一、一架EMD阶段的V-22进入组装阶段（论文文献综述）
陈雅贤[1]（2020）在《《现代军用直升机》翻译项目实习报告》文中提出2019年3月—10月,笔者在导师的指导下参加《现代军用直升机》翻译项目实习,对《现代军用直升机》一书进行翻译与审校。根据任务分配,笔者负责本书五小节（共计1,0973字）的翻译和三分之一内容（共计6,9939字）的审校工作。笔者以参与该翻译项目的实习为基础,选择翻译项目过程中的审校环节为研究对象,对整个审校过程进行回顾与总结。在报告中,笔者尝试将审校该德语军事类文本经常出现的问题进行归纳总结。结合翻译的两个阶段——理解与表达——将本次审校过程中发现的错误细化为语言层面的词语、句子和篇章三类。首先,面对德语原文文本出现的专业术语较多的问题,笔者需要查阅大量中文相关资料,寻找业内认可和遵循的译法。同时,因为军事类文本中涉及到大量军事装备的构造和操作方法等,长难句出现频率很高。为了译文的准确和通顺,笔者在审校长难句时分步骤进行,首先对照原文,判断译文是否出现漏译和错译,再对分句进行分析,判断是否需要按照中文语言表达规范和习惯调整译文语句结构。此外,笔者在审校时尽可能使译文与原文信息达到对等,在译文的语言风格等方面也尽量与原文保持一致。笔者希望通过此实习报告总结自己在审校过程中遇到的困难以及解决这些困难的经验和方法,为该领域资料的翻译审校提供有启发的现实案例,从而更好地服务于军事类文本翻译审校工作。
丁兴志[2]（2018）在《V-22倾转旋翼机研制历程浅析》文中提出简述V-22"鱼鹰"倾转旋翼机的研制历程,并从技术风险、政治与预算环境、作战使用等方面分析V-22研制过程中遭遇的困难和解决途径。
徐辉,张大尉[3]（2019）在《V-22“鱼鹰”飞机典型事故浅析》文中进行了进一步梳理本文研究了V-22"鱼鹰"飞机在试验与使用过程中发生的重大意外事故,对V-22飞机存在的主要设计缺陷及反复质量问题等进行了剖析,形成对我国倾转旋翼机发展的启示和建议,为我国后续发展倾转旋翼机装备提供借鉴。
夏宇[4]（2017）在《美军装备建设需求牵引与技术推动研究 ——以F-22战机为例》文中指出实现武器装备科学、优质、高效发展是各国装备采办建设的重点。需求牵引和技术推动是装备发展的两大基本动力。武器装备发展全过程应当充分发挥需求的牵引作用和技术的推动作用,促进二者有机融合,并根据实际情况,做出适当调整。本文以F-22战机项目为研究对象,综析了装备发展两种动力的历史演变、主要特征、论证框架、发展策略以及装备发展动力争论的演变。剖析了 F-22项目的研制背景、发展历程、开发策略、审查制度,并分析了 F-22发展过程中的两种动力。从参与主体、决策支持两个角度,分析了美军装备研制项目发展过程中两种动力的融合机制与特点,从体制机制、采办文件和机构设置三个角度,系统评析了 F-22项目中两种动力的融合。基于F-22项目中需求牵引和技术推动的分析,提出了对我国武器装备发展的启示:一是系统构建两大动力论证体系;二是滚动评估项目动力发展情况;三是紧跟军事需求与严控项目风险;四是加强合作开发与坚持稳步推进。
王钟强[5]（2016）在《AW609 艰难前行——民用倾转旋翼飞机问世有多难?》文中研究说明作为一种既不同于固定翼飞机、也有别于直升机的新型飞行器,军用的V-22"鱼鹰"倾转旋翼飞机自2007年正式投入使用以来,走过了8年时间。其间,它在伊拉克和阿富汗等战场经历了实战考验,经过不断的改进,一度曾经遭遇的坠毁、发展问题和费用过高等诟病正渐行渐远。越来越多的证据表明,就远距离输送部队而言,V-22倾转旋翼机采购和使用成本要比其他垂直起降运输机低。
李治权[6]（2018）在《倾转旋翼机转换和飞机飞行模式下的气弹动力学研究》文中进行了进一步梳理倾转旋翼机具有垂直起降、悬停和快速飞行等优点。倾转旋翼机的飞行模式包括直升机飞行模式、转换飞行模式和螺旋桨飞机飞行模式（简称飞机模式）,除了具有直升机和螺旋桨飞机的动力学问题,在转换飞行和飞机飞行模式下,倾转旋翼机会产生强烈的振动问题和气弹稳定性问题。本文针对不同飞行模式的特点,建立倾转旋翼机气弹动力学分析模型,进行气弹动力学计算和分析。在转换飞行模式下,连续前倾的旋翼处在复杂的非定常入流和非定常气动力环境中,本文采用Peters-He非定常入流模型和ONERA非定常气动力模型,并进行旋翼尾迹弯曲修正,建立倾转旋翼气动力模型并进行压缩性和失速修正,模拟转换飞行时旋翼的入流;基于广义Hamilton原理,采用中等变形梁假设,对弹性桨叶和弹性机翼进行有限元建模,考虑各部件之间的惯性耦合和刚柔耦合,推导倾转旋翼机转换飞行模式下的结构动力学方程。在飞机飞行模式下,研究倾转旋翼机机体运动自由度以及全展结构气弹耦合稳定性问题,推导左右两侧旋翼/短舱/机翼系统动力学方程,并在机体重心处进行组装得到用于分析前飞气弹稳定性的全展结构动力学方程。根据所建立的非线性气弹耦合动力学方程,用MATLAB编制计算程序,进行配平和响应计算,并在平衡位置进行线化。采用Floquet理论对线化后的动力学方程进行稳定性求解,计算分析了转换和飞机飞行模式下动力学系统配平输入,各模态响应,各部件气动力和力矩,以及动力学系统稳定性等一系列问题。通过本文建模和计算分析,得出以下主要结论:（1）本文所建立的用于分析转换飞行模式下的倾转旋翼机半展结构气弹动力学模型和飞机飞行模式下的全展结构模型可以准确地计算倾转旋翼机转换和飞机飞行模式下气弹动力学特性,并描述不稳定现象发生时的运动机理。（2）对于倾转旋翼系统,当旋翼倾转时,若保持升力恒定,则总距随旋翼前倾而增大,如总距保持不变,桨盘升力随旋翼前倾而减小。（3）对于倾转旋翼机半展结构模型,旋翼非定常尾迹弯曲动态入流对旋翼升力和扭矩的影响明显,降低各挥舞模态的气动阻尼;由于考虑机翼的弹性变形,非定常尾迹弯曲动态入流对旋翼除升力和扭矩外的其余力和力矩影响相对于孤立旋翼模型较小;随着短舱前倾和前飞速度增加,旋翼轴向入流的量级开始远大于非定常诱导入流,非定常尾迹弯曲动态入流的影响逐渐减小。（4）倾转旋翼机在转换飞行模式下,前飞速度越大,旋翼倾转时失稳发生时所对应的前倾角越小,此时的失稳形式为机翼弦向变形失稳;在飞机飞行模式下,当前飞速度达到前飞临界失稳速度时,倾转旋翼机最终以机翼垂向变形的形式失稳。（5）当考虑机体刚性运动自由度后,降低了倾转旋翼机半展结构的临界失稳速度;全展结构的旋翼和机翼每个模态的运动均存在对称和反对称两种形式,并且每种形式对应的临界失稳速度不同;机翼刚度、短舱安装位置和短舱长度等参数对临界前飞速度会产生不同的影响。采用ONERA非定常气动力模型,改进了倾转旋翼机半展前飞稳定性模型,通过计算表明前飞过程中旋翼所处的非定常气动力环境不可忽略。本文的研究工作主要有以下创新点:（1）建立了倾转旋翼机转换和飞机飞行模式下的气弹动力学模型,系统深入地分析了不同飞行模式下倾转旋翼机的气弹动力学问题。（2）对转换飞行模式下倾转旋翼机的气弹稳定性问题进行深入研究,对转换飞行时的特有动力学问题,如非定常诱导入流、旋翼尾迹弯曲、非定常气动力和翼型压缩性、失速的影响进行研究。（3）对飞机飞行模式下倾转旋翼机的气弹稳定性问题,通过计算绘制旋翼桨毂中心运动轨迹,形象描述了旋翼/短舱/机翼耦合系统回转颤振前后的运动图像,并对传统的前飞稳定性模式进行改进。
丽[7]（1996）在《一架EMD阶段的V-22进入组装阶段》文中进行了进一步梳理 去年12月初,波音直升机分部完成了首架具有生产型特征的V-22机身的组装工作,并把其运至阿林顿完成与贝尔组装的V-22机翼的对接工作。在V-22计划中因综合产品组（IPT）采用了大量先进制造技术和新工艺方法,使工程与制造发展阶段（EMD）最初3年中生产的V-22的离厂成本降低了23％。迄今,已使该计划全寿命期总计划采购费节省了50亿美
王洪[8]（1997）在《21世纪初美军唯一的EW支援干扰飞机EA—6B》文中认为EA—6B飞机自研制成功以来,先后经历了多次重要的改进,即扩展能力型（EXCAP）、改善能力型 1（ICAP—Ⅰ）、改善能力型2（ICAP—Ⅱ）以及先进能力型（ADVCAP）.目前正在进行的ICAP—Ⅲ增强计划,旨在满足美国海军、空军对未来联合作战任务的需要.将成为美军武器资源中唯一的支援干扰机,计划使用到2015年.EA—6B飞机曾多次投入实战应用,它的作用与价值也因此而进一步得到了印证.
姬盛飞[9]（2019）在《基于群体智能优化算法的齿轮箱故障诊断技术研究》文中指出齿轮箱作为机械设备的重要部件,在机械领域中有着广泛的应用,其工作环境的复杂性和恶劣性直接决定了整台设备的运行情况。如果齿轮箱在运行过程中产生故障问题,不仅会给生产效益带来一定的损失,而且还会对人身安全埋下隐患甚至造成伤害。因此,在保障设备正常运行和保护生命财产安全方面,对齿轮箱的运行状态进行及时的监测和诊断具有重要的应用价值和意义。本文以实验室的齿轮箱为研究对象,以齿轮箱的故障类型和故障机理为理论基础,主要从时域和频域两个方面对齿轮箱的故障类型进行了研究。通过HG8916数据采集仪采集了齿轮箱在正常工况下和几种模拟故障工况下的时域特征振动信号,并将特征信号的数据以.txt格式保存。通过改进阈值去噪的方法对振动信号进行去噪处理后,本文首先从频域角度对齿轮箱故障进行了频谱分析,其次在群体智能优化算法的基础上从时域角度对齿轮箱故障进行了分析。群体智能优化算法是近些年发展起来的新型算法,其核心思想是由一些简单的个体组合成一个群体,通过个体相互之间的合作、交叉、学习等一系列机制和功能来完成对目标问题的求解。群体智能优化算法涵盖了多种类型的智能优化算法,比如有:混合蛙跳算法（SFLA）、人工鱼群算法（AFSA）等。本文主要研究了SFLA与AFSA两种群体智能优化算法在齿轮箱故障诊断中的应用。通过计算各工况下的特征值,选取其中的八项特征值作为判定指标,并进行归一化处理,然后将特征值指标划分为训练集和测试集两部分样本集;将SFLA和AFSA分别与支持向量机（SVM）结合起来,构建了SFLA-SVM和AFSA-SVM算法模型用于齿轮箱故障诊断,并将最终的结果与PSO-SVM的故障诊断识别结果进行了比较。通过对比可以得出以下结论:SFLA-SVM算法模型表现出较低故障诊断准确率和稳定性,因此,该算法在齿轮箱故障诊断领域的应用需要进一步的探讨和研究;而AFSA通过高效的全局寻优能力和较高的准确率,优化了SVM的分类能力,提高了分类的精度,避免了SVM算法陷入局部最优。结果表明,AFSA-SVM在齿轮箱故障诊断中表现出良好的故障诊断识别能力,具有较高准确率和稳定性。
聂瑞[10]（2018）在《变体机翼结构关键技术研究》文中研究说明机翼是飞机飞行过程中最为重要的部件,需要应对包括起飞、着陆、巡航、机动、爬升等多种飞行任务。此外,飞行过程中还会经历较大的重量变化、飞行高度变化、飞行速度变化以及飞行环境的变化。但是,在飞机设计过程中,机翼外形是一系列可能的飞行条件下的折衷方案,对于多数飞行状态来说都不是最优的设计。变体飞行器能够显着提升飞机在整个飞行包线内的气动特性,并进一步拓展其多任务飞行能力,是解决这一问题的主要方向之一。长期以来,为了减少设计折衷,使飞机能够根据飞行状态自发的调整机翼形状,飞机研究、设计人员对于如何在飞行期间改变机翼几何外形（变体机翼）的技术关注颇多。早期的变体机翼解决方案往往需要付出成本、复杂性或重量方面的代价。随着技术的进步,先进结构设计技术和智能材料的最新发展有助于克服传统变体技术的局限性,并提高现有解决方案的总体收益。本文主要以自适应机翼变弯度后缘设计为目标,围绕大变形蒙皮设计、基于分布式柔顺概念的变弯度后缘结构设计与优化、基于形状记忆合金的主动激波控制鼓包等内容进行研究。主要研究内容和创新点包括:1、大变形柔性蒙皮设计研究:以变体机翼蒙皮设计为目标,研究了纤维增强弹性体蒙皮的设计、制备方法。根据非线性变形体动力学理论,给出了大变形柔性蒙皮的适用条件,即蒙皮内张力不能为压力。针对变弯度后缘结构,设计了具有一维单向大变形能力的0泊松比蒙皮。采用增量关系对蒙皮非线性力学特性进行分析,建立了柔性蒙皮的力学模型,并通过试验对模型进行验证。结果表明,蒙皮变形量>50%,具有良好的单向拉伸变形的性能。针对柔性剪切变形机翼,提出一种用于剪切变形机翼的柔性蒙皮设计,通过集成粗纤维增强层、可变形二维栅格结构,完成了具备剪切变形能力的柔性蒙皮设计。剪切变形蒙皮实验研究表明,采用粗纤维增强工艺,大幅提升了蒙皮的承载能力。与无纤维增强蒙皮相比,承载能力提高了60%,同时对蒙皮变形驱动力影响可以忽略。2、用于变弯度后缘的驱动器及驱动模式研究:以变弯度后缘为目标,分析了包括压电泵直线驱动器、双程形状记忆合金丝、双程形状记忆合金条带在内的智能材料/结构驱动器。通过实验测试,确定了上述智能材料/结构驱动器的输出特性,明确了应用场景。压电泵直线驱动器、双程形状记忆合金丝驱动器可用于后缘变弯度驱动,双程形状记忆合金条带可与变弯度后缘结合用于流动控制。在此基础上,分析了不同种类飞行器翼载荷大小。根据翼载荷的不同,提出了适用于不同翼载荷的驱动模式。3、面向低翼载飞机的主动柔性后缘技术研究:针对低翼载飞行器,提出了一种基于“分布式柔顺”设计概念的主动柔顺后缘结构设计。主动柔性后缘利用分布式柔顺概念设计,机翼蒙皮采用高强度玻璃纤维层合板。上翼面蒙皮和下翼蒙皮经由直线运动副连接,通过上、下翼面蒙皮之间的相对滑动,实现后缘连续变形。利用伪刚体模型对变弯度后缘进行简化,并使用简化模型建立了后缘结构优化设计平台。通过优化结构布局,大幅降低了后缘结构内部受力,提高了系统可靠性。在此基础上,对采用多滑轮组驱动方案的后缘结构气动承载能力进行优化,根据优化结果搭建了实验测试平台,结果表明多滑轮组驱动方案具有较高的承载能力,可满足低翼载（<100）机翼的需求。4、面向高翼载飞机的主动柔性后缘技术研究:为了提高超临界翼在不同任务条件下的气动性能,提出了一种可实现后缘连续变弯度的自适应机翼变弯度后缘设计:主动柔性后缘（Active Compliant Trailing Edge,ACTE）,并进行了结构有限元仿真和CFD仿真计算分析,验证了设计方案的可行性。主动柔性后缘采用了分布式柔顺机构设计思路,利用传统的玻璃纤维复合材料作为蒙皮材料,通过多段式翼肋实现了后缘弯度的连续变形。CFD仿真分析结果表明,通过改变机翼后缘的偏转位移、偏转模式可以优化不同任务状态下翼型的气动特性。在速度小于阻力发散马赫数时（Ma=0.6）,应用主动柔性后缘后,最大升阻比提高了7.96%,同时改善了高升力系数下的气动特性。在阻力发散马赫数附近,主动柔性后缘改善了高升力系数状态下的升阻特性,最大升阻比提高不明显。5、自适应激波控制鼓包用于改善高亚音速状态下变弯度后缘气动特性的研究:在阻力发散马赫数附近,主动柔性后缘（ACTE）偏转会诱发强激波,带来额外的激波阻力,使气动收益降低。为了弱化激波,提出了基于双程形状记忆合金的自适应激波控制鼓包（ASCB）概念,SMA鼓包能够根据温度调节自身构型,对不同流场状态下的激波进行控制。通过集成NURBS曲线建模和CFD仿真模块搭建了ACTE-ASCB仿真优化平台,对不同后缘偏转状态下的鼓包构型优化。研究结果表明合适的鼓包构型可以有效弱化激波强度,减小波阻,提高ACTE的气动收益,提高最大升阻比,改善高升力状态下的升阻特性。与只使用主动柔性后缘的机翼变体模式相比,增加ASCB后,最大升阻比提高了约5.4%。
二、一架EMD阶段的V-22进入组装阶段（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、一架EMD阶段的V-22进入组装阶段（论文提纲范文）
（1）《现代军用直升机》翻译项目实习报告（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 引言 |
| 第一章 翻译项目介绍 |
| 第一节 任务详情 |
| 一、原文内容 |
| 二、原文文本特点 |
| 第二节 目标受众 |
| 第三节 委托方要求 |
| 第二章 翻译审校前期准备 |
| 第一节 统筹审校任务 |
| 第二节 确立审校目标与准则,明确审校质量标准 |
| 第三节 剖析原译文,监控与评估译文质量 |
| 第四节 选择审校理论、资源和技术支持 |
| 第五节 制定审校计划 |
| 第三章 翻译审校中的常见问题及对策 |
| 第一节 词语 |
| 一、专业术语 |
| 二、专有名词 |
| 三、近义词 |
| 第二节 句子 |
| 一、长难句 |
| 二、插入语 |
| 第三节 篇章 |
| 一、前后一致性 |
| 二、语言风格 |
| 第四章 翻译审校实习总结 |
| 第一节 已解决的问题及总结 |
| 第二节 未解决的问题及反思 |
| 第三节 对未来翻译及审校工作的启发 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间的研究成果 |
| 附录一 Moderne Milit?rhubschrauber审校原文 |
| 附录二 《现代军用直升机》审校前后译文 |
| 附录三 Moderne Milit?rhubschrauber翻译原文 |
| 附录四 《现代军用直升机》翻译译文 |
| 附录五 (部分)专有名词列表 |
| 致谢 |
（3）V-22“鱼鹰”飞机典型事故浅析（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 V-22“鱼鹰”典型事故分析 |
| 1.1 试验阶段的4起坠机事故 |
| 1.1.1 第一起坠机事故 |
| 1.1.2 第二起坠机事故 |
| 1.1.3 第三起坠机事故 |
| 1.1.4 第四次坠机事故 |
| 1.2 服役期间的重大事故 |
| 1.3 原因分析 |
| 2 发展启示及建议 |
（4）美军装备建设需求牵引与技术推动研究 ——以F-22战机为例（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 选题依据与研究意义 |
| 1.1.1 选题依据 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国内研究现状 |
| 1.2.2 国外研究现状 |
| 1.3 研究思路和创新点 |
| 1.3.1 研究思路与方法 |
| 1.3.2 创新点 |
| 第二章 武器装备发展的两种动力机制 |
| 2.1 需求牵引机制 |
| 2.1.1 历史演变 |
| 2.1.2 主要特征 |
| 2.1.3 论证框架 |
| 2.2 技术推动机制 |
| 2.2.1 历史演变 |
| 2.2.2 发展特点 |
| 2.2.3 发展策略 |
| 2.3 对二者关系认知的演变 |
| 2.3.1 需求拉动论 |
| 2.3.2 技术推动论 |
| 2.3.3 需求牵引与技术推动 |
| 第三章 F-22项目的系统考察 |
| 3.1 F-22的发展历程 |
| 3.1.1 项目发展背景 |
| 3.1.2 F-22的研制历程 |
| 3.2 F-22项目的开发策略与审查制度 |
| 3.2.1 开发策略 |
| 3.2.2 审查制度 |
| 3.3 F-22项目发展动力分析 |
| 3.3.1 F-22战机项目中的需求牵引 |
| 3.3.2 F-22战机项目中的技术推动 |
| 第四章 F-22项目中两种动力融合机制与评析 |
| 4.1 美军装备发展中两种动力的融合机制 |
| 4.1.1 参与主体 |
| 4.1.2 决策支持 |
| 4.1.3 特点分析 |
| 4.2 F-22项目中动力融合评析 |
| 4.2.1 体制机制上保障动力融合 |
| 4.2.2 采办文件上明确动力融合 |
| 4.2.3 机构设置上促使动力融合 |
| 第五章 经验总结 |
| 5.1 系统构建两大动力论证体系 |
| 5.2 滚动评估项目动力发展情况 |
| 5.3 紧跟军事需求与严控项目风险 |
| 5.4 加强合作开发与坚持稳步推进 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（6）倾转旋翼机转换和飞机飞行模式下的气弹动力学研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 倾转旋翼机发展概况 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.4 本文研究主要目的、内容和创新点 |
| 第二章 倾转旋翼机全展气弹耦合动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系描述 |
| 2.3 倾转旋翼机各部件气弹动力学建模 |
| 2.3.1 弹性桨叶动力学建模 |
| 2.3.2 弹性机翼/短舱动力学建模 |
| 2.3.3 机体动力学建模 |
| 2.3.4 弹性桨叶与机翼的空间有限元离散 |
| 2.3.5 多桨叶坐标系变换 |
| 2.4 旋翼尾迹弯曲的非定常动态入流模型 |
| 2.4.1 Peters-He广义动态入流模型 |
| 2.4.2 旋翼尾迹弯曲动态入流模型 |
| 2.5 基于ONERA非定常气动力模型的旋翼气动力 |
| 2.5.1 翼型气动力载荷 |
| 2.5.2 气动力模型修正 |
| 2.6 机翼气动力建模 |
| 2.7 各部件动力学方程组装 |
| 2.7.1 旋翼/短舱/机翼耦合系统组装 |
| 2.7.2 旋翼/短舱/左侧机翼耦合系统组装 |
| 2.8 气弹动力学方程求解 |
| 2.8.1 模型配平计算 |
| 2.8.2 方程线化处理 |
| 2.8.3 稳定性求解 |
| 2.9 倾转旋翼机气弹动力学分析程序 |
| 2.10 模型说明 |
| 2.10.1 模型中的主要假设 |
| 2.10.2 模型参数无因次化说明 |
| 2.11 本章小结 |
| 第三章 转换飞行时倾转旋翼气弹动力学分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 倾转旋翼配平操纵分析 |
| 3.3 倾转旋翼响应分析 |
| 3.4 倾转旋翼气动力/力矩分析 |
| 3.5 倾转旋翼稳定性分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 转换飞行时倾转旋翼机气弹动力学分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 转换飞行时倾转旋翼机配平操纵分析 |
| 4.3 转换飞行时倾转旋翼机响应分析 |
| 4.4 转换飞行时倾转旋翼机气动力/力矩分析 |
| 4.5 转换飞行时倾转旋翼机气弹稳定性分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 飞机飞行模式下倾转旋翼机气弹稳定性分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 飞机飞行模式下倾转旋翼机半展结构气弹稳定性 |
| 5.2.1 飞机飞行模式下倾转旋翼机半展结构动力学建模 |
| 5.2.2 飞机飞行模式下倾转旋翼机半展结构回转颤振与机翼颤振 |
| 5.2.3 回转颤振运动图像 |
| 5.3 飞机飞行模式下倾转旋翼机全展结构气弹稳定性 |
| 5.3.1 系统算例验证 |
| 5.3.2 机体自由度对系统的影响 |
| 5.3.3 全展模型结构稳定性分析 |
| 5.3.4 结构参数对全展结构气弹稳定性影响 |
| 5.4 倾转旋翼机前飞时非定常气弹动力学模型 |
| 5.4.1 倾转旋翼机结构动力学建模 |
| 5.4.2 旋翼非定常气动力建模 |
| 5.4.3 算例分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 结论和展望 |
| 6.1 研究结论 |
| 6.2 研究工作的展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间发表的学术论文 |
（9）基于群体智能优化算法的齿轮箱故障诊断技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外齿轮箱智能故障诊断技术研究现状 |
| 1.2.1 故障诊断技术概述 |
| 1.2.2 群体智能优化算法的故障诊断技术研究 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 2 齿轮箱的故障特性和振动机理分析 |
| 2.1 齿轮箱的结构特征 |
| 2.2 齿轮箱的故障特性 |
| 2.2.1 齿轮的故障类型 |
| 2.2.2 滚动轴承的故障类型 |
| 2.2.3 其它部位的故障特性 |
| 2.3 齿轮箱振动机理分析 |
| 2.3.1 齿轮振动机理分析 |
| 2.3.2 滚动轴承振动机理分析 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 改进阈值方法在振动信号去噪中的应用 |
| 3.1 小波阈值去噪 |
| 3.2 小波阈值去噪的仿真分析 |
| 3.3 小波阈值去噪的改进 |
| 3.4 齿轮箱振动信号 |
| 3.4.1 齿轮箱试验台 |
| 3.4.2 齿轮箱装置 |
| 3.4.3 故障类型 |
| 3.4.4 信号采集 |
| 3.4.5 信号去噪 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 基于希尔伯特—黄变换的齿轮箱故障诊断 |
| 4.1 希尔伯特-黄变换 |
| 4.1.1 经验模态分解 |
| 4.1.2 集合经验模态分解 |
| 4.1.3 希尔伯特变换 |
| 4.2 希尔伯特—黄变换在齿轮箱故障中的应用 |
| 4.2.1 故障特征频率 |
| 4.2.2 基于希尔伯特—黄变换的频谱分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 基于群体智能优化算法的齿轮箱故障诊断 |
| 5.1 支持向量机 |
| 5.2 群体智能优化算法的介绍 |
| 5.2.1 混合蛙跳算法 |
| 5.2.2 人工鱼群算法 |
| 5.3 算法模型的构建 |
| 5.3.1 SFLA-SVM算法模型 |
| 5.3.2 AFSA-SVM算法模型 |
| 5.4 群体智能优化算法的仿真研究 |
| 5.4.1 构建仿真信号模型 |
| 5.4.2 设置模型参数 |
| 5.4.3 仿真结果分析 |
| 5.5 群体智能优化算法在齿轮箱故障诊断中的应用 |
| 5.5.1 信号特征选取 |
| 5.5.2 数据处理 |
| 5.5.3 仿真结果分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 攻读学位期间参加的科研项目及发表的学术论文 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
（10）变体机翼结构关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 变体飞行器的基本概念 |
| 1.3 变体飞行器发展历史及技术研究现状 |
| 1.3.1 变体飞行器概念的提出及早期发展 |
| 1.3.2 当前变体飞行器的主要研究方向 |
| 1.3.3 微/小尺度变形 |
| 1.3.4 中等尺度变形 |
| 1.3.5 大尺度变形 |
| 1.3.6 变体飞行器变形驱动系统研究 |
| 1.4 机翼变弯度后缘的一般性要求 |
| 1.5 当前研究存在的问题与挑战 |
| 1.6 本文的研究内容及结构 |
| 第二章 大变形柔性蒙皮设计研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 变弯度后缘结构设计形式 |
| 2.3 纤维增强弹性体柔性蒙皮可行性分析 |
| 2.4 纤维增强弹性体增量形式力学模型 |
| 2.4.1 基体材料的力学性能 |
| 2.4.2 碳纤维增强硅橡胶蒙皮细观力学模型 |
| 2.4.3 纤维增强弹性体的应变能密度 |
| 2.5 柔性蒙皮有限变形模型 |
| 2.6 单向变形碳纤维增强硅橡胶蒙皮试验研究 |
| 2.6.1 蒙皮样件制备后第一次加载与经历多次加载循环后的应力应变关系对比 |
| 2.6.2 样件经循环加载后的测试结果分析 |
| 2.7 基于可变现栅格结构的剪切变形蒙皮研究 |
| 2.8 可变形二维栅格支撑的剪切变形蒙皮结构制备流程 |
| 2.9 橡胶蒙皮层剪切变形实验研究 |
| 2.9.1 剪切蒙皮测试条件 |
| 2.9.2 测试结果 |
| 2.9.3 蒙皮受压褶皱分析 |
| 2.10 可变形二维栅格剪切蒙皮面内性能测试 |
| 2.10.1 测试条件 |
| 2.10.2 测试结果 |
| 2.10.3 带可变形栅格支撑结构的剪切蒙皮褶皱特性 |
| 2.10.4 有栅格与无栅格结构测试结果对比 |
| 2.11 粗纤维增强二维栅格剪切蒙皮测试 |
| 2.11.1 表面橡胶层橡胶剪切层纤维增强设计 |
| 2.11.2 粗维增强的剪切变形层制备流程 |
| 2.11.3 粗纤维增强剪切变形蒙皮变形能力测试 |
| 2.11.4 蒙皮测试结果 |
| 2.12 本章小结 |
| 第三章 用于变弯度后缘的驱动器及驱动模式 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 压电叠堆泵及直线驱动器基本特性 |
| 3.2.1 压电叠堆泵及直线驱动器的设计原理与结构实现 |
| 3.2.2 压电叠堆泵直线驱动器设计 |
| 3.2.3 压电泵执行驱动器性能测试 |
| 3.3 双程形状记忆合金丝驱动器 |
| 3.3.1 双程形状记忆合金介绍 |
| 3.3.2 双程形状记忆合金丝实验测试 |
| 3.4 双程形状记忆合金条带驱动器 |
| 3.4.1 SMA条带双程记忆效应训练 |
| 3.4.2 SMA板材基本性能 |
| 3.4.3 SMA二维条带鼓包变形测试 |
| 3.5 适用于不同机翼翼载的变形驱动方式 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 面向低翼载飞机的主动柔性后缘结构 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于分布柔顺设计原理的主动柔性后缘结构设计 |
| 4.2.1 设计原理 |
| 4.2.2 单点驱动变形模式 |
| 4.2.3 多滑轮组驱动变形模式 |
| 4.2.4 主动柔性后缘变形定义 |
| 4.3 主动柔性后缘蒙皮材料选择 |
| 4.4 后缘蒙皮变形力学模型 |
| 4.5 基于伪刚体模型的单点驱动主动柔性后缘结构优化 |
| 4.5.1 3R伪刚体模型 |
| 4.5.2 基于3R伪刚体模型的主动柔性后缘建模 |
| 4.5.3 伪刚体模型可靠性验证 |
| 4.5.4 基于伪刚体模型的后缘结构优化 |
| 4.6 单点驱动主动柔性后缘结构设计及有限元仿真 |
| 4.7 基于压电叠堆泵的变弯度后缘结构 |
| 4.8 单点模式驱动效率分析 |
| 4.8.1 模型参数与仿真条件 |
| 4.8.2 作动器安装位置对受力的影响(DOE分析) |
| 4.9 多滑轮组驱动主动柔性后缘研究 |
| 4.9.1 多滑轮组驱动后缘模型受力模型 |
| 4.9.2 多滑轮组驱动后缘承载能力优化 |
| 4.10 主动柔性后缘实验测试 |
| 4.10.1 测试平台介绍 |
| 4.10.2 主动柔性后缘驱动力-变形关系测试 |
| 4.10.3 主动柔性后缘负载能力测试 |
| 4.10.4 使用双程记忆合金丝驱动器的后缘变形测试 |
| 4.11 主动柔性后缘气动特性仿真 |
| 4.11.1 仿真/优化流程 |
| 4.11.2 变弯度后缘自适应机翼气动性能仿真 |
| 4.12 采用主动柔性后缘的有限翼展机翼研究 |
| 4.12.1 研究对象参数 |
| 4.12.2 研究方法 |
| 4.12.3 巡航状态升力系数确定 |
| 4.12.4 三维机翼环量分布为椭圆规律时,机翼展向任意截面的升力系数 |
| 4.12.5 巡航速度为45m/s时的优化结果 |
| 4.13 本章小结 |
| 第五章 面向高翼载飞机的主动柔性后缘设计与仿真 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 变弯度后缘结构设计 |
| 5.3 后缘变形驱动比定义 |
| 5.4 主动柔性后缘运动学特性分析 |
| 5.4.1 结构设计可行性验证 |
| 5.5 气动特性分析平台 |
| 5.5.1 主动柔性后缘CFD仿真计算平台 |
| 5.5.2 CFD仿真可靠性验证 |
| 5.6 主动柔性后缘气动仿真 |
| 5.6.1 驱动比R对气动特性的影响(Ma=0.6) |
| 5.6.2 后缘偏转位移对气动特性的影响(Ma=0.6) |
| 5.6.3 攻角对气动特性的影响(Ma=0.6) |
| 5.6.4 驱动比R对气动特性的影响(Ma=0.73) |
| 5.6.5 后缘偏转对气动特性的影响(Ma=0.73) |
| 5.6.6 攻角对气动特性的影响(Ma=0.73) |
| 5.7 后缘变形后气动力对结构的影响 |
| 5.7.1 气动载荷对后缘变形驱动转矩的影响 |
| 5.7.2 气动载荷对蒙皮结构的影响 |
| 5.8 气动优化 |
| 5.9 使用ACTE后缘的有限翼展机翼仿真结果 |
| 5.10 本章小结 |
| 第六章 自适应鼓包用于改善高亚音速状态下变弯度后缘气动特性的研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 自适应鼓包减阻机理与SMA鼓包结构概念设计 |
| 6.2.1 鼓包减阻机理分析 |
| 6.2.2 自适应鼓包设计(SMA)理论与仿真验证 |
| 6.3 鼓包参数设计及气动特性仿真优化平台搭建 |
| 6.3.1 NURBS鼓包曲线造型 |
| 6.3.2 NRUBS鼓包构型优化方法 |
| 6.4 鼓包对RAE2822 气动特性的影响 |
| 6.4.1 鼓包位置对RAE2822 翼型减阻效果的影响 |
| 6.4.2 不同攻角下鼓包的减阻效果 |
| 6.4.3 优化结果在非设计点的气动特性 |
| 6.4.4 使用自适应鼓包的必要性 |
| 6.5 ACTE与 ASCB的联合应用 |
| 6.5.1 NURBS鼓包曲线建模改进 |
| 6.5.2 主动柔性后缘(ACTE)自适应机翼鼓包位置选择 |
| 6.5.3 带鼓包的自适应机翼优化研究 |
| 6.5.4 优化结果 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要工作总结 |
| 7.2 后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 攻读博士学位期间参加的科研项目情况 |
四、一架EMD阶段的V-22进入组装阶段（论文参考文献）
- [1]《现代军用直升机》翻译项目实习报告[D]. 陈雅贤. 青岛大学, 2020(02)
- [2]V-22倾转旋翼机研制历程浅析[A]. 丁兴志. 第八届中国航空学会青年科技论坛论文集, 2018
- [3]V-22“鱼鹰”飞机典型事故浅析[J]. 徐辉,张大尉. 教练机, 2019(03)
- [4]美军装备建设需求牵引与技术推动研究 ——以F-22战机为例[D]. 夏宇. 国防科技大学, 2017(02)
- [5]AW609 艰难前行——民用倾转旋翼飞机问世有多难?[J]. 王钟强. 航空世界, 2016(02)
- [6]倾转旋翼机转换和飞机飞行模式下的气弹动力学研究[D]. 李治权. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [7]一架EMD阶段的V-22进入组装阶段[J]. 丽. 国际航空, 1996(01)
- [8]21世纪初美军唯一的EW支援干扰飞机EA—6B[J]. 王洪. 电子对抗技术, 1997(06)
- [9]基于群体智能优化算法的齿轮箱故障诊断技术研究[D]. 姬盛飞. 华北水利水电大学, 2019(01)
- [10]变体机翼结构关键技术研究[D]. 聂瑞. 南京航空航天大学, 2018(01)