直升机飞行参数记录系统设计及典型故障诊断研究

飞行参数记录系统能有效提高飞行训练的安全性.根据直升机飞行安全需要,结合工程经验,对直升机加装飞行参数记录系统进行分析研究,介绍飞行参数记录系统的基本组成和原理、加装原则和相关标准以及飞行参数的校准方法;对飞行参数记录系统两个典型故障进行诊断分析,并提出解决方案.飞行参数记录系统相关设计的研究能够为工程技术人员在进行设计应用时提供一种思路和参考.     

直升机飞行参数记录系统设计及典型故障分析研究

飞行参数记录系统能有效提高飞行训练的安全性。根据直升机飞行安全需要,结合工程经验,对直升机加装飞行参数记录系统进行分析研究,介绍飞行参数记录系统的基本组成和原理、加装原则和相关标准以及飞行参数的校准方法;对飞行参数记录系统两个典型故障进行诊断分析,并提出解决方案。飞行参数记录系统相关设计的研究能够为工程技术人员在进行设计应用时提供一种思路和参考。     

涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究

针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。     

民机垂直飞行模式设计与仿真验证研究

自动飞行系统是现代民机的关键飞行系统,对降低飞行员工作负荷、提高飞行安全性具有重要作用。分析了自动飞行系统的俯仰和自动油门工作模式的相关适航规范设计要求,结合B737NG飞机的垂直飞行模式实例,分析了飞行模式的工作原理和设计方法。研究了一种综合飞行模式设计、仿真与验证一体的桌面式仿真平台,在飞行仿真模型的支持下,通过图形化输入界面接收操作事件输入、经模拟综合显示仪表反映飞行模式及当前飞行状态。通过起飞和进近着陆飞行过程的模拟,对上述仿真平台的功能进行了闭环验证。     

飞机舱门密闭性测试系统设计

飞机舱门是否能够安全可靠地工作,将直接影响到飞机的飞行安全,在飞机处于飞行状态时,需要实时、准确检测出舱门的位置信息,并将位置信息传送回舱门控制系统。为实现对舱门控制系统的功能模拟,采用C8051单片机作为测试系统的处理器,设计基于单片机的硬件电路,及进行C语言程序开发,使得该装置能够模拟飞机在处于飞行、地面状态时的舱门位置检测。以模拟舱门的目标物为检测对象,利用接近传感器检测目标物的位置,实现不同状态下的位置实时检测、显示及报警功能。最后的试验验证该测试系统可以实时检测出目标物的位置,模拟飞机处于飞行及地面状态下的舱门位置检测,并将检测结果显示在LCD显示屏上,达到设计初衷。     

VHF地空数据链系统调制解调器的设计与实现

本文主要介绍了以处理器DS5000为核心设计的甚高频地空数据链系统调制解调器。经过多次测试,样机达到预期设计目标,能够长时间稳定可靠工作,可以协同甚高频电台和计算机监控平台构成地空数据链系统,实现了飞机飞行状态信息的实时监控和处理。     

民机自动飞行模式设计规范与适航性分析

民机自动飞行系统对降低飞行员工作负荷、提高飞行安全性具有重要作用.分析了自动飞行系统飞行模式设计的相关适航规范要求,研究了模式设计的基本方法和软件开发工具,以及适航符合性验证方法.开发了一种飞行模式设计与仿真平台,基于MATLAB/Stateflow设计飞行模式及其切换机制,采用MATLAB/GUI接收驾驶员操作输入,并调用飞行动力学模型进行实时仿真.形成一个集模式设计、仿真和验证一体化的闭环平台,可用于民机飞行模式的设计和适航性分析.     

基于Qt的多旋翼电动无人机地面站软件设计与实现

为实现某型多旋翼电动无人机实时、全维度、全天候的飞行姿态控制和设备状态监测,介绍了一种基于Qt 5.9.1跨平台C++图形用户界面应用程序开发环境的无人机地面控制系统软件,包括其结构、功能,以及具体实现方式。该系统有效地实现了无人机飞行状态实时监测,控制无人机的飞行轨迹,对故障状态及时警报并采取相应的措施,同时完成相应的载荷任务。最后,根据使用该系统进行飞行试验所采集的数据参数,对系统安全性、可靠性和适应性进行分析。     

歼7FS机首飞成功

1998年6月8日下午,由成都飞机公司等9家单位合作研制改进的歼7FS试验机,在空军第三试飞大队大队长钱学林的驾驶下,以发动机最大状态起飞,经过22分钟飞行后正常着陆.飞机和发动机各系统及仪表工作正常,成功地实现了首飞.这标志着我国在军机改进改型研制上又迈出了一大步.歼7FS是在一架歼7Ⅱ型科研训练机的基础上,更换新的带下颌进气道的机身前段,并配装高推力的新发动机,加装雷达冷却系统和交流电系统,加装视频记录系统、飞行参数记录系统、武器管理系统和GPS.成飞公司充分发挥高科技CIMS技术应用优势,从无纸设计到无纸     

主动控制技术(ACT)验证机工程飞行仿真系统设计

研究一种我国自行研制、开发的用于ＡＣＴ验证机的研制和试飞的多功能工程飞行仿真系统,分析了系统的设计概念、原则和功能要求,提出了面向多功能要求（全数字实时飞行仿真、电传飞控铁鸟台综合试验、飞行训练模拟和工程飞行仿真）的总体设计和总体结构,研究了ＡＣＴ验证机动力学特性的建模、仿真和提高仿真逼真度的方法。研究和开发了工程飞行仿真的实时管理软件系统和人机（用户）接口。系统应用实践和试飞飞行员的评价表明设计是成功的,是一种性能／价格比高的工程飞行仿真系统。     

系统级芯片设计研究

根据国内外电子行业及微电子IC设计行业的发展现状和军用航空电子系统的特殊性,本文提出了SOC设计构想,详细讨论了SOC设计过程。并以视频字符发生器设计为例,对航空电子进行了SOC新设计概念的探索。     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

基于网络的数据库安全研究

数据库技术和网络安全技术的融合,成为当今数据库研究的一个新的热点。网络数据库的普遍应用,其安全性问题也得到广泛的关注。本文探讨了数据库的安全要求、数据库安全性的各种措施,进而预测了未来的发展趋势。     

基于AES算法的FPGA实现技术研究

AES加密标准是2000年10月美国国家标准与技术研究所(NIST)提出来的新型加密算法标准,用来取代上一代的DES数据加密标准.基于AES(Advanced Encryption Standard)加密标准算法,研究其在FPGA设计中的应用.通过对AES基本原理的介绍,并通过对整体体系结构的设计,进行verilog代码编写,然后进行仿真验证,将其与理论计算结果进行了比较.通过对设计仿真综合,最后将Verilog语言的RTL级代码在FPGA进行原型验证,测试结果符合设计要求.     

基于跟踪器的HMD定位方法研究

头盔显示器(HMD)定位是扩展现实系统应用中必不可少的关键过程,其定位的准确程度直接决定了三维注册的精度。文中以典型的基于六自由度跟踪器和光学透视型HMD的扩展现实系统为例,分双目和单目两种情况详细介绍了HMD的定位方法。     

涡轮冲压组合发动机在超声速客机上的应用方案研究

为研究涡轮冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)在超声速客机上的配装可行性,以Ma4超声速客机典型飞行任务需求为牵引,采用飞/发一体化约束分析与任务分析方法,建立了Ma4客机/TBCC发动机的一体化设计模型,确定了满足宽范围机动性需求的起飞推重比和满足航程需求的飞机起飞重量,对比分析了起飞推重比、模态转换马赫数、爬升轨迹等因素对飞机任务特性的影响。研究结果表明,TBCC发动机可满足Ma4客机配装需求,满足Ma4客机典型任务剖面机动性需求的起飞推重比应在0.6以上,满足60人商载与4000km航程任务需求的飞机起飞总重在50t～60t量级。     

航空电子领域虚拟化技术应用研究

随着航空电子系统承载的应用日趋复杂，飞机对机载设备的计算力和功耗比要求不断提升，这也推 动了嵌入式多核处理器的加速应用和普及。多核处理器在航空电子设备中的深入应用，随之而来的是运行的软 件复杂度急剧上升。随着商用领域嵌入式虚拟化的出现，如何将该技术更有效的应用到航空电子领域，成为必 须要研究的课题。本文结合航空电子本身的特点，概述航空电子多核处理器平台上嵌入式虚拟化的特征及应用 思路，为航空电子领域虚拟化的技术研究提供参考。     

工艺因素对RFI复合材料渗透成型影响的试验研究

采用模拟试验的方法研究了复合材料树脂膜渗透成型(Resin Film Infusion RFI)过程中树脂粘度及压力对渗透高度及浸渍质量的影响。实验结果表明,总体上树脂的粘度提高,复合材料的渗透浸渍高度下降。成型压力则对不同粘度体系及增强材料预处理情况有不同的结果,一方面提高树脂渗透驱动力,另一方面压实纤维床从而降低渗透率。但压力的提高总是有利于提高渗透浸渍质量,减少孔隙率。分析认为压力影响渗透高度的实质是渗透压力变化及纤维床的压实两种因素的共同作用结果。     

偏心对双级旋流器出口流场影响试验

为了研究双级旋流器在不同偏心量下的冷态流场变化,设计了4种偏心量(分别为0,0.5,1.0,1.7mm偏心)的双级旋流器试验件,并采用粒子图像测速仪(PIV),测量了不同偏心量下流场.试验结果表明:0.5mm偏心下的流场较无偏心下变化较小,但当偏心量大于0.5mm时,双级旋流器出口下游规则的双涡结构变得不对称,并且中心回流区变窄,流场与无偏心下相比差别较大;偏心对双级旋流器出口下游径向速度分布影响较大,在双级旋流器出口X/D=0.5轴向位置附近,当偏心量大于0.5mm时气流径向速度分量变为正向峰值.      

压力畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验

为了评定涡扇发动机在稳态工作时的抗压力畸变能力，采用可调畸变速度的发动机进口压力畸变模拟器，在发动机地面静止试车台上进行了不同进气畸变度下的整机抗畸变试验，试验中获得了发动机重要参数随不同畸变度的变化数据，并得到了发动机能稳定工作的最大进气畸变度范围。