航空装备高动态大型离心机研制

为开展飞行员航空防护救生装备在飞机稳态和动态加速度环境下的适应性、结构性能以及动态性能的验证,研制了国产首台高动态航空装备单臂式大型离心机。采用盒式梁整体结构设计了转臂臂架,实现了刚度强度性能与转动惯量的最优化结合;采用小回差减速机间接驱动方式以及多模态组合控制方式,实现了高精度、快速响应的驱动控制;设计了三轴滚转吊舱和自由摆动吊舱,使离心机既具备物体试验的能力,又具有航空航天载人离心机的基本功能。试验应用表明,离心机工作稳定可靠,为装备研制提供了一种重要的性能验证手段。

大惯量高动态航空离心机控制系统的设计与实现

在航空装备大型离心机试验系统的研制中,为实现3×10~5kg·m^2转动惯量负载下平均10 g/s过载变化率的小超调量控制,采用过载-转速-转矩三闭环控制、转矩前馈控制、变参数PID调节相组合的控制方式,设计了高精度的速度随动控制系统,并在系统调试过程中,进一步优化了P、I参数,实现了大惯量、高动态控制指标要求。

航空仿真试验假人的适用性设计

针对我国现用航空救生试验假人存在的性能限制,按照模拟乘员与弹射救生装备的人机关联要求以及生理损伤评价的测试要求,提出航空仿真试验假人的适用性设计原则,通过人体特征参数的剪裁和假人结构的改进设计,以及配置功能和结构一体的多分量传感器及基于分布式结构的数据测试系统的研制,完成假人基本性能测试和弹射试验。结果表明:改进后假人的生物仿真性能和测试能力有了显著改善,可为我国弹射救生系统的性能评价提供参考。

基于自然语言需求的SCADE模型测试用例自动生成方法

随着安全关键软件规模和复杂性不断增加,模型驱动开发方法在安全关键领域得到了广泛应用。SCADE作为一种重要的建模方法和工具,能够表达确定性并发行为且具有精确时间语义等特性,适用于安全关键软件的建模、测试与验证。目前,已有方法主要采用手工方式构造SCADE模型测试用例,存在需求与测试用例不一致、成本代价高且容易出错的问题。文中提出了一种基于自然语言需求的SCADE模型测试用例自动生成方法。首先,给出了基于模型检测的测试用例自动生成方法,通过自然语言需求处理生成原子命题,用于生成前提假设Assume和观察者模型,同时给出了陷阱性质(Trap Properties)生成规则来生成陷阱性质用于模型检测;其次,给出了基于覆盖分析和变异测试的测试用例质量评估方法,并在SCADE模型上进行变异测试;最后,设计和实现了原型工具,并基于一个工业界案例飞行员弹射座椅控制系统进行了案例分析,验证了所提方法的有效性。

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。

基于双目视觉的飞行头盔动载特性测试技术研究

为了测试飞行员综合显示头盔系统在动态载荷下的穿戴运动特性和人机工效性,针对头盔与头部相对运动状态难以量化测量的问题,提出了一种基于双目视觉的测量方法,并研制了相应的测试系统;测试前,对两台摄像机分别进行标定以获取其内外参数,在施加动态载荷的测试过程中,通过摄像机提取被测目标事先编码的标记点,利用图像处理软件对其定位和立体匹配,确定标记点的坐标值及相互关系,调用OpenCV中的cvPOIST函数解算目标位置及三维姿态,实现了头盔与头部模型三维相对位移、角度和角速度参数的精确测量,试验结果表明,这种非接触式的测量方法真实还原了动态过载过程中头盔与头模的相对运动过程,具有不改变试验对象的质量特性、不干扰试验对象运动状态的优点,具有较高的应用价值。

救生伞背带分系统对假人动载的影响

为了改善救生伞背带分系统的安全性,建立降落伞-背带-假人系统的动力学模型,分析背带及脱离锁参数对假人质心过载的影响。针对救生伞假人高速开伞空投试验,采用多体动力学方法建立降落伞、背带脱离锁和假人的十五自由度动力学模型;采用半质量-阻尼弹簧模型建立背带模型,连接降落伞、脱离锁和假人;利用实测过载计算降落伞开伞力。利用所建立的动力学模型仿真典型状态下假人和背带的动力学响应,验证所建立模型的合理性。分析了脱离锁位置、背带松紧程度、背带材料特性对假人质心最大过载的影响,可用于指导背带设计以及确定最佳的背带脱离锁位置。

某型电子程控器可靠性仿真分析与优化设计

随着人们对电子产品可靠性的要求越来越高,利用失效物理方法识别产品潜在的薄弱点在产品设计中备受关注。基于失效物理理论,采用可靠性仿真分析方法,对电子程控器进行可靠性分析。通过建立电子程控器数字样机模型,开展相应的应力分析与故障预计,评估电子程控器可靠性指标平均首发故障时间(MTTFF),并根据仿真分析发现的薄弱环节进行优化设计。结果表明:可靠性仿真结果与理论计算结果相差较小,可以作为型号可靠性指标评估的依据,减少采用物理样机进行可靠性试验的周期和费用;优化改进后的电子程控器其可靠性得到较大提升。本文研究可为后续型号可靠性评估与设计提供理论参考。

柔性自供能技术在防护救生领域的应用探讨

柔性自供能技术作为微能源领域新秀,近年来获得长足发展,目前处于实验室向工业技术转化的关键阶段。文中通过对应用场景分析探讨,认为在航空飞行员防护救生领域,柔性自供能技术的主要应用方向是智能穿戴设备的能源供应,具有应用场景广泛、使用方便、可全周期供能等技术优势。文中对柔性自供能技术在防护救生领域实现技术应用面临的问题,给出了对应的解决方案,可以为后续研究工作提供思路:研究制备多效应融合发电器件可实现对环境中多种微能量的广泛收集,可构建全固态柔性超级储能器件,以满足高效储能以及航空环境使用的安全需求,设计充放电并行控制电路以解决全任务场景长时效供能技术难题。

头颈部防护装置对头颈部损伤的影响分析

弹射救生技术是国内外现阶段飞机失事后挽救飞行员生命的唯一途径,飞机失事后,弹射座椅可迅速弹射离机,保障飞行员的生命安全。在弹射座椅配备和不配备头颈部防护装置的基础上,通过测试按照装机状态坐于弹射座椅上的仿真假人在850km/h高速气流吹袭下的受力情况,来对比计算有无头颈部防护装置下仿真假人头颈部的损伤指数。对比发现,有头颈部防护装置可以有效降低仿真假人受到气流吹袭时头颈部的力、力矩和损伤指数,对飞行员头颈部起到一定的保护作用,同时该结果对后续头颈部防护装置的改进设计有一定的参考意义。

0Cr18Ni9Ti-U71Mn摩擦副高速重载磨损行为的数值模拟

火箭橇是在专用轨道上利用火箭发动机作动力推动火箭滑车高速前进以获取试验测试数据的动态试验装备.火箭橇滑块在高速重载服役条件下的磨损严重威胁着火箭橇的可靠运行和服役安全,更是制约火箭橇发展和应用的技术瓶颈之一.本文作者基于Archard磨损模型和弹塑性变形理论,利用有限元开展了0Cr18Ni9Ti-U71Mn火箭橇摩擦副在高速重载下磨损行为的数值模拟.0Cr18Ni9Ti为火箭橇滑块,U71Mn为火箭橇滑轨,在模拟速度为300、340和380 m/s以及载荷为2、3和4 kN,模拟了高速重载下滑块磨损特性的演变过程.结果表明:增加载荷或速度均出现了前端效应,致使前端区域更容易发生磨损.增加载荷不利于磨损阶段从初始磨损向稳定磨损的转变,而增加速度却能够起到促进作用.随着载荷的增加,滑块的磨损深度随平均接触压力的增大而显著上升;但随着速度的增加,平均接触压力呈现下降趋势,滑块磨损深度缓慢增大.高速重载条件下,通过控制载荷可以有效减少火箭橇滑块的磨损,延长滑块的服役寿命.

沟槽型织构化火箭橇滑块磨损行为的有限元模拟

火箭橇系统的服役工况条件直接导致火箭橇滑块磨损,而滑块的磨损严重威胁着火箭橇系统的可靠运行和长寿命服役安全,更是制约火箭橇系统发展和应用的主要技术瓶颈。因束缚于极端服役工况条件和高昂的试验成本,以及仅通过二维模型或只考虑局部碰撞变形的模拟仿真,尚且未能克服这一问题。根据Archard磨损理论、非线性自适应几何更新和弹塑性变形等有限元分析方法及表面织构技术,建立由0Cr18Ni9Ti不锈钢滑块和U71Mn钢轨钢滑轨组成的有限元三维磨损模型,并分别对火箭橇滑块光滑表面、沟槽型织构化表面进行磨损仿真,揭示滑块磨损过程中接触面磨损、Von-mises等效应力以及接触压力等接触特征的变化。结果表明:沟槽型织构能够显著影响滑块磨损,织构密度增加促进了接触面均匀磨损,使得应力分布均匀、梯度变化平稳,缓解了应力集中,避免了长时间的剧烈磨损;接触压力也随织构密度的增加而增加,使得接触面与目标面接触紧密、间隙更小,可有效避免磨粒或磨屑引起的三体磨损。有限元模拟表明,通过恰当表面设计获得沟槽型表面织构能够显著影响磨损,也可为实现兼具减摩抗磨性与结构可设计性于一体的火箭橇滑块提供技术参考和理论支撑。

基于机器学习的SCADE模型组合验证环境假设自动生成方法

高安全应用开发环境(Safety Critical Application Development Environment, SCADE)是工业界进行安全关键软件建模、仿真测试和形式化验证的常用工具,如何解决工业级软件的SCADE模型在进行形式化验证时遇到的状态空间爆炸问题是目前面临的一项重要挑战。基于契约的组合验证方法通过研究软件各构件的上下文和外部环境来编写环境假设对构件的状态空间进行约束,能够解决状态空间爆炸问题,但环境假设的手工编写费时费力。为了解决这一问题,文中提出了一种基于机器学习的SCADE模型组合验证环境假设自动生成方法。首先,针对SCADE模型采用自动仿真方法生成机器学习方法所需数据集;然后,采用决策树和遗传算法进行环境假设自动生成;最后,实现了具有SCADE模型分析和环境假设自动生成功能的原型工具,并基于弹射座椅控制系统案例,验证了所提方法的有效性。

电子式抗荷调压器特性探究

本文介绍某型电子式抗荷调节器的结构组成与工作原理,并对其进行了数值计算,采用软件MWorks.Sysplorer对其进行建模仿真,分析了其活门位移及出口压力特性。通过数值计算和模拟实验,对电子抗调器的活门位移和出口压力进行了分析。根据仿真结果,研究人员对电子抗调器进行了结构优化,改善了其性能。改进后的电子抗调器表现出较小的压力波动,具有稳定的特性。利用仿真结果对该电子抗调器进行结构优化改进,改进后的电子抗调器压力波动小,性能稳定,提升了飞行员的舒适性。目前国内对于电子抗调器的研究还处于初步阶段,本文希望通过仿真与试验研究,为电子抗荷调压器发展提供参考。

囊用气体发生器结构设计及试验验证

通过对囊用气体发生器的工作原理分析,识别其关键技术,基于给定指标,开展相应结构设计、冷却模型和弹道性能仿真方法研究,设计出一种囊用气体发生器,并开展了相关试验验证。试验验证表明:设计方案合理可行,气体发生器所产气体能够满足气囊使用要求;冷却仿真结果误差不超过15%;弹道压力与计算结果基本吻合,误差不超过5%。此设计思路和计算仿真方法可为同类气体发生器的设计提供借鉴。

阻力伞附加质量与阻力系数修正方法

在阻力伞试验,特别是高速滑车试验过程中,由于阻力伞系统作非匀加速的非定常运动以及前置体尾流场的影响,现有的阻力伞试验数据计算方法已经难以准确计算其阻力系数。本文针对阻力伞试验过程中的这种非定常运动和尾流干扰特性,对阻力伞系统进行了动力学分析,并对阻力伞非定常运动过程中的附加质量和尾流场特性进行了理论研究,提出了阻力伞双质量模型,并建立了阻力伞阻力系数非定常修正和动压修正方法。在此基础上,针对某型十字形单伞和十字形双伞模型的试验结果进行了分析,确定了相应的非定常修正系数和动压修正系数,分别建立了十字形单伞和十字形双伞的阻力系数修正模型。修正模型验证结果与风洞试验和传统计算方法结果进行了对比,研究发现:对于单伞模型,本文计算方法可以使计算结果误差从原来的27%降低到9%以内;对于双伞模型,可以使计算结果误差从原来的30%降低到7%以内。基于附加质量理论分析,非定常和动压损失的阻力系数修正方法可以更准确地计算阻力伞阻力系数,从而为阻力伞试验数据分析提供了一套更准确的计算方法。

激光表面织构化对316L不锈钢摩擦学行为的影响

采用激光加工技术在316L不锈钢表面形成矩阵分布的凹坑织构,以凹坑织构的形状、面积和间距等几何参数为因素建立正交实验表,研究激光表面织构化对316L不锈钢摩擦学行为的影响。利用极差和方差分析方法分析表面织构化316L不锈钢的磨损失重规律,利用扫描电子显微镜观察表面织构化316L不锈钢的表面和磨痕形貌。结果表明:表面织构化316L不锈钢试样的摩擦系数高于表面抛光316L不锈钢,这是激光表面织构化增大了表面粗糙度所致;但表面织构化试样的磨损失重明显低于表面抛光试样,这可归因于表面织构能起到捕捉磨屑、减小摩擦接触面积的作用,显著提高了316L不锈钢的耐磨性。

基于分布式结构的弹射生理损伤指标测试系统

为提升飞行员弹射救生系统试验中人体生理损伤指标的测试能力和测试可靠性,结合航空仿真试验假人的结构,提出了分布式测试系统的设计、配置方案,设计了系统触发及同步控制电路,试验结果表明,系统能够在不影响假人生物仿真性能的前提下,可靠实现弹射试验人体生理损伤指标的测试。

基于图像视觉作动控制的寿命试验台研制

为实现飞机阻力伞锁寿命试验的自动化检测与控制,针对产品的结构特点和寿命试验要求,设计了电液伺服加载装置模拟开伞载荷,利用特殊设计的作动机构实现锁的自动锁闭,采用基于OTSU全局阈值选取算法的图像分割及特征识别技术,进行产品锁闭状态的非接触式检测,以检测结果为驱动信号,实现了"挂载-锁闭-加载-卸载-开锁"的自动循环控制,多批次试验应用表明,系统工作稳定、可靠,显著提升了长周期寿命试验项目的工作效率和质量控制水平。

发动机喷流对飞机阻力伞性能的影响

飞机阻力伞工作过程中,往往飞机发动机仍未停机,高速发动机喷流会对阻力伞流场产生影响,进而影响阻力伞的工作性能。针对发动机喷流对阻力伞的影响,本文采用流固耦合方法对不同喷流速度下的阻力伞动态开伞过程进行数值仿真,分析了不同喷流速度对阻力伞阻力特性、阻力伞稳定性以及流场特性的影响。研究发现,发动机喷流会使阻力伞前的气流速度变大,从而导致阻力伞动载峰值变大,充满状态的稳态载荷变大,动载峰值出现时刻前移。在本文计算工况下,当发动机喷流速度为250 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加21%;当喷流速度为350 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加51%;当喷流速度为500 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加79%。同时,发动机喷流会使得伞衣内侧下方的压力偏大,导致伞衣压力分布不对称,从而使得阻力伞发生上下摆动,且喷流速度越大,阻力伞摆动振幅越大,阻力伞稳定性越差。