基于在机开挖离心模型试验的改进MSD法评估

研发了一套应用于高离心力场条件下在机基坑开挖装置和支撑施加系统,开展了多支撑支护的黏土基坑开挖的离心模型试验。将开挖引起的墙后地表沉降与挡墙变形的试验数据与已发表的相关研究成果进行对比分析,证明了该套在机开挖装置和支撑系统可有效模拟实际基坑工程的土体开挖及支撑。在离心试验数据的基础上,对基坑体系的变形机制进行了修正,提出了全量变形机制计算的改进动员强度法(mobilizablestrengthdesign,MSD)。应用改进MSD法计算多支撑开挖的挡墙变形曲线,并将计算结果与现场监测数据对比。结果表明:改进MSD法预测结果与实测数据较吻合,论证了改进MSD法的有效性。

人工神经网络在飞机下沉速度控制中的应用

下沉速度是指飞机着陆接地时刻其重心的垂向速度,它直接关系到飞机起落装置在接地时所受到的载荷大小。在考核飞机起落架强度、刚度的着陆试验中,国军标对飞机的下沉速度有具体的要求,但在实际操作中,由于各种外部因素的干扰,飞行员很难利用现有的手段精准操纵飞机达到标准要求的下沉速度。本文通过合理分析,选取了几个影响陆基飞机下降速度的飞行参数,并将这些参数的实测飞行数据作为MATLAB人工神经网络模型的输入与输出,得到了较好的预测结果,探索了控制陆基飞机下沉速度的新思路与新方法。

民用双发中型直升机高原试飞方法

研究高原环境对直升机试飞的影响以及为获得适航规章批准的运行包线,直升机应完成的试飞科目和试飞方法。通过对高原试飞风险点的分析,依据适航规章的要求,以民用双发中型直升机AC352为例,确定需要进行的试飞科目以及试飞方法、数据处理分析方法。分析得出,直升机高原试飞内容包括发动机地面功率检查、悬停性能、极限高度速度包线、A类起飞着陆性能和近地面操纵特性。试飞结果表明,所提出的试飞方法合理可行,试飞结果满足适航规章的要求。

变压心飞行载荷校准试验方法研究

校准试验是应变电桥法测量飞行载荷的关键环节。为模拟真实飞行时气动载荷压心随飞机机动而连续变化的特性,提出一种可变压心的载荷校准试验方法,对全机平衡和约束载荷进行计算分析,利用多点协调加载系统应用于某型飞机的机翼载荷校准试验。使用变压心加载工况对载荷模型进行验证,明确压心变化引起的误差,通过调整建模工况的压心分布对模型进行优化,机翼根剖面弯矩载荷模型适用范围为17%~90%,模型精度由5.54%提高到2.36%。优化后的载荷模型测得的纵向机动飞行载荷左、右机翼对称,压心变化在验证范围内,测量结果合理可靠。

磁浮飞行风洞动模型气动结构耦合仿真评估

磁浮飞行风洞是一种“体动风静”的新概念空气动力试验设备。模型在长直线密闭管道中高速运动过程的气动特性复杂,会对周围流场产生强烈的扰动,涉及到波系传播和气动与结构之间的单向耦合问题。本文从气动结构耦合仿真的角度,对磁浮飞行风洞试验过程中模型高速运动所产生的非定常气动特性进行了分析和评估,基于一种新型时空守恒元和解元(CE/SE)方法耦合求解了管道内模型周围的三维可压缩流场变化,获得了模型高速运动过程的气动力参数变化、波系传播特性及管道内压力分布,并开展了多孔介质消波材料参数仿真设计分析,为磁浮飞行风洞消波措施设计等提供支撑。

直升机旋翼振动主动控制方法研究进展

直升机特有的旋翼动力学结构使其拥有极高的战略发展价值,但旋翼在工作过程中产生的振动问题也对直升机的飞行性能造成了严重影响,因此,研究旋翼振动控制方法对直升机性能提升有重大意义。针对由直升机主旋翼工作而引发的机身振动控制问题,首先,从旋翼引起机身振动的原因以及振动的频率特征出发,分析了主动振动控制的原理。其次,基于直升机振动的周期性质,将振动控制方法划分为频域控制和时域控制,并对频域方法以及时域方法中的时域高阶谐波方法、鲁棒方法、智能方法以及其相关试验成果展开综述及总结。另外,针对振动传递抑制技术进行了简单介绍,并对国内研究机构的主动振动控制试验进行了梳理。最后,归纳了振动控制方法存在的不足,并在此基础上指出了直升机主动控制方法的未来发展方向,应进一步深入针对稳定飞行状态的鲁棒自适应控制和针对全飞行状态的智能自学习控制方法研究,并开展面向性能提升的综合主动控制系统设计。

灭火剂浓度机载测试系统时间同步性试验研究

实时准确的灭火剂浓度测试数据直接影响到飞机防火系统的评估。针对灭火剂浓度机载测试系统测试过程中各采样管通道测试数据之间存在时间延迟的问题,本文从测试原理出发,识别影响各采样管通道时间延迟的关键因素,开展各影响因素的时间同步性试验;得到了采样管长度、采样管材质、采样管弯曲度等因素对各采样管通道测试数据时间同步性的影响规律。试验结果表明,采样管长度、采样管材质、采样管弯曲度等因素均会对测试系统的时间同步性产生较大影响,飞行试验数据处理过程中不能忽略。在此基础上开展了互换性试验和模拟装机条件下的时间同步性试验,并提出了飞行试验数据处理方法,为后续灭火剂浓度测试试验和机载灭火剂浓度测试设备小型化研发提供技术支撑。

改进频域空间域方法在飞行颤振试验中的应用

传统的频域空间域方法由于使用周期图谱估计,阻尼识别的精度无法保证。为提高对有限的试飞数据进行阻尼识别的精度,保证飞行颤振试验能够安全高效开展。主要研究结合自回归模型谱估计代替周期图谱估计的改进频域空间域方法在颤振试飞中的应用技术,针对大气紊流激励结构响应数据,讨论自回归模型阶次、谱估计方法等对小阻尼情况模态参数辨识精度的影响。对仿真信号和颤振飞行试验实际信号应用不同的数据处理方法进行对比验证,分析结果表明,采用合理的参数,改进的频域空间域方法能够有效辨识结构模态参数,具有一定的工程适用性。

基于超声检测技术的主蒸汽管道对接焊缝缺陷检测

为研究超声检测技术在大型锅炉管道焊缝缺陷检测中的应用,利用常规超声检测(UT)、超声衍射时差法(TOFD)和全聚焦超声相控阵(TFM)共3种方法,对锅炉主蒸汽管道模拟试块焊缝缺陷进行全面检测,分析了典型焊接缺陷在不同超声无损检测技术中的信号响应情况。试验结果显示:常规UT、TOFD、TFM 3种超声检测技术均能对锅炉主蒸汽管道对接焊缝的常见埋藏缺陷实现信号显示,但对表面裂纹缺陷的检出存在盲区。TOFD和TFM检测技术在对缺陷的精确定量方面更具优势,常规UT检测成本虽低,但更依赖操作人员的经验且对缺陷定性困难。通过对3种超声检测技术在主蒸汽管道焊缝缺陷检测中的对比研究,为锅炉管道缺陷的识别提供了重要保障,为大型锅炉的检验检测提供技术支持。

基于PEM的飞行操纵系统辨识

为检查飞机飞行操纵系统的动态特性,通常需要开展升降舵、副翼和方向舵操纵系统的地面频率响应试验,用于评估操纵面的反应相对于座舱操纵力输入的相位滞后和时间延迟情况。为进一步了解某型飞机操纵系统的固有频率和阻尼特性,采用预测误差法(简称PEM)基于该型飞机全动平尾操纵系统的地面频率响应试验数据,建立操纵系统的等效模型并辨识模型参数,通过损失函数和最终预测误差(简称FPE)评价模型结构和参数的准确性。系统辨识结果表明,使用二阶传递函数作为飞行操纵系统的等效数学模型,损失函数和最终预测误差较小;等效模型真实反应操纵系统的动态特性,系统固有频率和阻尼比均远大于飞机本体模态运动的频率和阻尼比,满足系统设计要求。

空速的GPS试飞校准方法

通过“往返试飞”消除风速影响从而由 GPS测得的地速求得真空速 ,运用近似理想气体理论 ,建立Ma数真值与真空速、大气总温的关系 ,解算出 Ma数真值 ,得到“GPS速度法”;或者考虑真实大气与标准大气的差异 ,在水平航线上引入气压高度常值偏差及航路气压修正系数 ,建立 GPS几何高度与气压高度的关系 ,结合“速度法”求得的任一 Ma数点的校准量 ,解算出气压高度真值 ,得到“GPS高度法”。通过对某型飞机的飞行试验 ,验证了这些方法的可靠性与实用性。

OS-X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析

声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是,目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏,严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器,航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号,借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好,但仍存在一定差异,这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多,在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究,同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。

小型通用民用飞机的失速试飞研究

介绍了小型通用民用飞机的失速试飞依据与要求、试飞方法与驾驶技术、数据处理与分析方法。提出了直接采用发动机慢车状态来确定无动力状态下飞机失速速度的试飞方法,并以小鹰-500飞机为例,给出了用本方法确定零拉力失速速度的符合性验证及失速特性的符合性验证结果。

民用飞机飞控系统主舵面卡阻试飞方法研究

某型民用飞机是我国首次全面采用CCAR25部进行适航取证的飞机型号,民航当局特别关注飞控系统舵面卡阻故障状态下的飞行试验验证。为了保证该民用飞机飞控系统舵面卡阻试飞顺利开展,针对舵面卡阻方案设置及卡阻试飞方法进行深入研究,提出三种舵面卡阻方案,对各方案优缺点进行分析,重点介绍卡阻故障模拟方案的原理及试飞安全控制方案,并根据适航标准要求制订具体的卡阻试飞方法;通过铁鸟台试验对卡阻故障模拟方案和卡阻试飞方法进行验证。结果表明:卡阻故障模拟方案满足舵面卡阻要求,卡阻试飞方案具有较高的可行性。

机载多传感器信息融合试飞技术研究

在简要论述机载多传感器信息融合基本原理和不同传感器工作特性的基础上,提出了机载多传感器信息融合的试飞思路、试飞设计原则以及最终试飞结果的评价方法,并在实际的飞行试验中得到了应用。试飞结果表明:利用试飞方法能够充分验证机载多传感器信息融合系统的功能、性能,而且对于同类航空电子系统多传感器信息融合的飞行验证具有借鉴意义。

旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验

在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统,实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录,实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据,对双平面数据辨识方法进行了研究,进而获得了模型的静、动导数系数,给出了判断模型运动稳定性的判据.

振动试飞数据归纳方法及在振动耐久试验中的应用

基于现有国军标和数理统计原理,给出了振动数据归纳流程中若干环节的具体实现方法,建立了周期振动和随机振动试飞数据归纳方法。通过选取具有代表性的实测振动数据样本,结合建立的归纳方法来获取振动耐久试验谱图,并以某进气道测量耙振动试飞为例,给出其具体实现方法。基于振动等效加速理论,以耐久试验谱图为等效标准,采用均方根为加速因子对试飞振动数据进行等效加速计算,得出各个飞行架次耙体振动等效时间,结果表明:不同架次振动等效时间差异大。振动数据归纳方法为振动试飞鉴定提供了重要的方法支持,振动耐久谱归纳方法和等效时间计算方法为获取飞机、发动机部件耐久试验条件提供了新的方法。

大型民用飞机噪声适航合格审定试飞方法研究

对大型民用飞机噪声适航合格审定试飞的基准程序和等效方法进行探讨和分析。提出一种等效方法并从测量点布置、试验方法、试验程序、数据修正方法和NPD数据库建立等方面进行介绍,比较等效方法和基准程序,分析等效方法的优缺点。

基于蒙特卡洛方法求取故障导弹飞行落点概率方法研究

针对导弹飞行试验中发生故障时落点概率的求取问题,提出了一种基于蒙特卡洛统计仿真的估计方法。该方法通过对导弹飞行过程中发生坠落故障模式的分析,确定每种模式情况下导弹落点的散布规律,并建立起落点预测仿真统计数学模型,可得到导弹落点概率密度分布矩阵的估计。采用对仿真落点精度控制和对导弹落点概率密度矩阵的数值积分,有效地提高了对落入任一区域概率的估计精度。给出了应用该方法的具体步骤,通过一示例数据的计算证明了该方法的有效性。

机载多源飞行数据资料的非线性检验

为有效采用非线性时间序列分析的方法分析机载多源飞行数据资料,保证良好的航空导航性能和飞行安全,需要对驾驶舱实时采集的数据资料作非线性检验。引入基于现代统计学中Bootstrap理论的替代数据法,选择合理的检验统计量和检验准则,根据飞行实验数据与生成的替代数据的判别统计量显著差异性,分析得出飞行数据确实存在非线性成分,且非线性不是由测量过程中静态非线性测量函数的作用产生的,而是信号源本身是一个非线性的动力系统。结论为判定飞行数据的非线性和采用非线性方法分析数据以达到航空导航的目的提供理论依据。