉冲重复频率(PRF)条件下,“栅瓣杂波”折叠进入主瓣杂波,该文提出通过优化雷达PRF设计,避免栅瓣杂波的折叠效应对机载共形阵列雷达信号处理性能的影响,相关仿真结果验证了所提方法的有效性。