“探索者”号自治式水下机器人抛载系统的研制

介绍了“探索者”号抛载系统的用途、组成、性能和两个技术上的难点 ,并提出了解决问题的方法 ,使抛载系统在保证机器人的设备安全和工作可靠性方面 ,真正发挥了“关键件”的作用。

预测座舱盖自由抛放运动轨迹方法的研究

系统地阐述了模拟气动力作用下物体运动过程的两类方法,即非定常数值模拟和气动系数法,并给出气动系数法中气动系数的三种获取手段。模拟对称座舱盖自由抛放过程的算例表明由于采用气动系数的不同,气动系数法会得到不同的计算结果,其中利用非定常气动系数得到的计算结果与非定常模拟预测值最为吻合。

飞机抛盖装置综合测试台的设计

针对某型飞机抛盖装置传统的检测方法存在的缺点 ,开发研制了飞机抛盖装置综合测试台及其计算机控制系统。测试台功能齐全、可靠性高、操作方便 ,并用计算机进行数据采集、处理和打印 ,实践表明高效实用 ,经济效益显著。

抛盖动力和“零-零”抛盖过程研究

在分析"零-零"抛盖过程的基础上,建立了模拟作动系统进气及作动筒和舱盖运动过程的数学模型,实现了"零-零"抛盖过程作动筒上下腔压力变化的准确模拟,解决了以往研究中抛盖动力需要大量试验数据的问题。经过无量纲处理"零-零"抛盖试验中自由抛放阶段舱盖的运动轨迹,澄清了"零-零"抛盖过程自由抛放阶段可以忽略气动力的问题,并通过考虑和不考虑定轴转动阶段气动力两种情况下,"零-零"抛盖过程舱盖轨迹预测值与试验结果的比较,说明了考虑定轴转动阶段气动力会与实际情况更为接近。

飞机外挂物投放低速风洞试验技术研究

采用动力相似法对飞机外挂物投放风洞试验技术进行研究 ,总结了试验中的关键技术。介绍了投放模型的设计加工、试验设备、试验过程及试验结果的后期处理的情况。首次采用了先进的高速数码摄像系统对外挂物投放轨迹进行拍摄研究和判读 ,运用多次曝光技术 ,试验照片清晰 ,试验结果符合规律 。

民用飞机应急放油系统飞行试验方法研究

民用飞机应急放油系统是民用飞机燃油系统的重要组成部分,应急放油系统飞行试验是民用飞机燃油系统飞行试验的关键科目之一,是民用飞机燃油系统合格审定试飞中重要的考核科目。本文通过介绍典型民用飞机应急放油系统,分析适航条款的要求,对民用飞机应急放油系统飞行试验方法进行了研究,为民用飞机应急放油飞行试验提供了理论指导。

一种无衔铁式电磁抛载系统设计与试验研究

设计了一种新型无衔铁式电磁抛载系统,实现拖曳式水下剖面浮标的浮力自补偿调节功能。通过对电磁铁结构进行理论分析与计算,确定了直流螺管式电磁铁的设计参数,并设计了无衔铁式电磁铁样机。基于对电磁铁的供电特性分析,设计了简单可靠的功率触发电路。经过对装置样机的多次试验测试与分析,结果表明设计满足抛载要求,验证了设计方案的可行性。相比衔铁式电磁铁抛载系统,装置具有结构简单、低功耗、易于密封等优点,可用于小型拖曳浮标系统的浮力调节,可为其他水下设备的抛载系统设计提供参考。

大型民用飞机应急放油系统适航符合性要求研究

为了确保飞机在起飞后就出现飞机故障或紧急事件的情况下,能具有快速返场着陆能力,并尽可能降低应急着陆对飞机和飞机维护的影响,大型民用飞机通常需要安装应急放油系统,以实现快速空中放油。通过研究对大型民用飞机应急放油系统适航条款的要求,总结了民用飞机应急放油系统适航要求的立法背景,以及适航条款要求的演变历史和原因,并分析了具体的适航要求及相应的符合性验证方法,对民用飞机应急放油系统适航验证有一定借鉴和指导意义。

弹药空投和投弃落地冲击特性研究综述

针对弹药空投和投弃时引信的惯性冲击过载问题,通过总结、归纳各类空投和投弃试验,得到弹药空投和投弃落地冲击特性的一般规律。弹药空投落地冲击特性多由仿真得到,研究对象和空投条件如缓冲材料和货台差别较大,空投落地冲击的最大过载可能仅为4.5 g,而在无货台也无缓冲材料的失常情况则可能达100000 g,其脉宽范围是7~100 ms。投弃试验中弹药没有缓冲平台,并且弹药落地速度会达到极限速度,因此其落地冲击过载比同等条件下的空投试验更大,其中以一定倾角着陆的空投试验数量较少。对于空投落地冲击过载小于230 g±34.5 g的弹药,如果满足震动试验的要求,那么可保证空投试验安全性。满足跌落试验要求的弹药,也能够满足相同落地速度的空投试验安全性要求。通过借鉴标准跌落试验方法可改进空投试验和投弃试验方法,从而提供与引信密切相关的惯性过载数据,用于不敏感弹药引信设计。

高速风洞投放试验弹射机构及试验研究

新一代战斗机超声速内埋武器投放需要进行分离安全性评估。针对内埋武器高速风洞投放试验的需求,设计了一套新型双气缸弹射机构。使用三维建模软件开展了弹射机构的结构设计。基于气缸无杆/有杆腔内压力方程、储气罐与无杆腔流量方程、有杆腔与大气相连的流量方程以及活塞驱动力方程等,建立了弹射过程的数学模型,并利用运动仿真软件对所设计的弹射机构进行仿真分析,验证了结构的合理性。设计了弹射机构伺服控制系统,利用电气伺服阀及相关控制元件实现对弹射机构的控制。在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞中开展了试验验证(马赫数1.5)。结果表明:当前后气缸压力不超过1.0 MPa时,载弹最大弹射速度可达5.68 m/s,满足设计要求与使用需求。

飞机外挂物投放风洞试验控制及测量系统

随着现代作战飞机外挂物内置以及挂载装备式样的增多,对风洞投放试验技术提出更高的要求。结合新需求,研制一套飞机外挂物投放试验控制及测量系统。搭建4路投放、助推控制回路,引入现代测试技术和同步高速摄影进行测量。结果表明,该系统能实现4路外挂物的单投、齐投、连投的精确控制和轨迹记录,对于开展投放试验是可行的。

高精度自动化投放试验系统

一种以计算机为中心的高精度自动化投放试验系统，克服了过去投放批次少和投放精度不高的缺点。本系统使用方便，精度高，抗干扰能力强，可靠性好，已经成功地用于飞机型号试验之中，使投放试验技术达到国内先进水平。

航空火箭弹射座椅抛放弹工艺技术设计

对航空火箭弹射座椅机加黄铜类、引伸黄铜类抛放弹的基体材料、外形结构进行了对比分析;着重介绍了机加黄铜类具有延期功能的抛放弹冷、热加工、装配、包装工艺技术难点,并对制造验收全过程工艺流程、检测试验方法及注意事项等进行了总结提炼,在工艺技术设计及应用过程中取得了一定的技术积累,对于该类抛放弹保质批量稳定生产具有较高的促进作用,对于其他类型抛放弹的生产制造具有良好的借鉴、推广应用意义。

长航时深海水下无人机器人主动式上浮抛载设计与实现

从长航时深海自主水下机器人的应用背景出发,介绍了一种新型的主动式通电上浮抛载装置,该装置有别于较为通用的断电抛载模式,采用三级递进式的上电抛载机构设置,在节约深海AUV宝贵电能的同时,可满足抛载装置高可靠性的要求。文中从技术难点、结构组成、工作原理及仿真分析计算4个方面展开阐述,并提出不同工作深度的深海AUV浮力状态计算和抛载质量设计方法,最后对抛载装置在设计上的注意事项及其应用前景进行了总结。

自主水下航行器安全抛载系统设计

自主水下航行器(AUV)在海洋资源勘探与开发中发挥着重要作用,安全性作为其研究的重要内容与关键技术,关乎着水下任务能否顺利完成并安全返回;为进一步加强AUV在水下应对故障及危险的处理能力,依托实体AUV,设计一套安全抛载系统;该系统基于ARM Cortex-M4处理器,搭建抛载电路,使其不仅能够响应程序预先设定的抛载指令,还能根据一些突发或紧急情况,自动触发抛载动作,如:系统掉电、死机或漏水等;最后通过岸上模拟实验与真实水下实验,测得对10 kg抛载块进行抛载测试的准确执行率达100%,且抛载系统功耗为2.8 W;此外,对抛载系统进行了耐压测试,压力测量装置显示,在10 MPa压力范围内,该系统仍能正常可靠工作,其耐压性得到有效验证,符合总体设计要求。

飞行器外挂物投放风洞实验的控制系统

简要介绍了南京航空航天大学ＮＨ－２风洞中用计算机控制飞行器外挂物投放的控制系统，对投放控制系统的硬件配置情况以及部分软件作了简要说明，同时还对用计算机软件提高控制精度的方法作了介绍。该系统为研究飞行器投放外挂时，外挂物在脱离飞行器的极短时间段在空中的运动轨迹的获取提供了一种有效手段。

一种外挂物连投的微机控制系统

本文扼要阐述了飞行器外挂物连投试验中用微机控制的测控自动化系统的原理、性能、软硬件设计和程序流程图。

一个四维混沌的广义发电机系统的动力学分析

本文基于segmented disc dynamo发电机,提出了一个新的四维混沌的广义发电机系统。作者研究了Pitchfork分叉、Hopf分叉、zero-zero Hopf分叉,给出了在不同条件下系统存在pitchfork分叉、Hopf分叉和周期解的证明,并给出了Pitchfork分叉和Hopf分叉的数值模拟。

民用飞机抛放式飞行记录器分离过程仿真研究

在民用领域,抛放式飞行记录器在国内外尚无系统的研究报告,也无成熟的标准、规范或指南可以借鉴参考。本文提出的计算流体力学(CFD)与六由度运动方程的耦合仿真技术,能较准确地模拟出大部分工况下记录器抛放时的运动轨迹,为记录器离机安全性这一关键技术攻关提供理论依据数据支持,从而有效降低研发成本。

一种弹簧储能式油罐应急抛放装置

某装备上的储油罐是一种供油设备,发生紧急情况时,油罐抛离该装备的装置是不可缺少的机构。本文主要研究以油罐/滑车自身重力+辅助弹簧力为抛投动力的一种弹簧储能式油罐应急抛放装置的结构及原理,这种装置结构简单,装卸油罐操作方便,抛放操作1次完成,抛放无冲击,可行性高,具有很强的实用性。