基于数据库的新型航空发动机试验测控系统

简述了基于数据库的新型航空发动机试验测控系统的特点,介绍了一体化、信息化、网络化、智能化、标准化的航空发动机整机试验测控系统的设计思想、组成、结构和功能,为先进的新型航空发动机测控系统的应用进行了有意义地探索。     

最优空管信息共享与交换平台——SWIM

一、我国空管系统信息化存在的问题我国空管信息化应用起步较晚,一些现实问题已经严重制约了空管的发展。目前的空管信息化系统,存在着"重视原始数据的采集和网络传输,轻视关联业务信息的挖掘整合,缺少智能化的辅助决策能力"的严重不足,极大地降低了空中交通管理的效率。同时,信息管理模式落后,仍采用传统的网状信息管理模式。空管信息化过程中的矛盾主要表现在以下三个方面。     

四达机械制造公司技术中心

<正>四达机械制造公司技术中心是"陕西省认定企业技术中心"、空军航空修理系统模具设计加工中心、空军航空修理西北计量站,获得军用校准和测试实验室认可证书,具有较强的试验、检测和开发能力,拥有工程技术人员487人,占公司总人数的15.22%。技术中心狠抓新装备修理能力建设,努力探索以可靠性为中心的维修保障模式,建立了科研体系、标准体系、工艺体系和网络信息化体系,不断提升飞机修理、发动机修理和机械     

网络化DNC系统的嵌入式解决方法

叙述了在网络化DNC系统中引入嵌入式系统方案的必要性;在试验验证的基础上,提出了一套基于嵌入式系统的设计方法,以解决在网络化DNC系统构建过程中存在的现场数控设备多样性信息化特征之间互不兼容的问题。     

高空飞行剖面燃油系统供油能力试验方法研究

本文根据柏努利方程,对直升机燃油系统损失进行分析,将直升机高空低温典型条件下飞行剖面燃油系统供油能力试验分为台架试验和高空低温性能试验两部分。通过对试验结果进行分析、融合处理,可更为精确地分析直升机在该状态下燃油系统供油能力,供工程应用参考。     

美军空间系统在轨试验问题综合研究

首先,按照空间系统的采办类型将美空间系统分为试验型系统和操作型系统,并介绍了美军两种类型的空间系统试验鉴定管理机制;其次,从试验技术、试验模式、试验手段、试验资源和试验能力多个角度,综合分析了美军空间系统在轨试验的主要做法与特点;最后,对我国空间系统在轨试验的发展提出启示建议。     

基于云的装备试验数据中心架构设计

随着武器装备向信息化、体系化加快发展,基于信息系统的体系作战能力生成模式加快转变,对装备试验能力建设提出了更高的要求。建设云装备试验数据中心,通过采集、存储、管理和应用方面形成完整的体系,最大限度地发挥装备试验数据作为核心资源的价值,并利用云计算、大数据、数据挖掘等先进的信息技术对数据进行综合集成管理和挖掘分析,对武器装备试验机构建设发展提供决策支撑,将数据优势有效转化为决策优势和行动优势,为形成基于信息体系的核心军事能力提供支撑。     

一种低速风洞大流量进气道试验系统研制

为了提高FL-8风洞进气道试验能力,结合该风洞特点,在不破坏原有进气道试验系统前提下,研制了一路大流量进气道试验系统,采用直线形式布置在风洞中心,引射混合气体扩压减速后排入风洞扩散段内。该系统可实现进气道流场模拟、性能测量、流量控制与测量。为了验证该系统性能,在FL-8风洞进行试验验证了引射器的引射能力,排气对风洞流场的影响以及流量的控制与测量精度。该系统测量精度高,流量测量精度达到0.3%以上引射能力强,排气对风洞流场影响小,可模拟单路流量2.8kg/s,较原FL-8进气道试验能力提高50%以上,并且与原FL-8进气道试验系统结合使用,可实现三路进气道同时模拟。     

论民航空管信息化建设

前言 当今世界已经进入了信息化时代，信息化已成为衡量民航业现代化程度的重要标志。现代空管系统是一个高度依赖信息技术的民航专业领域，为迎接全球信息化挑战，提高空管信息资源的综合应用能力，必须加速推进我国空管系统的信息化进程，统一全局信息化建设发展步伐，以进一步促进空管系统的安全水平和服务质量的提高，这是党中央、国务院的战略部署，也是历史赋予中国民航新时期建设工作的新机遇和新挑战。 一、现状 全球大环境 ２０世纪８０年代以来，全球信息技术飞速发展，尤其是因特网的出现和其应用的普及，使得信息技术得以迅…     

双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术

针对常规进气道试验方法存在流量测量精度低、综合试验能力差等诸多问题,及无法满足不同类型进气道在不同工况下开展性能试验的需要的状况,建立了一套应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统及流量高精度测量技术.系统采用文氏流量计测量方法,以提高进气道流量测量的精度;采用在流量计末端直接加装中压环形引射器抽吸进气道主气流的方法,以满足不同类型进气道在不同工况下对吸入流量的需求;通过设计两套独立的管道系统并分别进行流量的测量与控制,以满足双发进气道不同工况性能匹配和耦合试验的需求.通过风洞验证试验验证了流量计的测量效果和引射器的引射能力,通过风洞应用试验验证了试验系统对不同形式进气道的综合试验能力.试验结果表明,试验系统测量精度高,引射抽吸能力和综合试验能力强,能全面满足各类进气道风洞试验的需求.     

基于多源信息融合分析的 导弹贮存寿命评估方法

对于长期贮存的导弹,通常能获取的贮存信息仅为贮存期内的年检数据与少量的例行试验数据,贮存信息相对匮乏,对导弹贮存寿命与可靠性评估工作非常不利。为解决这种工程实践中存在的实际问题,发展了一种采用工程加速贮存与地面鉴定试验相结合的加速贮存信息获取方法,获取典型单机与简单系统贮存信息。将典型单机与非金属材料加速贮存信息与地面鉴定试验信息、现场贮存信息、贮存环境数据以及例行试验信息等数据信息融合处理,建立基于多源信息融合的贮存信息数据库。在此基础上,建立基于现场贮存信息与加速试验信息融合分析的导弹贮存寿命与可靠性评估方法,并给出导弹在现有贮存时间下,继续贮存一定年限的可靠度。     

基于实时预测轨迹修正的共轴跟踪观测方法

针对光电设备跟踪观测轨迹可预测目标，提出并实现了基于实时预测轨迹修正的新型跟踪算法。从电视观测信息中实时解算出轨迹偏差的位置分量与速度分量并修正预测轨迹，引导仪器运动。应用该方法，在被观测目标电视探测不理想时有效提高了跟踪可靠性，降低了光电跟踪设备对电视探测能力的苛刻要求。即使电视探测短时出现困难，也能保证一定精度。本文给出了实时轨迹修正跟踪方法的构成原理与试验结果，并与一般电视跟踪方法进行了对比。     

高速摄像系统在直升机部件抗坠毁试验中的应用

直升机抗坠毁能力是现代高性能直升机的主要技术指标之一,对于提高直升机的安全性和作战能力有着重要作用。本文主要介绍高速摄像系统在直升机部件抗坠毁试验中的应用,包括高速摄像系统简介,测试原理,测试方案和数据处理等,最后说明了它可应用于直升机的其它领域。     

基于FC-1394的空间载荷试验信息系统设计

IEEEl394是一种具有支持等时传输和异步传输的特点的高速串行数据总线,目前已在航天器载荷试验数据传输中得到良好应用,但在未来大型空间飞行器载荷试验信息传输的应用中仍存在重量功耗开销大、传输距离和速率有限等问题.光纤通道作为一种具有良好兼容性、可靠性高、低时延、传输距离远和传输速率高等优点的先进总线技术,可为上层协议提供通用的高速率数据传输通道.基于IEEEl394和光纤通道的基本特性,给出了一种适用于空间载荷试验信息系统的FC-1394桥接方案,并为基于IEEE1394和光纤通道协议映射的空间信息系统数据网络互连提供了一种解决方案.     

基于某机载视频部件智能检测系统的设计与实现

检测系统是检测产品功能、性能以及产品是否能满足用户需求的重要测试工具,机载计算机技术指标的测试从准确度、覆盖率以及稳定性、可靠性方面对其检测系统提出了更高要求。原始的视频信号检测需使用视频图像和测量工具相结合的方法进行,不易于故障定位及维修。主要阐述了基于某机载视频部件的智能检测系统的设计和实现,突破了原始的视频信号检测方法,检测系统通过对5种不同格式的视频信号进行自动检测,显示出详细全面的测试信息,实现了检测系统对被测件的智能检测,使得检测系统的故障覆盖率、准确度得到保证。该检测系统已成功运用于某机载视频部件,且性能稳定可靠,同样适用于其它机载设备中同类产品的检测。     

集成时间信息的液体火箭发动机故障诊断推理

提出一种液体火箭发动机集成时间信息的定性建模和故障诊断推理方法。该方法以谓词逻辑公式和子句的形式对发动机定性特征和试车过程中的观测信息加以描述，同时基于归结原理和假言推理规则的演绎推理方法进行诊断问题求解。结合实际试车数据的检验结果表明，该方法为液体火箭发动机试车过程中动态诊断知识的表达和组织，提供了一种简洁有效的方式．计算量小．检测速度快，且具有较强的诊断能力。     

战术导弹动力装置靶场试验与评定

介绍了战术导弹动力装置靶场试验与评定情况,主要内容包括有战术导弹动力装置试验类型、分析内容、参数信息和评定方法,也概略地谈到动力装置靶场试验与评定的发展前景.     

旋翼/机身组合模型试验台技术改进及验证

中国空气动力研究与发展中心研制的旋翼/机身组合模型试验台,具有阻塞度小、功率大、支架干扰小等优点。近年来,试验台通过配套研制标模系统、改进测量系统及旋翼操纵系统标定方法等工作,使试验台的水平和能力得到了进一步的提升。验证试验表明：该试验台技术先进、性能指标优良,安全稳定性好,试验数据精准度高,可作为直升机型号研制和课题研究可靠的试验平台。     

一种惯性平台三轴同时转位控制方法

以惯性平台系统为导航系统的弹道式导弹在发射之前需要根据目标位置信 息进行发射准备,惯性平台系统的准备时间直接影响导弹的发射准备时间。通过对四轴 平台系统台体、框架及基座间的坐标变换进行分析,推导出了在不同状态下各坐标系间 的角速度转换矩阵,并通过该矩阵提出了一种全新的惯性平台三轴同时转位控制方法。 仿真和实验表明,通过该转位方法可以实现惯性平台三轴同时转位,因此可以大幅缩短 惯性平台在发射前的准备时间,从而提高导弹的快速响应能力。     

新支线飞机供电系统航电接口仿真器设计

为了满足新支线飞机ARJ21供电系统地面独立试验的需要,设计了用于模拟航空电子系统、发动机系统等与电气系统之间相关接口功能的仿真器,为电气系统提供其它飞机系统的仿真信号并指示供电系统的运行状态.为验证供电系统的各项性能提供支持.实际运行结果表明在新支线飞机ARJ21供电系统的12种状态下仿真器对导光板和供电系统的控制逻辑正确,对电源系统简图页和EICAS信息指示合理,通过ARINC429总线与各发电机控制器的通信正常,各项功能与飞机系统设计一致,完全能够满足飞机供电系统综合试验的要求.