基于遥测数据的无人机气动参数辨识方法研究

针对无人机在高空低速飞行时易受风场影响及在数据分析时遥测数据不完备的问题,进行了气动参数辨识方法研究,提出了基于空速管平面矢量三角形的风场估计方法及基于风场信息修正的气动角估计方法。以某型无人机为例,对遥测数据进行了充分分析与信息综合,运用逐步回归方法进行了纵向气动参数辨识,并进行了实验验证。结果表明,模型计算结果与实测数据吻合较好,说明所提方法有效。考虑到辨识模型的数学本质,该方法对其他固定翼无人机同样适用。     

基于TC783A的三相电动机缺相保护电路的设计与实现

介绍用于三相电动机缺相保护装置的设计方法,采用集成芯片TC783A为核心元件实现,有效地解决三相电动机其他保护元件的局限性。具有快速切断控制回路电源的功能及缺相指示和相序指示,试验证明系统工作性能良好。     

基于Visual Basic的互感器负荷箱测量仪校准系统的实现

为解决互感器负荷箱测量仪同相分量和正交分量的校准问题,在分析互感器负荷箱测量仪工作原理的基础上,设计了基于电子/电工组合式的互感器负荷箱测量仪校准装置,并简要说明装置电工部分、电子部分以及上位机软件的实现。经省级计量研究院验证结果表明,该装置校准结果符合0.2级要求,可作为标准装置解决1级互感器负荷箱测量仪量值溯源问题。     

弹片热机械疲劳试验方法研究及设计

针对弹片的热机械疲劳（TMF）试验要求，采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术，提出了压力载荷和热载荷的加载方法，建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统，并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该系统能够同时模拟服役环境下弹片的压力载荷和热载荷。利用该试验系统进行了弹片的热机械疲劳试验，试验结果再现了弹片在服役状态下的失效模式。试验系统具有良好的重复度、较高的加载频率和加载精度。压力载荷最大相对误差为2.4%，绝对误差小于0.5N。温度载荷最大相对误差为3.55%，最大绝对误差为3.89℃。      

基于纳米吸能流体的火工点式分离装置缓冲技术研究

运载火箭火工点式分离装置工作时具有强冲击载荷特性，为有效降低冲击峰值，提出了一种基于纳米吸能流体结构的冲击缓冲技术。首先进行纳米吸能流体的吸能原理研究，建立其本构关系，揭示影响其吸能密度的主要因素；其次开展火工装置有限空间内的纳米吸能流体缓冲结构设计；最后通过有限元仿真与试验验证其缓冲性能。试验结果表明，本文设计的基于纳米吸能流体的缓冲结构，吸能密度高达122.8 J/g，冲击力峰值较空载条件下降了59.2%，冲击加速度峰值下降了63.4%。     

考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法

利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统，并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计 了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法，在此基础上，利用仿真实验数据实现了UH-60直升机纵向飞行动力学模型的辨识与验证。最后，通过与普通最小二乘法的对比验证了本文方法的优越性。      

交流电子负载校准技术研究

介绍了交流电子负载的校准方法、校准设备和校准原理等。交流电子负载是对是各种交流电源、UPS电源测试和老化试验的主要设备之一,其各项参数指标的优劣对被测设备的检测及故障分析具有重要意义。研究了交流负载的恒定电压、恒定电流、恒定电阻和恒定功率等功能的校准方法和指标,并通过实际测试、校准进行了验证,对校准结果的不确定度进行了评定,校准结果表明本文的校准方法能够满足仪器的技术要求。     

阵风载荷减缓系统故障分析

阵风引起的额外载荷会引起飞机结构疲劳,降低结构使用寿命。采用非定常气动力有理函数拟合方法建立时域状态空间下的动力学系统,设计了阵风载荷减缓系统。研究了阵风载荷减缓系统3种典型故障模式(副翼偏转饱和、舵机卡死、副翼偏转延时)的力学建模方法,并对机翼在阵风减缓系统故障模式下的阵风响应进行分析。仿真结果表明,3种故障模式均不利于阵风载荷减缓系统对阵风载荷的减缓,对于一些特定情况,故障模式下的阵风载荷减缓系统不仅不能减缓阵风载荷,还会带来由副翼偏转不当引起的额外负载。     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

全数字式操纵负荷系统设计及实现

操纵负荷系统是人在回路仿真系统中的负载模拟装置,它要完成对飞行员十分敏感的驾驶杆力和脚蹬力的仿真,其部件模型的设计满足了操纵负荷系统的通用性。此操纵负荷系统在某型机工程模拟器上的应用测试结果表明,该设计符合直升机飞行模拟器鉴定标准的C级要求。