轻型飞机全机水平撞击试验装置设计研究

研究了轻型飞机全机水平撞击试验装置设计技术。首先,文章总结了水平轨道弹射、斜坡下滑和单摆下落这几类水平撞击试验实现方案的优缺点,确定了试验撞击方案和试验步骤。其次,根据飞机结构耐撞性评估的要求,设计了飞机悬吊/释放装置、测力平台,并给出了传感器的选择与布置方法。最后,以某轻型飞机为研究对象,完成了全机水平撞击试验,测得了乘员过载、撞击载荷等反应飞机结构耐撞性能的重要参数指标,并在此基础上评价了该型飞机的耐撞性能。

动力吸振器抑制某型飞机平尾振动的设计与试验研究

某型机在加速到一定速度时,振动剧烈。根据飞行空测数据分析结果看,左右平尾的振动量值较大,且在飞行员感觉振动强烈的速度时段,分析空测数据,平尾的主要振动能量集中在68 Hz附近。这就要求设计一种能够在该频点下的减振装置。实际中采用翼尖加装动力吸振器,达到减振目的。通过地面试验对吸振器的参数进行选优,最终通过实际空测结果对比,来确定减振方案。

飞机设计中的颤振综合分析

K8 教练飞机设计中的颤振分析包括数值计算、风洞试验、地面试验和飞行试验等工作。这些工作是在飞机设计和制造的不同阶段进行的,且彼此相关密不可分。文中对每一项工作作了评述。指出若仅采用其中的某一项分析或试验表明飞机的颤振特性尚有不充分之处。只有将各种分析和试验结果进行相互验证、比较和修正,并进行综合分析。

飞机飞行控制系统参数多目标优化设计研究

针对传统飞行控制律参数单目标优化设计不能同时满足多控制指标要求,且与飞行品质要求缺乏相关性,物理意义不明确等缺点,提出了一种基于改进粒子群算法的飞行控制律多目标优化设计方法。算法模拟鸟类捕食过程,使得种群随着"食物"的发现和消耗,聚集为数量和构成动态调整多个子群,且子群粒子速度也随之进行自适应变异,从而有利于维持种群的多样性,有效抑制早熟收敛现象发生。最后,使用改进的粒子群优化算法对某型飞机纵向控制律设计进行数值仿真,结果显示,算法有效提高控制律优化调参效率,结果满足期望的飞行品质要求。

基于PCA-GA-BP神经网络的飞机飞行载荷预测研究

飞行载荷的获取对飞机设计、飞机可靠性评估、飞机寿命监控等有着重要影响。为获取高精度飞行载荷,本文通过主成分分析(Principal Component Analysis,PCA)及遗传算法(Genetic Algorithm,GA)优化BP神经网络,建立了PCA-GA-BP神经网络。将某飞机飞行的飞行参数作为输入,飞行载荷作为输出,对PCA-GA-BP神经网络进行训练和预测,并将其预测结果与传统BP神经网络和PCA-BP神经网络的预测结果进行对比。结果表明:PCA-GA-BP神经网络预测精度最高,且误差波动最小,平均相对误差为5.79%,最小相对误差为0.07%。综上,PCA-GA-BP神经网络具有较高的预测精度并且网络收敛速度极快,是一种预测飞行载荷的优良模型。

飞机飞行控制律多目标优化设计研究

针对传统飞行控制律参数单目标优化设计不能同时满足多控制指标要求,且与飞行品质要求缺乏相关性,物理意义不明确等缺点,提出了一种基于改进NSGA-Ⅱ算法的飞行控制律多目标优化设计方法。在该算法中提出了一种分化进化策略,使得进化搜索过程中染色体群可以自适应分化为数量和构成动态调整的子群,避免了多染色体子群对局部最优区域的重复搜索,维持染色体的多样性,有效抑制了早熟收敛现象发生。最后,使用改进的NSGA-Ⅱ算法对某型飞机横航向控制律设计进行数值仿真,结果显示提出的算法有效提高了控制律优化调参效率,结果满足期望的飞行品质要求。

飞机鸟撞试验瞬时速度的连续测试方法研究

目前速度的测试方法一般仅能确定运动物体在两点间的平均速度,瞬时速度的连续测试方法在国内尚未得到开发和应用。本文介绍一种低成本、高精度、高可靠性的连续非接触式激光测速系统。该系统发射的一片状激光受运动鸟弹的依次阻挡后,相应的光强变化将被测出并转换为位移时间曲线,经过简单的数学运算,该系统能用来确定鸟弹速度和加速度的时间历程,因而可确定鸟弹在被测区域内任一点的瞬时速度。比较试验的结果表明该系统的测试误差小于1%。该项技术还能广泛地应用于工程材料冲击研究和其他民用领域。

基于VC++的1553B总线接口仿真软件设计

针对总线式航空电子设备的特点,通过分析STD-MIL-1553B总线协议标准,抽象出统一的行为模型和属性模型,将仿真对象的描述信息以仿真数据库的形式描述,利用VC++6.0设计开发一个通用的1553B总线接口仿真软件。该软件可以根据仿真数据库中填写的要求,在收到激励数据后进行相应的数据处理并返回响应数据,使构建的仿真平台有较强的灵活性。

小波变换的多层多道焊接拐角跟踪点的识别研究

利用小波变换检测信号边缘的优势,对V型坡口焊接激光图像以及多层多道焊激光图像的焊缝识别方法进行了系统的研究,给出了基于小波变换的焊缝识别算法,并提出了多层多道焊拐角跟踪点的识别算法,同时进行了大量的实验研究;分析了多层多道焊接激光图像的特点,在V型坡口识别算法的基础上进行了改进,利用模板匹配技术,实现拐角跟踪点的识别。

YZL16操纵减摆器仿真研究

YZL16是 K8飞机的前轮操纵减摆器 ,其操纵和减摆阻尼的液路相互耦合 ,给设计带来了新的课题。文中采用数字仿真方法研究了 YZL 16静态阻尼与操纵状态两种工况下的工作特点。仿真中考虑了油液的压缩性 ,采用阻尼长孔的流量系数计算公式 (流量系数是随压差或流量变化的 )取代常用的薄壁小孔的固定流量系数。仿真结果与试验结果吻合良好。文中还介绍了阻尼孔直径、阻尼阀的泄漏、控制阀流量特性。

测试访问口在DSP系统硬件设计中的应用

阐述了一种利用测试访问口开发的DSP系统的硬件设计方法.在这种硬件设计中,程序存储器配置为RAM,数据存储器留有一定的空间配置为慢速的ROM,系统程序存放在此ROM中.利用测试访问口设计了一个电路和一段程序,可以把程序从数据存储器的ROM调入程序存储器的RAM中.实践证明,这种硬件设计为系统在线调试提供了非常便利的环境,并且硬件成本很低.

转捩对某民机超临界机翼影响的数值模拟研究

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程耦合eN-Database转捩预测方法 ,对某超临界机翼风洞试验条件下自由转捩和固定转捩流动特性进行数值模拟,研究转捩对其气动性能的影响。计算结果和试验结果对比验证了本文计算方法的可靠性。计算表明:相同迎角下,机翼转捩位置前移,激波位置随之前移,超声速面积减小,机翼升力系数因而减小;Ma=0.8自由转捩时,在迎角0°~1°之间,机翼剖面上翼面压力分布由较为平坦变为尖峰型,造成转捩位置急剧前移,是小迎角升力线丧失线性的主要原因。

一种通用航电系统接口仿真平台的设计与应用

本文设计并实现了一种通用航电系统接口仿真平台.提出了以数据为中心的仿真引擎结构,通过建立内存变量表的方式,统一管理仿真模型与用户程序的输入输出数据.并在引擎统一的任务调度机制下,驱使系统完成仿真任务.该平台采用模块化,扁平化的设计理念,通过仿真模型引擎,既将用户程序和仿真模型结构为一个有机系统,又大大降低了系统平台各个软件模块的耦合性.从而使该接口仿真平台具备了通用性,灵活性以及扩展性.试验表明,该接口仿真系统平台可满足常用的航电接口仿真,为航电系统检测与验证提供了有力帮助.

基于模型的机载系统软件开发方法研究

本文介绍了基于模型的现代软件项目开发方法,并结合实际项目的需求,从项目的概要设计到详细设计方面进行了详细的描述,并采用SCADE工具进行实现.最后对基于模型的设计方法进行了总结.

一种基于小波变换的V型坡口焊缝识别算法

小波变换分析方法是现代迅速发展起来的一门新兴学科,在图像处理方面得到很好的应用。利用小波变换检测信号边缘的优势,对V型焊接激光图像的边缘检测技术进行了系统的研究,对V型坡口焊接激光图像的焊缝识别方法进行了系统的研究,给出了基于小波变换的焊缝识别算法,同时进行了大量的实验研究,提出了一种基于小波变换的V型坡口激光图像光纹提取以及计算焊接纠偏量的方法。

多腔体气囊式回收系统的着陆冲击动力学建模与分析

首先对深空探测气囊式回收系统的结构特性进行了分析,讨论了多腔体气囊系统动力学分析模型的构造思路。然后引入一维流管理论描述子气囊之间气体流动的通气孔。最后通过气囊式回收系统着陆冲击过程的仿真分析了通气孔面积对系统着陆缓冲性能的影响,验证了通气孔模型的有效性。分析结果表明,本文建立的动力学分析模型能够较为全面地反映出气囊式回收系统的着陆冲击过程,分析出回收系统的各项工作参数或环境因素对系统着陆缓冲性能的影响。

边缘检测算子检测突变边缘的效果比较

分析了prewitt,robert,sobel,log,canny等边缘检测算子的抗干扰能力,对V型图像的边缘检测技术进行了系统的研究,分析了不同的边缘检测算子的边缘检测实验结果。利用小波变换检测信号边缘的优势,找出信号突变点,从而找到图像的边缘,但边缘不够完整。为克服小波变换的不足,经小波变换后再采取中心取样,最后采用Hough变换加以完善,就能获取较理想的结果。

机翼颤振可靠性分析

机翼颤振可靠性分析刘英卫陈奎林郑冬青（洪都航空工业集团飞机设计研究所，南昌，３３００２４）ＦＬＵＴＴＥＲＲＥＬＩＡＢＩＬＩＴＹＡＮＡＬＹＳＩＳＯＦＷＩＮＧＳＴＲＵＣＴＵＲＥＬｉｕＹｉｎｇｗｅｉ，ＣｈｅｎＫｕｉｌｉｎ，ＺｈｅｎｇＤｏｎｇｑｉｎｇ（Ａｉｒ...

鸟体本构模型参数反演Ⅰ:鸟撞平板试验研究

为了结合数值模拟得到鸟撞过程中的鸟体本构模型参数,对鸟撞平板进行了试验研究。鸟体质量分别为1.8kg和3.6kg,平板材料采用厚度为10mm和14mm的LY12铝合金和厚度为4.5mm和8.0mm的45#钢,鸟体撞击速度为70、120、170m/s,共进行了16组鸟撞试验。采用动态数据采集系统获得了鸟撞过程中平板的位移和应变及撞击支反力等物理量的时间历程数据,运用高速摄像系统记录了鸟撞平板动响应变形的全过程。试验结果表明:每组两次试验从撞击速度到试验结果重复性均很好;鸟撞作用时间为ms量级,属冲击动力学行为,且鸟体与平板之间存在强烈的耦合作用;平板变形较大,中心点最大位移是平板厚度的7.9倍;撞击速度越高,鸟体的流体特性越明显。

涡轮叶片吸力面气膜冷却效率的数值研究

针对某型导向叶片,运用RNG(renormalization group)湍流模型对涡轮叶栅通道内部的三维流场和叶片吸力面的冷却效率进行了数值模拟.分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105～6×105和冷气吹风比M=0.5～3范围内,沿吸力面不同弦向位置处开设气膜孔对气膜冷却效率的影响.结果表明:各位置气膜孔单独喷射时叶片吸力面的冷却效率均随着入口雷诺数的增加而增大;在气膜孔出口下游附近,冷却效率随着吹风比的增加先升高后降低,在下游远处则一直随着吹风比的增加而增大;三个位置处气膜孔单独喷射时,位置1气膜孔的冷却效率较位置2和位置3的高.