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在德国-荷兰风洞中进行汽车测试
德荷风洞基金会 (DNW) 成立于 1976 年，由荷兰国家航空航天实验室 (NLR) 和德国航空航天中心 (DLR) 共同成立，是荷兰法律下的一个非营利组织。该组织的主要目标是为工业、政府和研究领域的客户提供广泛的风洞测试和模拟技术。DNW 拥有欧洲最大的低速风洞，提供开放式和封闭式测试段选项。此外，DLR 和 NLR 的主要航空风洞也由 DNW 组织全面整合和管理。风洞分为两个业务部门：“Noordoostpolder/阿姆斯特丹”（NOP/ASD）和“Göttingen und Köln”（GUK）。DNW 为空气动力学研究和开发项目的实验模拟要求提供解决方案。这些项目可以源自研究界（大学、研究机构或研究联盟），也可以源自新产品的工业开发过程。大多数工业发展项目来自航空工业，但汽车、土木工程、造船和体育行业也受益于 DNW 的能力。为了高效灵活地运营，DNW 在统一管理和监督下采用分散结构。其管理机构位于 Marknesse，位于其最大的风洞 DNW-LLF 所在地。DNW 董事会是基金会的监督机构，它考虑
航空电子 LRU 系统健康建模与仿真...
摘要——航空工业中使用的电子系统通常被概括为航空电子设备。大约七十年前，飞机上使用的第一批航空电子设备是基于旧仪表和模拟系统的导航和通信系统。从那时起，该行业已经发生了很大的发展，如今航空电子系统需要新的和更智能的功能，从而推动整个航空研究以指数级的速度向高级航空电子系统和架构发展。在本文中，对航空电子系统在不同发展阶段的成熟度进行了全面调查。在这个项目中，考虑了四个 LRU，每个 LRU 具有不同的输入参数和不同的采样时间。基于时间采样，数据数组被串行发送而没有任何时间延迟。一旦数据数组作为输出发送出去，它就会进入由数据集中器和推理器组成的嵌入式系统。数据在这里收集，然后通过数据总线发送到微控制器，最后输出显示在 PC 上。 Mathwork SIMULINK 可用于编码部分，算法通过 Simulink 模块集实现。根据提供给每个 LRU 的输入信号，在示波器模块集上查看输出。将输出与所需输出进行比较。
经实验验证的多步模拟策略可预测激光冲击喷丸后残余应力场中的疲劳裂纹扩展速率
对于损伤容限设计 [1] 来说，疲劳和腐蚀是航空工业 [2] 中两个主要故障原因。激光冲击喷丸 (LSP) 是一种表面处理技术，可在易受疲劳现象影响的关键区域引入具有较大穿透深度的压缩残余应力。这些压缩残余应力可能导致疲劳裂纹扩展 (FCP) 延缓，如由 AA2024-T3 [3] 组成的 M(T) 试样或搅拌摩擦焊接的 AA7075-T7351 [4] 所示。然而，压缩残余应力的产生总是会导致结构内的拉伸残余应力以保持应力平衡。这些拉伸残余应力可能会导致 FCP 速率加速。因此，准确了解施加的残余应力场并预测由此产生的 FCP 速率对于保证有效且优化地应用 LSP 是必要的。 FCP 模拟中常用的一种策略是计算疲劳载荷循环的最小和最大应力强度因子，并将这些应力强度因子用作 FCP 方程的输入 [5–8] 。所应用的 FCP 方程将裂纹尖端的应力强度因子与 FCP 速率联系起来。这项工作应用了 Paris 和 Erdogan [9] 开发的第一个 FCP 方程、Walker 方程 [10] ，例如，该方程在激光加热引起的残余应力场中成功应用 [11] ，以及 NASGRO 方程 [12] ，该方程现在
航天传感系统与应用智能材料与结构的发展与展望
摘要：航空工业的快速发展对材料性能提出了越来越高的要求，智能材料结构的研究也受到了广泛的关注。智能材料（如压电材料、形状记忆材料、超磁致伸缩材料等）具有独特的物理性能和优异的集成性能，在航空工业中作为传感器或执行器表现出色，为航空工业的各类智能化应用提供了坚实的材料基础。压电材料作为一种热门的智能材料，在结构健康监测、能量收集、振动噪声控制、损伤控制等领域有着大量的应用研究。形状记忆材料作为一种具有变形能力的独特材料，在形状控制、低冲击释放、振动控制、冲击吸收等领域都有着自己突出的表现。同时，作为辅助其他结构的材料，在密封连接、结构自修复等领域也有着重要的应用。超磁致伸缩材料是一种具有代表性的先进材料，在导波监测、振动控制、能量收集等方向具有独特的应用优势。此外，超磁致伸缩材料本身具有高分辨率输出，在高精度执行器方向的研究也较多。本文对上述应用方向的一些智能材料进行总结和讨论，旨在为后续相关研究的初步开展提供参考。
SmOOD：基于平滑度的飞机设计替代神经网络的分布外检测方法
航空工业一直在寻求在人力、计算时间和资源消耗方面更高效的设计优化方法。当代理模型和最终过渡到 HF 模型的切换机制都经过适当校准时，混合代理优化可以在提供快速设计评估的同时保持高质量结果。前馈神经网络 (FNN) 可以捕获高度非线性的输入-输出映射，从而产生有效的飞机性能因素替代品。然而，FNN 通常无法推广到分布外 (OOD) 样本，这阻碍了它们在关键飞机设计优化中的应用。通过基于平滑度的分布外检测方法 SmOOD，我们建议使用优化的 FNN 替代品对模型相关的 OOD 指标进行编码，以生成具有选择性但可信预测的可信代理模型。与传统的基于不确定性的方法不同，SmOOD 利用 HF 模拟固有的平滑特性，通过揭示其可疑的敏感性来有效地暴露 OOD，从而避免对 OOD 样本的不确定性估计过于自信。通过使用 SmOOD，只有高风险的 OOD 输入才会被转发到 HF 模型进行重新评估，从而以较低的间接成本获得更准确的结果。研究了三种飞机性能模型。结果表明，基于 FNN 的替代方法优于高斯过程替代方法
都灵理工学院机构库
航空工业近几十年来最重要的研究趋势之一是努力设计和生产“更多电动飞机”。在此框架内，电气技术在飞行控制系统中的应用虽然缓慢但正在逐步增加：从引入电传操纵系统开始，然后用纯机电执行器部分替换传统的液压/电液执行器。这种演变使我们能够获得更灵活的解决方案，减少安装问题并增强飞机控制能力。然而，机电执行器 (EMA) 远非成熟的技术，仍然存在一些安全问题，这些问题可以通过增加其设计复杂性并因此增加生产成本来部分限制。开发强大的预测和健康管理 (PHM) 系统可以提供一种无需复杂设备设计即可防止发生严重故障的方法。本文介绍了用于作为主要飞行控制执行器的 EMA 的综合 PHM 系统研究的第一部分；介绍并讨论了该应用的特点，同时提出了一种基于短时间飞行前/飞行后健康监测测试的新方法。电机绕组中的匝间短路被确定为最常见的电气性能下降，并提出了一种用于异常检测和预测的粒子过滤框架，该框架具有自调节非线性模型。因此，通过最先进的性能指标评估了特征、异常检测和预测算法，并讨论了它们的结果。
已发表版本的引用 (APA)：Keller, S.、Horstmann, M.、Kashaev, N. 和 Klusemann, B. (2019)。经实验验证的多步模拟策略可预测激光冲击喷丸后残余应力场中的疲劳裂纹扩展速率。国际疲劳杂志，124，265-276。https://doi.org/10.1016/j.ijfatigue.2018.12.014
对于损伤容错设计 [1] 来说，疲劳和腐蚀是航空工业 [2] 中两个主要故障原因。激光冲击喷丸 (LSP) 是一种表面处理技术，可在易受疲劳现象影响的关键区域引入具有较大穿透深度的压缩残余应力。这些压缩残余应力可能导致疲劳裂纹扩展 (FCP) 延缓，如由 AA2024-T3 [3] 组成的 M(T) 试样或搅拌摩擦焊接的 AA7075-T7351 [4] 所示。然而，压缩残余应力的产生总是会导致结构内的拉伸残余应力以保持应力平衡。这些拉伸残余应力可能会导致 FCP 速率加速。因此，准确了解施加的残余应力场并预测由此产生的 FCP 速率对于保证有效和优化地应用 LSP 是必要的。 FCP 模拟中经常采用的一种策略是计算疲劳载荷循环的最小和最大应力强度因子，并使用这些应力强度因子作为 FCP 方程的输入[5–8]。所应用的 FCP 方程将裂纹尖端的应力强度因子与 FCP 速率联系起来。这项工作应用了 Paris 和 Erdogan [9] 开发的第一个 FCP 方程、Walker 方程 [10]，例如，该方程成功应用于激光加热引起的残余应力场 [11]，以及 NASGRO 方程 [12]，该方程现在经常用于预测 FCP 速率 [5–7]。不同的 FCP 方程具有不同的计算精度和不同的计算效率。
战斗机的直接升力控制 - DiVA
飞机的直接升力控制在航空工业中已经存在了几十年，但主要用于具有专用直接升力控制面的商用飞机。本论文的重点是研究直接升力控制是否适用于没有专用控制面的战斗机，例如萨博 JAS 39 Gripen。建模系统是一种本质上不稳定的飞机，其空气动力学和有限的控制面偏转和偏转率都包含非线性。飞机的动力学围绕代表着陆场景的飞行情况线性化。然后应用直接升力控制，以提供从飞行员操纵杆输入到飞行路径角变化的更直接关系，同时还保持俯仰姿态。选择了两种不同的控制策略，即线性二次控制和模型预测控制。由于战斗机是具有快速动态的系统，因此限制计算时间非常重要。这种限制促使使用专门的方法来加速模型预测控制器的优化。在萨博提供的非线性模拟环境中进行的模拟结果以及在高保真飞行模拟装置上与飞行员进行的测试证明，直接升力控制对于所研究的战斗机是可行的。在控制飞行路径角时观察到足够的控制权限和性能。两种开发的控制器都有各自的优势，哪种策略最合适取决于用户的优先级。着陆期间飞行员的工作量以及接地时的精度被认为与传统控制类似。
飞机和直升机制造和维护过程中的无损检测
人员认证航空工业协会于 1996 年批准 NAS 410（国家航空标准）作为行业标准。自 1997 年 12 月 31 日起，它取代了 MIL STD 410 E。NAS 410 级别 I、级别 II 和级别 III 培训和认证应由获得 NAS 410 级别 III 认证的人员在特定方法技术和产品上进行。 NAS 410 认证是向海外客户出口飞行硬件的强制性要求（例如：英国劳斯莱斯、法国空客、美国霍尼韦尔等），也是印度民航局 (DGCA) 对颁发无损检测方法能力证书 (COC) 的强制性要求，各政府监管机构的批准 DGCA 对无损检测的批准 在民用飞机上进行无损检测的人员，应从印度民航局 (DGCA) 获得颁发的能力证书 (COC)。民航要求 (CAR) 详细说明在第 2 节 - 适航系列“L”，第 xiv 部分，1992 年 1 月 20 日。修订版 2，2006 年 5 月 23 日。CAR 的本部分规定了颁发和更新能力证书的年龄、知识、资格、技能和医疗标准方面的要求。每六个月续期一次，费用为 2500 卢比。DGAQA 无损检测认证 对于军用飞机的无损检测，人员必须经过政府监管机构飞机质量保证局局长的批准。国际认证 NADCAP（国家航空
战斗机的直接升力控制 - DiVA
飞机的直接升力控制在航空工业中已经存在了几十年，但主要用于具有专用直接升力控制面的商用飞机。本论文的重点是研究直接升力控制是否适用于没有专用控制面的战斗机，例如萨博 JAS 39 鹰狮战斗机。建模系统是一种本质上不稳定的飞机，其空气动力学和有限的控制面偏转和偏转率都包含非线性。飞机的动力学围绕代表着陆场景的飞行情况线性化。然后应用直接升力控制，以提供从飞行员操纵杆输入到飞行路径角变化的更直接关系，同时还保持俯仰姿态。选择了两种不同的控制策略，线性二次控制和模型预测控制，用于实施。由于战斗机是具有快速动态的系统，因此限制计算时间非常重要。这一限制促使人们使用专门的方法来加速模型预测控制器的优化。萨博提供的非线性模拟环境中的模拟结果以及在高保真飞行模拟装置上进行的飞行员测试证明，直接升力控制对于所研究的战斗机是可行的。在控制飞行路径角时观察到足够的控制权限和性能。两种开发的控制器都有各自的优势，哪种策略最合适取决于用户的优先考虑。飞行员在着陆期间的工作量以及接地时的精度被认为与传统控制相似。