航空发动机振动测试系统设计

介绍了一种基于图形化虚拟仪器编程软件LabVIEW的振动测试采集系统设计方案,并且详细论述了实现性能测试步骤的功能和使用方法.本系统以美国NI公司的数据采集卡USB-6363 X Series DAQ为硬件平台,采用连续采集方式进行数据采集,并将数据存储到文本文件中.试验结果表明,该系统能够有效地完成振动信号的数据采集和图形显示.     

基于振动值的机匣包容试验数据采集触发系统

为了在切断通电线圈不能应用的场合实现对数据采集设备及时准确地控制,自行开发了基于振动幅值的机匣包容试验数据采集触发系统。通过对以往机匣包容试验采集得到的旋转轴振动数据进行研究,在叶轮爆裂瞬间旋转轴振动值出现较大程度的阶跃突变,利用旋转轴的振动信号作为触发源,前置变换器和位移振幅测量仪对振动信号数据加工处理,实现当振动超过设定阀值时,控制数据采集设备进行数据采集。经试验验证表明:该系统触发及时,可靠性高。     

微小型数据采集系统优化设计方法研究

微小型数据采集系统一般是基于微控制器进行设计的,存储设备主要为SD卡,由于微控制器资源有限,因此很难在保证微小型数据采集系统较高采集速度的同时保证采集系统的可靠性.针对该问题,本文分析了影响数据采集系统采集速率及可靠性的主要影响因素,推导了DMA缓冲区设置大小与数据采集系统采集速率及可靠性之间的模型,并设计了数据采集系统主要参数标定与验证试验.试验结果表明,本文提出的数据采集系统设计方法合理、可根据数据采集处理器内存大小、SD卡文件系统性能指标设计数据采集系统,确保数据采集系统的可靠性,对提高系统设计效率、降低微小型数据采集系统的设计成本以及后续改进完善数据采集系统奠定了重要的理论基础.     

AD598的RVDT数据采集系统校准方法研究及分析

RVDT(Rotary Variable Differential Transformer)数据采集系统广泛应用于民用航空领域飞行控制系统功能的研究及测试。RVDT将机械位移信号转换成电信号。数据采集系统接收RVDT输出的差分信号,将信号调理、转化并计算后显示。分析了基于AD598的RVDT数据采集系统的校准方法,并对系统的不确定度来源及分析方法进行了介绍。     

基于虚拟仪器的数据采集与处理系统

研制数据采集与处理系统的目的是为了采集、监控和记录试验过程中飞机的各种飞行试验数据,以便对飞机试验过程中的信号进行离线分析与处理。本文涉及的内容已在飞机试验项目中得到成功应用。     

XNJD—1工业风洞数据采集与处理系统

本文对ＸＮＪＤ－１工业风洞数据采集与处理系统作了综合介绍。该系统具有同时进行测力测压试验的能力，并提供压力联机校正、模拟量通道标准信号校正功能。整个系统的设计包括了许多先进的仪器概念如：电子扫描测压，模拟量信号调理等。系统具有采集速度快、稳定性好、软硬件功能齐全、实时数据处理、快速提供实验数据报告及图表、使用及维修方便等特点。     

基于PCI总线的电子舱信号群高速采集系统

设计并实现了一种基于PCI总线的高速数据采集系统,主要包括模拟输入、信号调理、模数转换、数据传输存储以及计算机接口等部分.此系统可用于对某型号电子舱信号群进行实时高速采集,其性能和指标均满足要求.     

光纤陀螺捷联惯导系统中数据采集单元的设计与实现

研究了光纤陀螺捷联惯性导航系统中数据采集单元的设计与实现。系统选用Infel80C196KC单片机作为系统MCU,利用串口扩展芯片TL16C554实现对三路光纤陀螺信号的数据采集,采用16位高精度模数转换器AD676完成对加速度计信号的数据采集。论文给出了软硬件的实现方案和试验结果。试验结果表明该数据采集装置单元,满足系统的性能要求,有较强的实用价值。     

航空发动机试验数据采集分析系统设计与实现

实现航空发动机试验数据的高速采集与高效分析,对提高航空发动机试验效率和技术水平有着非常重要的意义。在分析原系统的不足的基础上,设计与开发了新型航空发动机试验数据采集分析系统,实现了全参数高速记录和稳态数据的自动生成等功能,并利用数据库技术对试验数据进行了高效管理。     

微型计算机数据采集与处理的小型系统

介绍了一种利用微型计算机进行数据采集与处理的小型系统。文中对系统的硬件配置，性能和特点以及软件的编制原则，方法和应用细节等，均作了简要说明。最后，列举了常规数据和高频动态信号的采集，处理结果实例。本文对于科学实验与工业上的信号检测研究提供了参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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