多元线性回归在引气系统故障诊断中的应用

针对利用快速存取记录器(QAR)数据进行民机系统故障诊断问题,以民机引气系统为对象,提出了一种适合多飞行循环数据特点的多元线性回归模型的故障检测方法.首先建立了多飞行循环数据的引气系统性能多元线性回归模型,设计了飞行循环和飞行循环内故障检测方法;然后采用最大后验估计方法进行模型参数估计;最后设计了适合多飞行循环数据的模型参数最大后验估计算法.借助仿真数据和航空公司收集的实际飞行数据对方法进行了验证,结果表明了该方法有效且具有一定工程应用价值.

气动式座舱压力调节系统稳定性的分析与优化

为了解决气动式座舱压力调节系统装配飞机时出现的座舱压力波动现象,分析了座舱压力控制系统的组成,根据余压段实际参与压力调制的组件,对控制系统进行了简化,以此为例分析系统的稳定性。首先对系统中的非线性环节进行了详细分析,得到其描述函数和负导描述函数曲线。比较了小孔-气容结构在常压、小幅充放气条件下的过渡过程,发现在该使用条件下的充放气时间基本相等,据此将小孔-气容结构的传递函数建模为一阶环节,指出了二者的相同及不同之处。使用描述函数的方法对系统的稳定性进行判断,提出了实现稳定的可行性方法。全物理仿真结果表明,使用该方法可使座舱压力调节系统的性能达到规范所要求的指标。

基于Labview的高空模拟舱模拟特性研究

为模拟飞机在各种飞行状态下所处大气环境压力的变化,建立了基于虚拟仪器的高空模拟舱系统,以实现飞机座舱压力控制系统的性能测试。在分析高空模拟舱系统工作特性的基础上,采用Labview软件开发数字比例-积分-微分(Proportion-integration-differentation,PID)控制器,基于SCXI硬件系统构成的虚拟仪器测控平台,实现了高空模拟舱系统的压力控制。在高空模拟舱系统上进行了数字气动式座舱压力控制系统的性能试验,结果表明高空模拟舱系统能够准确模拟飞机的飞行状态,为座舱压力控制系统的性能测试提供良好的试验条件。

数字电子气动式座舱压力控制系统模型及性能分析

在分析数字电子气动式座舱压力控制系统结构的基础上,建立了座舱及控制系统中执行机构各部件的数学模型。分析系统的传递函数得到了系统稳定所需的P ID控制参数取值范围,通过对系统动态性能的仿真进一步确定P ID各参数的关系。结果表明:为了满足数字电子气动式座舱压力变化速率和稳定性的要求,P ID参数需满足一定的关系:在一定范围内,控制器的比例参数应大于微分参数,而微分参数应大于积分参数。

管路系统通过调节阀控制气体流动的动态数学模型建立

分别推导出管路系统单元气体流动的动态数学模型，并对一个完整的管路系统进行了以调节阀的开度作为输入，被控参数作为输出的建模示例，分别建立了比例调节、容器压力调节及管路流量、压力调节比较精确的数学模型。

负压活门特性

介绍了CYT-xx压力调节系统的组成,解释了负压活门的结构和工作原理。将薄片材料的形变理论应用于负压活门的膜片,得出膜片活动范围内活门开度与压差之间存在线性关系的结论,给出了活门有效气流面积的计算方法,推导出活门取得最大名义气流面积应满足的条件。在分析活门动态特性时,仅考虑膜片形变过程的外部特性满足不了系统的稳定性要求,于是,从高分子材料内部特性出发,建立了描述膜片形变过程的动态方程,并据此分析了系统稳定所必须的条件,指出满足稳定性要求条件下提高快速性的方向。试验结果表明,活门半径越大,泄压过程越快。

数字气动式座舱压力控制系统性能

为改进数字气动式座舱控制系统的控制率,以典型运输机的座舱压力制度为控制目标,搭建模拟大气舱和模拟座舱组成的座舱压力控制系统性能测试台,开展数字气动式座舱控制系统的性能试验研究。根据系统比例积分微分(Proportion integration differentiation,PID)控制器各参数整定过程中所得试验结果与不同状态下座舱压力变化速率的变化规律,提出基于飞行状态模型下的座舱压力变化率优先控制方法,并进行了试验验证。试验结果表明:采用基于状态模型下的座舱压力变化率优先控制方法研制的数字电子气动式座舱压力控制系统,能够满足座舱压力制度及座舱变化速率的要求。

比例调压组件动态特性研究

针对CYT-xx气动式座舱压调系统(简称压调系统)部分产品出现了的空中某高度下座舱压力波动问题,为排除由于比例调压组件而引起的不稳定因素,研究了比例调压组件的动态性能。介绍了飞机座舱压力调节系统的构成,简述了比例调压组件的结构、工作原理和静态特性,建立了比例调压组件的2阶动态模型。通过分析可动部件的外部特性和高分子材料的物理特性,提出膜片材料的粘性是组件稳定工作的关键条件。根据压调系统对稳定性的特殊要求,指出系统稳定工作的条件是系统阻尼比ξ≥1,同时指出在满足稳定性的前提下,小的可动部件质量m和大的复合弹性系数k有利于快速性的提高。建立了仿真模型,其仿真结果和实验结果具有很好的一致性。

多路气体自动检测报警系统的设计

介绍了利用计算机监测技术实现的多路气体检测报警系统 ,给出了系统的主要功能。

高压比离心压缩机叶轮的优化设计

设计了一种空气工质高压比离心式压缩机三元叶轮,并对其流场进行了分析。在此基础上,对此压缩机叶轮的主要几何参数进行了进一步优化设计,并分析了其对压缩机性能的影响。

B737飞机座舱增压系统典型间断性故障分析

介绍了第二代B737飞机座舱增压系统后外流活门和加温垫的工作及控制原理,对实际维护中的一种典型故障进行了分析和研究。

基于51单片机的飞机调压控制保护装置自检测系统设计

ＴＫＢ－２自检测系统在地面飞机不用开车的情况下，即可完成ＴＫＢ－２的欠压、过压、欠频和调压四个模块的自检测。它性能稳定，价格低廉，大大提高了该装置机务维护的可靠性，已用该系统检测了若干架飞机。本文简要介绍了系统的硬件和软件设计。

一种浮空器压力调节综合控制系统设计

针对现有浮空器压力控制系统设计的不足,结合浮空器的使用环境,提出了一种基于双机冗余热备份、嵌入式CPU、高精度实时数据采集与处理的压力调节控制装置解决方案。首先建立了浮空器的压差数学模型;接着,以该模型为基础,进行压力调节控制系统设计,包括多余度压力控制系统设计、仲裁融合应急处理设计、压力自控设计。最后,采用该种设计的系留气球的空中试验结果表明,该压力系统控制能够根据气球所处不同的工作状态,融合传感网络状态信息,自主选择自控程序入口,较好的对气球气囊压力进行了有效调节与控制,保证了气球的安全。

基于ARX参数模型的某型抗荷调压器系统辨识

本文对系统辨识基本原理进行了简要介绍,利用Matlab系统辨识工具箱,完成了某型抗荷调压器的系统辨识与ARX（扩展自回归模型）参数模型建立,其预测结果具有较高准确性。此方法对于在试飞阶段缺少被试产品技术资料情况下,了解掌握系统输入输出特性具有较好作用。抗荷调压器是飞机抗荷系统的主要组成部分。调压器根据飞机过载大小,将来自环控系统的引气调节至合适的压力范围内,以供给飞行员抗荷装具使用,其作用是减轻过载对人体机能的不良影响，提高飞行员抗过载能力，从而最大程度地发挥飞机的机动性。

缝隙式机载真空压力调节活门的研制与设计

针对Cessna(塞斯纳)172R飞机真空系统故障率高的现象,研究了现有机载真空压力调节活门的结构特点,为该机型的真空系统设计一种缝隙式真空压力调节活门,该活门可视情况及时地清除缝隙部位污物,从而降低真空系统的故障率,提高飞机的安全性。

电子气动式座舱压力控制系统建模分析

现有战斗机座舱压力控制系统存在机械结构惯性大,控制精度低及弹性部件易疲劳等问题。针对以上问题,考虑战斗机高速、小舱容的特点,结合气动式与数字式的优点,对电子气动式压力控制系统展开研究。建立了系统各部件的数学模型,通过对被控对象的数学描述,克服了参数辨识的问题。针对系统的时变、非线性特点,在平衡状态进行零极点配置设计了校正装置;飞行剖面内实施增益调度,完成控制算法的设计。数值仿真结果表明该方法能够实现快速无超调调压,具有较好的控制效果。对于压调系统,该方法可以化为PID形式,所以具有鲁棒性强的优点;相比单纯PID控制,不依赖调试者经验,具有较为严格的推导证明,具有一定的理论意义和实践价值。

气动舵机高压反向直动式减压阀的设计及特性

气动舵机在防空导弹的飞行姿态控制系统中是关键部件,直接影响导弹的飞行稳定性及姿态控制能力。弹载高压气体经过减压为气动舵机提供动力,可以减小气源系统所占的空间且尽可能多地携带气体以利于提高导弹射程。针对某型号导弹,设计了一种具有锥形阀瓣的高压反向非平衡直动式减压阀,建立了该类减压阀热力学及静力分析的数学模型,并在此基础上开发了其设计校核软件。建立了基于AMESim软件的稳态及非稳态进口压力下的仿真模型,对其压力、流量特性及阀芯位移特性进行了模拟分析。结果表明:该减压阀在设计参数下具有较好的压力及流量特性,且理论计算结果与仿真分析结果吻合较好。

分流叶片对离心压缩机性能影响的数值分析

以一种高压比离心式空气压缩机为研究对象,主要针对不同的分流叶片长度,采用商用软件ANSYS-CFX对其叶轮内部三维流场进行数值模拟计算。计算结果表明,应用分流叶片可以不同程度提升该压缩机的整体性能,最大可提高效率2%以上。通过对比各计算结果的熵分布云图,分析了分流叶片长度对压缩机性能造成影响的原因。

Yx—4供氧装备的生理试验评价

本文通过人体生理实验，评价了Yx-4供氧系统的供氧主护性能，实验结果表明，采用低总压制，简化装备了Yx-4氧气系统装备具有较好的供氧防护作用，系统供氧性能满足配套机种的战术技术要求和生理卫生学要求，系统配套装备具有简便，灵活，热负荷小的特点，既能保证平时使用方法，又能保证应急供氧防护安全的作用，充分体现出航空供的氧生理研究和装备设计的先进性和合理性，符合航空供氧装备的研究和发展趋势。

某型机舱内降噪改进研究

某型飞机以涡轮螺旋桨发动机为动力装置,在使用中发现舱内噪声较大,尤其是客舱前部靠近螺旋桨桨叶的区域噪声较大,舒适性差,对乘员造成影响。该文通过理论分析和试验室试验验证,确定了噪声产生的原因,并在此基础上根据某型机的结构形式及试验室各种隔音材料组合对隔音材料及铺设进行了改进。经试验室试验验证,能够降低某型机舱内噪声,提高了乘客舒适度。该改进措施有效,对类似飞机的优化改进具有借鉴意义。