基于3D还原模型的驾驶舱眼位点反推

为获得飞机驾驶舱眼位点数据,本文研究了驾驶舱眼位点的反推。首先,通过建立某综合程序训练器的3D还原模型和简易飞机驾驶员模型,反推实际眼位点;其次,对实际眼位点和标准要求的参考眼位点进行对比分析,得到预测误差;最后将真实驾驶舱实测数据与该训练器数据进行对比分析,得到实际误差进行验证。结果表明:预测误差与实际误差相符,在纵向上预测误差为105.2 mm,实际误差为80 mm,在垂直和水平方向上存在细微误差。通过3D还原模型反推眼位点的方法能够反应综合程序训练器与真实驾驶舱之间存在的误差,可作为综合程序训练器鉴定等工作的参考依据。

基于无人机重心测量的互动模型装置设计

该文基于飞机三点法重心测量的基本原理,结合工科力学课程的教学科研需求,设计一种可以用于验证重心测量算法的互动模型装置。该装置采用一个面内对称设计的封闭盒体,内置有阵列隔间用于放置配重钢球。模型装置可以模拟出各种复杂度的面内重心分布。与装置配套的3个精密电子秤可以对封闭盒体进行不同方案的重心测量,以验证测量算法的可行性与精度。该装置采用3D打印技术制作,具有低成本、高互动性的优点,在教学与科研中起到很好的作用。

地面对双轨超声速火箭橇的气动特性影响研究

地面对动态滑行状态下双轨火箭橇的气动特性有较大影响。本文采用尺度自适应(SAS)方法和动网格方法结合的策略对Ma 2的双轨火箭橇进行数值模拟,研究了地面导致的流场变化、气动力及其时域和频域特性。结果表明,激波和压缩波在地面设施的反射会导致双轨火箭橇下表面出现6处额外的高压区,其中4处的形状和强度会随反射位置发生变化;地面导致升力时均值提升了9.6倍;气动力呈现明显的同频周期性振荡,升力振荡幅值为时均值的28.6%,阻力振荡较小。为双轨火箭橇的减阻减振工作提供参考依据。

背部进气布局飞机前机身模拟器设计方法研究与评估

为满足背部进气布局飞机的前机身-进气道-发动机自由射流试验的需求,设计前机身模拟器以模拟原始前机身对进气道内流场的影响。根据背部进气布局飞机的流动特点,设计两类前机身模拟器,在自由射流试验舱内模拟飞行高度10 km、飞行速度0.7Ma的3种飞行姿态的流场。通过对比子午面和进气道出口流场以及进气道出口平均参数,证明所设计的前机身模拟器可以在射流环境下模拟原始前机身的前机身效应,其中负攻角和侧滑角姿态下的前机身模拟器模拟效果较好,而正攻角姿态下的前机身模拟器模拟效果相对较差。

一种航空发动机进气畸变试验测试系统研究

航空发动机的进气畸变试验对其稳定性具有重要的意义。为了满足航空发动机进气畸变发生器测试系统的需求,提出了一种基于3D打印技术和高速多通道数据采集的测试系统设计方法,在保证数据准确的前提下,提高了系统设计的效率,完成了数据的高速实时采集。在此基础上,采用时空滤波和流体场重构的方法对数据进行处理,并基于MATLAB完成了测试系统界面的设计。最后,分别进行了测压耙校准试验和3种畸变图谱的风洞试验。试验结果表明,测试通道与风洞出口总压值小于0.2 kPa,畸变图谱的测试畸变指数与目标畸变指数误差小于1.2%,验证了所采用的数据处理算法和测试系统的有效性和准确性。

火箭橇弹射救生试验测试技术现状及发展趋势

通过查阅大量国内外飞机弹射救生文献资料和实施多次火箭橇弹射救生通道清理试验,对火箭橇弹射救生试验测试技术进行了系统梳理,从光学图像测试和力学测试这2个方面对通道清理、座椅弹射、氧气供给、人-椅分离、乘伞下降和安全着陆这6个试验分系统凝练试验测试内容,并按测试对象进行相应测试方法介绍,提出未来火箭橇弹射救生试验测试将朝着火箭橇平台高超声速试验能力、飞机变姿态试验和测试系统智能安全小型化的方向发展。

基于连续波功率放大器的HIRF试验技术研究

通过本试验技术的研究,形成在常规半电波暗室内开展部分高功率微波辐射试验的目的,使用连续波辐照设备进行相关测试,可作为低成本高功率微波辐射试验的推广,同时试验过程不受样品尺寸大小影响,为后续相关设备的试验考核提供技术参考。

飞机液压系统健康状态综合评估技术研究

针对目前飞机液压系统健康状态难以准确评估问题,构建了一个基于灰色聚类法和熵权法相结合的飞机关键部件—液压系统两级健康状态综合评估模型。该模型首先利用熵权法对飞机液压系统各部件相关参数的权重进行计算并确定,然后利用灰色聚类法对飞机液压系统各部件进行健康状态综合评估,得到各部件的聚类系数。在此基础上,用所得各部件聚类系数构成飞机液压系统健康状态综合评估的评判矩阵,再用熵权法计算并确定飞机液压系统各部件的权重,最后利用灰色聚类法对飞机液压系统的整体健康状态进行综合评估,从而得到飞机液压系统健康状态综合评估结果。通过实例对所构建的评估模型进行试验验证。研究结果表明,所构建的健康状态评估模型能够实现飞机液压系统健康状态综合评估效能,具有良好的工程应用前景。

高空低温低气压模拟试验装置研制

面向飞行器高空环境相关气动基础问题研究需求,由低温模拟库嵌套低压模拟舱构建了海拔40 km以上高空大气环境模拟试验装置,采用双回路控制算法实现了低气压参数的精确快速模拟,系统工作真空度10 min内可达200 Pa以下;通过开发的制冷系统无级调节技术和冷热双回路PID自适应技术,实现了温度的稳定节能输出,温度控制精度为±0.5℃,温度均匀性优于±1℃。设计配套了环形回流风洞、螺旋桨带动力及翼型试验子系统,为开展高空环境飞行器气动性能测试提供了可靠的试验平台和技术保障。

被动式电液力伺服系统的自适应反步滑模控制

针对被动式电液力伺服系统存在固有的多余力矩、控制伺服阀的非线性以及参数时变性问题,提出一种自适应反步滑模控制策略。建立系统的非线性状态空间方程;基于反步控制理论思想,通过3步递推法设计系统的反步控制器;在反步法递推的第3步结合滑模控制方法,选择合适的Lyapunov函数,给出系统不确定参数的自适应律,设计出非线性自适应反步滑模控制器,并利用Lyapunov稳定性定理对所设计的控制器稳定性进行证明。仿真和实验结果表明,该控制器能够有效地抑制多余力矩,并且对参数摄动及外界扰动具有较强的鲁棒性。

航空相机的自准直自动检焦方法研究

针对航空照相在高空中会由于温度、气压等环境参数的变化引起光学系统离焦的现象,设计了一种利用自准直原理实现自动检焦的结构。分析了光栅常数与反射镜摆扫速率、接收元件响应时间的关系,研究了光栅的刻线方向在焦平面上的摆放位置和不同光源参数对检焦精度的影响。试验结果表明,自动检焦的焦平面位置与实验室光学标定的焦平面位置的偏差<1/3半焦深,满足使用要求,并在动态飞行试验中获得了良好的图像。该方法可推广于带有扫描反射镜的航空相机的检焦设计与研究中。

低压舱气压弹放式迅速减压装置的研制

目的 :研制一种可代替钢化玻璃实现模拟飞机座舱破裂的低压舱迅速减压装置。方法 :采用金属材质作为2个不同压力气室的隔离膜,根据飞机的减压高度、座舱压力差和减压时间计算减压喉道和隔离膜的面积,根据隔离膜承受的压力确定其结构强度。借鉴飞机导弹的弹射投放技术,通过高压空气将隔离膜迅速弹开,实现模拟飞机座舱玻璃破裂的迅速减压要求。结果:气压弹放式迅速减压装置能够完成模拟飞机座舱破裂时的工作状态,减压时间最短可达0.16 s。结论:气压弹放式迅速减压装置可在短时间内完成减压工作准备,操作使用简便,其功能和精度满足性能指标要求。

低压舱氧气装备供氧参数测试系统的研制

目的:研制低压舱用飞机氧气设备供氧参数测试装置。方法:利用可编程控制器完成传感器数据的采集、处理分析,并通过上位计算机进行控制和信息显示。结果:该系统采用数字、模拟仪表、记录曲线等方式进行显示,记录曲线中的数值对应着日期和时间标记;所有数据都存储在计算机中,便于日后分析和处理。结论:KYCC-2007低压舱氧气装备供氧参数测试系统通过了技术检定,其测试功能和精度满足性能指标要求。

一种典型数字无刷电动舵机的设计

为满足新型空空导弹高机动性、快速性的要求,基于DSP设计了一种典型数字无刷电动舵机系统.首先分析了数字无刷电动舵机的组成与功能,并从传动机构、反馈装置、控制电路、舵面锁制器、控制算法、控制软件和舵机自检等各主要组成部分,对舵机系统的性能参数设计进行了分析和阐述.实验结果表明,数字无刷电动舵机系统最大负载扭矩为75 N.m,空载角速度为600°/s,满载角速度为200°/s,动态相移为28°(1°,20 Hz).该系统在提高控制精度的同时,较传统模拟电动舵机具有深度自检功能,实现了全弹的数字化.经适应性优化,可完成更复杂控制算法如变结构控制,模糊控制的设计实现.

高温燃气流超声速风洞扩压器热防护设计

为实现高热流环境下高温燃气流超声速风洞系统的重复使用,采用数值方法对扩压器热环境进行了分析,采用沸腾换热方法对扩压器进行了热防护设计,并通过试验验证了沸腾换热理论应用的可行性。结果表明,沸腾换热在水流速2 m/s的情况下可实现热流2 MW/m2的热防护,应用沸腾换热可以有效降低设计难度,在较低的速度和压力损失下达到更好的换热效果。

引入弹簧杆的电动负载模拟器实验研究

针对电动负载模拟器的设计和实验分析问题,在负载器结构上引入了弹簧杆的弹性环节,降低了整个加载系统的有害多余力矩并提高了力矩加载的性能。建立了引入弹簧杆后负载模拟器的数学模型,分析了系统不同刚度系数对加载稳定性和快速性的影响。结果表明,可以采用舵机角速度作为前馈补偿来抑制多余力矩,加载实验的数据分析表明了引入弹簧杆的电动负载模拟器的动态响应能力。加载实验中需要跟踪正弦力矩加载指令,实际加载力矩的幅差和相差均小于10%。

星模拟器多星等模拟方法研究

根据星模拟器对真实星等模拟的需求,结合星模拟器工作原理,优化设计了一种高成像质量星模拟器光学系统;建立了星等能量计算模型,实现了星等能量的理论计算;提出一种两片线性渐变密度滤光片组合的多星等模拟方案,实现了多星等能量的高精度连续调节;软件仿真结果验证-2~6等星星等模拟误差均小于±10%,满足真实星等的模拟要求,为星模拟器的真实星等模拟提供一种设计思路。

减压器增压过程中的振荡抑制措施

为解决大流量减压器在增压过程中出现的剧烈振荡问题,开展了仿真和试验研究。建立了减压器非稳态模型并开展数值计算,得到了减压器的振荡特性,该特性与试验结果基本一致。根据仿真结果提出了卸荷腔气体从入口管路引入的外置式卸荷方案。结果表明:该方案成功解决了振荡问题,减压器能够持续、稳定地增压。

电液负载模拟器同步结构解耦研究

针对电液负载模拟器中的多余力矩问题,以阀控摆动马达电液负载模拟器为对象,在分析研究多余力矩产生机理及影响因素的基础上,提出一种同步结构解耦新方法,具体实现是将加载执行元件设计成复式双层结构,外层同步马达用于跟踪承载对象进行位置同步控制,内层马达用于加载,通过复式结构加载执行元件实现变被动加载为主动加载,从根本上解决了多余力矩问题。给出了复式摆动马达的参数匹配原则、密封及结构设计方案,仿真分析了内外层马达油道配流方式的合理性。最后,通过小梯度加载下电液负载模拟器性能的仿真分析验证了同步结构解耦新方法的正确性及有效性。

飞行模拟器操纵负荷系统的数学建模及仿真研究

对飞行模拟器操纵负荷系统进行数学建模,为适应不同模拟对象和不同工作模式杆力特性变化要求,提出了三段式跟踪力模型。分析了驾驶员操纵产生的位移扰动对电液伺服施力机构的影响,找出了提高跟踪性能的关键因素——多余力和稳态误差。通过采用结构不变性原理及PID控制来实现力的逐点跟踪。仿真结果表明,利用三段式跟踪力模型,并且采用前馈校正策略加PID控制,可实现动态模拟,并且有效地减小多余力,控制稳态误差,达到力跟踪精度性能的要求,为构建操纵负荷系统原理样机提供了数据参数和控制策略的依据。