旋臂式模型旋翼机动飞行试验机转速控制系统研究

旋臂式模型旋翼机动飞行试验机转速控制系统采用了先进的集成电子技术，变频调速、单片机和计算机软硬件等技术，实现了对模型旋翼的转速、前飞速度进行精确控制。文中较为详细地介绍了控制系统设计，给出了实际高度结果和应用实例。     

导弹电磁弹射器电磁兼容性研究

在导弹电磁弹射器发射过程中会产生强电磁场辐射,不仅会造成电磁能量的损耗,也会对系统中的电子设备产生干扰。因此,在电磁发射中需要采取一定的防护措施。文章分析了导弹电磁弹射系统的组成和工作原理,从发射线圈电磁屏蔽和电路中的抗干扰2个方面对电磁线圈的电磁兼容性设计进行研究,并进行了仿真分析,通过比对屏蔽前后的效果,给出了一种磁线圈弹射器电磁兼容性设计的解决方案。     

单片机系统超远距离通讯的实现

提出了利用公用电话网,解决单片机系统超远距离通讯问题的实现方法,给出了单片机与调制解调器之间的接口设计和软件框图.     

航空电磁开放机构开放时间的计算

基于电磁开放机构工作原理 ,建立了电磁开放机构开放时间的数学模型 ,最后给出了减小开放时间的方法。     

基于振筒式传感器的飞行器全静压检测系统研制

提出了以80C552单片机为控制核心、基于振筒式压力传感器的飞行器全静压自动检测系统的应用设计,论述了系统的构成和工作原理,给出了系统硬件电路和软件流程。该系统在实际测试中运行良好,性能稳定,具有良好的实用价值。     

无固定初始位的电磁(球阀)液压阀安装方式与起落架工作的可靠性

液压系统是飞机的最重要系统之一,而电磁液压转换阀实现了液压系统的控制调节,在液压系统中起到了关键性作用,电磁液压转换阀工作的稳定和可靠影响着整个系统的可靠性,从而影响整个飞机的安全。本文对飞机的起落架收放电磁液压转换阀的安装方式进行了研究,以确定安装方式对起落架收放电磁液压转换阀工作可靠性的影响。     

用单片机控制液体工质加注

分析了用一片单片机控制某液体工质加注的实现方法,并给出了总体框图和单片机系统的原理图,以及软件设计的流程图,对关键部分的设计进行了说明.     

单片机测控系统中的抗干扰措施

在单片机测控系统中,抗干扰性能是系统可靠性的重要指标,抗干扰设计是单片机测控系统研制中必须要考虑的重要内容。通过比较探讨抗电源干扰、抗信号通道干扰、印刷电路板抗干扰以及软件抗干扰等四种单片机测控系统中的四种干扰类型,结合工业现场给出了几种行之有效的抗干扰措施。     

基于MSP430汽车防抱死制动控制器的设计

介绍了一种汽车防抱死制动系统控制器的设计。控制器以MSP430F149单片机为核心,根据防抱死制动系统的工作原理,利用轮速传感器,对轮速进行滤波、放大、整形等实现车轮速度的采集。采用基于车轮滑移率的防抱控制理论,根据车速、轮速来计算车轮滑移率。在硬件设计方面,根据系统选择了MSP430F149单片机,设计出信号输入回路、输出驱动回路、电源部分,给出了系统结构原理图。     

步进电机温升测试系统的设计

给出一种以AT90S8515单片机为核心的步进电机温升测试系统,重点阐述了该系统硬件组成和软件设计。     

双流制窄轨电力机车用异步牵引电机设计

将牵引电机应用于双流制窄轨电力机车时,由于窄轨机车轨距小,所以牵引电机安装空间异常狭小,比一般牵引电机在安装空间、电机结构、电磁负荷等方面的要求更加苛刻。针对窄轨双流制电力机车的运用特点和特殊要求进行了分析,提出了牵引电机的设计要求和关键技术难点,并对关键技术难点给出了相应的分析和解决措施。对该牵引电机的制造过程及电机试验测试情况进行了论述。试验结果表明,该牵引电机达到了设计预期,完全能满足设计要求。     

电机控制系统的软件设计与解决方案

为防止电机输出轴因意外信号或者人为过失导致电机输出轴偏离预想位置,提出一种基于1553B总线数据传输的电机控制系统解决方案.本系统包括测试仪模块、控制盒、被控电机及位置传感器等.主要实现电机1输出轴锁紧、解锁及采集电机2电压反馈功能.     

固体发动机CT检测中的一种缺陷识别方法

提出一种图像不变矩法和直方图分析法相结合的缺陷识别方法.首先,利用图像不变矩方法,通过形状识别,将裂缝从固体发动机缺陷中提取出来;然后,利用直方图分析法,计算出气泡和夹渣像素值所在的灰度区间,将气泡和夹渣区分.从而实现固体发动机缺陷的自动分类识别,解决了现有技术中通过人工判决缺陷而导致的识别效率低、准确性差的问题,保证了固体发动机的性能.      

基于XC164CM的无刷直流电动机控制系统实现

从无刷直流电动机的控制特点出发,给出其控制系统所采用的PWM开关方案,并详细分析了此方案的工作过程。充分利用XC166系列单片机适合于电机运动控制的特点,提出了基于此系列中XC164CM的无刷直流电动机控制系统。分析系统中各功能模块在XC164CM上的实现,并给出软件设计流程。     

飞机电动机过热研究

首先从飞机防火角度，用对称分量法分析了航空电机在不对称电源下的发热情况，推导了发热电流的公式，以此作为数学模型，解释缺相时电机很快烧毁的物理现象。最后提出了防止航空三相电动机过热与起火的方法，包括采用电机在线状态监控、主动维护、增加有效的保护装置等。     

变频电机绝缘系统老化试验方法的研究进展

对变频电机绝缘系统老化的原因和现象进行了介绍,总结了绝缘系统热老化、脉冲电老化、环境老化及多因子老化的试验标准和试样方法,指出现阶段的试验方法中存在的问题,提出今后的发展趋势。     

飞机数字化全电刹车系统的设计

设计的飞机全电刹车系统,以四无刷直流电机驱动四滚珠丝杠布局的机电作动机架,取代了原来液压刹车的活塞阀门作动机架,电机通过传动装置驱动滚珠丝杠松刹刹车盘实现飞机的刹车。在硬件设计上,刹车控制器的CPU采用TI公司的电机及运动控制专用DSP2407,以满足对控制系统的性能要求;4台无刷直流电机的换相信号由可编程逻辑器件完成;对电机的驱动采用了MOSFET与栅极驱动芯片IR2130组成的功率驱动电路,实现了无刷直流电机的高效驱动。     

固液火箭发动机多界面喷管瞬态传热特性研究

固液火箭发动机是一种采用固体燃料和液体氧化剂的一种新型火箭发动机,由于燃料和氧化剂是不同物理状态,且在燃烧室内为非预混扩散燃烧,因此固液火箭发动机固体燃料的燃速低,工作时间长。固液火箭发动机喷管一般采用被动热防护喷管,喷管结构在长时间工作中的热防护问题是发动机设计中的关键问题。针对工作时间为200s的全尺寸固液火箭发动机,本研究采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等材料,提出了三种喷管结构方案。随后通过建立喷管材料瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对三种不同方案的喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。本研究同时还开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证分析。此外,对固液火箭发动机的喷管设计提出了建议和展望。     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

扰流环对粉末发动机燃烧流动影响的数值模拟

为了提高粉末火箭发动机的燃烧效率,通过数值模拟方法研究了扰流环的有无、通径及位置对燃烧室燃烧流动特性的影响。结果表明:扰流环会增强Al颗粒和气相的掺混和换热程度,促进Al颗粒蒸发和燃烧,从而提高粉末火箭发动机的燃烧效率。当扰流环通径比在0.538~0.846范围内时,扰流环的通径越小,燃烧效率越高;当扰流环头部距离比在0.3~0.8范围内时,扰流环位置离头部越近,燃烧效率越高。设计扰流环时,应在距离燃烧室头部30%~40%的位置布置小通径的扰流环。