基于MATLAB的飞行模拟器发动机地面启动过程仿真建模

简要介绍了飞行模拟器中发动机地面启动过程的特点。重点分析了发动机地面启动过程的建模方法,以保证满足飞行模拟器对发动机系统地面启动过程仿真精度的要求。本文以某民航飞机涡轮风扇发动机为例,建立了飞行模拟器的发动机地面启动过程数学模型,并运用MATLAB对其进行仿真建模。研究结果表明运用MATLAB对本文提出的数学模型进行仿真建模,其仿真精度可以达到飞行模拟器对发动机启动过程的精度要求。     

TC-2型液压三轴飞行模拟转台伺服系统

飞行模拟转台(亦称动态角运动模拟器)是飞机和导弹飞行控制系统地面飞行仿真试验的关键设备之一。本文叙述了TC-2型液压三轴飞行模拟转台修改设计的指导思想和性能要求,介绍了转台伺服系统以及系统调试结果。最后,还介绍了该设备在飞行器控制系统地面物理仿真过程中实际使用的情况。     

模糊推理在直升机模型辨识中的应用(英文)

直升机控制系统的设计、飞行模拟器的研制及计算机实时仿真都离不开直升机数学模型 ,但是建立可靠而且准确的直升机飞行动力学模型是十分困难的 ,而且也很难保证动力学模型计算的快速性、可靠性与实时性。本文基于模糊推理技术 ,根据飞行试验数据辨识了直升机飞行模型 ,可以在一定程度上保证所辨识模型的简单、准确与计算的实时性。为了提高模糊模型的精度 ,文中采用了一种新方法来处理矛盾规则。本文利用模糊聚类分析的方法对海量的试验样本数据进行处理 ,有效地减少了辨识模型的规则数量。最后的仿真辨识结果表明 ,辨识效果合理 ,方法可行。     

引射式发动机模拟器的设计与校准试验研究

在战斗机推进系统模拟的试验技术中,发动机模拟器是一个重要的设备,设计一个结构合理,性能优良的发动机模拟器成为该项试验技术的关键。笔者采用守恒方程组,按照工程设计的要求,对引射器的工作效率进行了设计计算。通过对多组参数的计算和分析,针对××型号战斗机的试验要求,设计了一个能模拟该战斗机进排气的动力模拟器,并进行了校准试验研究,对引射器的性能进行了测量,验证了计算方法的可行性。为开展飞机推进系统一体化试验研究,提供了关键的试验技术,建立了工程实用的飞机推进系统模拟试验装置。     

战斗机推进系统模拟低速风洞试验技术研究

为了在低速风洞中研究推进系统进气和喷流对战斗机气动特性的影响,发展了采用模拟器进行战斗机模型试验的新技术,研制了能够模拟发动机进排气的引射式模拟器,并进行了模拟器的校准.为了验证该项试验技术,研制了简化的战斗机试验模型和模型支撑装置,在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m低速风洞进行了测力试验,试验的迎角范围-5°~48°,侧滑角范围0°~15°,试验风速为70m/s.试验结果表明:试验能够较真实地模拟战斗机发动机的进气和喷流情况,进气流量可模拟到90%以上,喷流的最高落压比可达到2.95.该项试验技术为开展进气/喷流对战斗机的气动特性的影响研究提供了新的技术途径.     

一种飞行模拟机模拟器病诱发定量分析方法研究

模拟器病作为飞行模拟机中常见症状,主要体现为头晕、恶心等不适症状,给飞行员训练带来负面影响。目前,对D级飞行模拟机的模拟器病的定量分析及诱因研究不充分,多以主观感受评价飞行模拟机不适感受,或基于传统模拟器病调查问卷,对于D级模拟机不完全适用。基于此提出一种改进的问卷调查,实现对D级模拟机模拟器病诱发的定量分析,将主观不适感受转化为定量指标,基于多人多次的足量数据分析,验证所提方法的有效性。     

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果表明 ,有动力后XD,CL,CD增加 ,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型 ,采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法     

塞斯纳172模拟器视景系统升级改造研究

本文分析了塞斯纳172飞行模拟器视景系统对直接飞行训练过程的影响,研究了视景系统工作原理和参数,提出了升级改造的建议,对提高飞行员训练质量大有裨益。     

带辅助支撑式太阳翼设计与验证

针对特定小卫星对太阳翼高展开刚度的需求,设计了一种带单根辅助支撑臂的太阳翼。支撑臂中部采用带簧铰链实现弯折收拢,两端采用球关节铰链分别与太阳电池板、星体侧壁相连接。在太阳电池板与卫星侧壁连接处,采用自适应锁定式铰链,实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展了太阳翼基板承载能力分析、模态分析和展开动力学分析等。结果表明：太阳翼结构强度裕度满足使用要求,展开状态基频高达8 Hz以上,展开过程顺畅。模拟卫星发射过程及空间使用环境开展了太阳翼力学试验、展开试验、光照试验等,验证了太阳翼与飞行任务的匹配性。在轨飞行验证表明,该带辅助支撑式太阳翼功能、性能良好,满足高展开刚度的特殊任务需求。     

飞行控制系统实物在回路中的仿真

５０年代末，南京航天航天大学就开始研究仿真技术工作，并研制成功包括三自由度液压飞行模拟转台在内的若干专用模拟器。在这套仿真设备上，圆地完成了多种型号无人驾驶飞机、导弹、舰船控制系统地面仿真试验。本文简要地介绍这套设备的技术性能，以及系统仿真在飞行控制系统研制过程中不同阶段的应用效果。     

多功能游标卡尺的改进及应用

介绍改进后的游标卡尺的结构原理及使用。     

基于营销策略的企业品牌延伸分析

企业品牌延伸是一把＂双刃剑＂,成功的品牌延伸可以强化品牌效应,提高企业的市场效益;盲目进行品牌延伸会给整个企业带来无法估量的损失。企业实施品牌延伸,应准确确立品牌定位,充分考虑新产品与原产品的关联性,科学选用主副品牌策略和品牌延伸模式,把握品牌延伸的成功时机。     

基于PO-PTD的航空器对下滑道结构影响的动态研究

下滑信标是仪表着陆系统的重要组成部分,为进近中的航空器提供垂直方位引导。进行障碍物对下滑信标信号影响的精确分析可以为导航台站选址及解决导航台运行中存在的问题提供理论依据。本文基于物理光学-物理绕射理论(Physical optics-physical theory of diffraction,PO-PTD)算法,结合空客A320-200型客机以及机场三维模型对下滑信标的下滑道结构影响进行了静态分析。在静态分析的基础上,对飞机在滑行道上滑行且五边上有飞机进近时的影响进行了动态研究,找出了某机场飞行员长期反映的下滑道信号不稳问题的原因。动态研究数据与飞行校验结果进行了比对并与飞行校验结果吻合。     

以职业能力为核心探讨课程教学设计

根据教学实践，结合高职培养目标，以职业能力为核心，介绍了力学课程的教学设计及教学改革实践。     

飞机水面降落的机身载荷研究

文中研究了飞机水面降落的冲击载荷。利用动网格技术控制飞机以及整个计算区域的运动,VOF方法描述气一液界面的运动变化。分析了不同降落速度、飞行速度和降落仰角下,飞机水面降落时机身压强随时间的变化规律。在三种降落条件下,机身压强值的变化规律基本一致。机身压强在入水的初始阶段达到最大值,随后迅速下降,最后保持稳定。同时,随着降落速度、匕行速度和降落仰角的增大,机身压强的最大值也随之增大。与降落速度和降落仰角相比,飞行速度对机身压强的影响程度较小。     

基于螺旋襟翼的喷流偏转实验研究

基于阿基米德螺旋线理论,通过逐渐增大曲率半径的方法,设计了一种新型的流动控制襟翼——螺旋襟翼。研究了螺旋襟翼的起始半径、对齐半径等关键控制参数对上表面喷流偏转的影响规律,并与传统基本襟翼的控制效果进行了对比,对二者的控制机理进行了分析。结果表明:所设计的螺旋襟翼最大平均推力偏转角约为19.6°;与基本襟翼相比,螺旋襟翼在大落压比下的平均推力偏转角更大,推力效率更高,这说明改变曲率型面可以促进喷流的流动附着,提高上表面吹气系统性能。     

基于PE文件的病毒防治技术研究

本文提出了两种防范PE文件病毒的技术:一种是分析PE文件格式和病毒对PE文件的感染方式,通过PE自身文件结构的改进来防范病毒;另一种是基于PE文件自我完整性检查的计算机病毒的免疫方法,采用单向散列函数MD5算法抽取摘要,通过比较两个摘要值来判断是否存在病毒,如果存在病毒启用恢复程序来恢复文件。相对于传统的特征码匹配方法,这些技术不依靠病毒库,可以防范未知病毒。     

基于对极几何约束的景象匹配研究

提出了一种图像配准方法来解决实时图与基准图空间不对准问题。它是利用随机采样算法估计基本矩阵，恢复实时图与基准图之间对极几何．然后基于对极几何约束．剔除误匹配点．得到精确匹配控制点，计算出全局仿射变换，从而对实时图进行校正。该方法的特点是精确、稳定和全自动。采用真实图像实验结果表明，该方法是行之有效的。     

基于SFEM的结构元件疲劳可靠性分析

将结构元件的弹性模量、泊松比、几何尺寸定义为随机场,并将随机场离散成随机变量,将抗拉强度定义为随机变量,采用Monte Carlo随机有限元法(MCSFEM),给出了元件危险点应力的随机分布。由危险点应力分布、材料的p-S-N曲线和Miner理论给出了概率名义应力法,计算常幅载荷下元件的寿命分布,并利用剩余寿命模型计算元件的可靠度。给出了两个算例,结果表明:计算结果与试验结果吻合良好。     

基于TRIZ直接进化理论的切削技术进展

为进一步开发新型切削技术,探索切削加工的未来发展趋势,必须研究和跟踪切削技术的进化历程。TR IZ(T heory of inven tive prob lem so lv ing)技术进化理论是专门研究技术系统进化预测的重要分支。本文着重对TR IZ直接进化理论进行了评述,根据TR IZ直接进化模式,分析和总结了切削技术的进化路线。提出改进的进化潜能图,基于该进化潜能图,指出增加切削技术的可控性、充分利用系统资源和继续增加切削技术的理想度是未来切削技术可能的开发方向。