高温风洞气氧/煤油燃烧加热装置设计与试验

高温风洞是开展飞行器热防护技术研究的重要试验设备。为满足在高温风洞前端长时间生成大尺度、高焓、高速气流的试验需求,提出了一种基于气氧/煤油燃烧的高温流场生成装置。装置采用火炬式点火器点火启动,通过使用气液同轴离心喷嘴以及分区隔板的喷注器进行燃烧组织,并由可替换的型面射流喷管实现大尺度均匀流场的生成。30kg/s量级加热装置千秒热试车调试结果表明,该装置能够实现快速点火并长时间维持大尺度稳定流场的生成,在飞行器热防护地面试验技术领域将有良好的应用前景。     

纳米力学测试系统位移传感器校准装置

介绍了用激光干涉方法对纳米力学测试系统位移传感器进行校准的方法,并建立了校准装置;采用平衡式光学系统设计,干涉系统的抗干扰能力得到了显著提高,通过零位移测量实验对装置的稳定性进行了验证;用校准装置对TriboIndenter纳米力学测试系统的位移传感器进行了校准实验,测量不确定度分析结果表明该系统测量压头位移的准确度可以达到纳米量级。     

力值加载装置控制系统设计

针对力标准机不适用于力值现场校准测试的问题,设计了一种便携式的力值加载装置。该装置采用STM32F103为主控单片机,采用高准确度AD转换器测量力值,优化了力值加载控制算法,避免了力值加载过程中可能出现的各种问题。该装置控制速度快,准确度高,适用于力值现场校准测试。     

数字化组合式大力值校准系统的研制

为了满足对大力值(20 MN左右)的测量和校准,开发了一套数字化组合式大力值校准装置。其最大量程可达24 MN,系统测量准确度为0.1%,适合于大型材料试验机的校准和检定。本文详细介绍了装置的组成结构、弹性体设计、贴片和组桥方式、数字化的方法以及与计算机的通信实现。     

1553B-USB转换器驱动程序开发

给出1553B-USB转换器开发的硬件设计思路,简述在DDK基础上USB设备驱动程序的构建步骤及过程,分析了用户所需进行的源代码设计内容,在此基础上给出一个USB接口设备的驱动程序的开发实例,实现了对USB接口设备的驱动。     

民用飞机翼尖设计研究

利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了几种典型的翼尖装置减阻原理、特性以及应用情况。研究结果表明,使用翼尖装置在减少诱导阻力方面会起到很大的作用。最后,基于翼尖装置的研究和发展现状,对其发展前景进行了评述和展望。     

一种可配置的通用航电数据通信转发装置的设计与实现

采用可编程逻辑方法,设计一种可配置的通用数据通信转发装置、利用高速串行接口转接支持多种类型的并行总线接口航电设备,能够以较低的成本实现新老设备的兼容互联,对于系统的升级换代和国产化设计也具有较大的实用价值。     

倾转翼无人机倾转装置设计及强度校核

以某型倾转翼无人机为研究对象，分析其过渡段过程中各个部件的运动方式，为使得无人机能够平稳飞行，成功完成过渡阶段，设计出一种以蜗轮蜗杆传动机构为主要部件的倾转装置，蜗轮蜗杆装置传动平稳且能够让倾转翼部分具有自锁效应，使其达到预定位置后不会因受到气动力的影响而发生相对运动，同时也保证了飞机前飞模式的稳定。针对倾转装置运动工况进行有限元仿真分析，并完成蜗轮蜗杆装置的强度分析及寿命预测。结果表明：设计出的装置能够满足现有的强度和寿命要求，其计算结果可为后续的优化提供一定的参考。     

直升机抗坠毁座椅用智能气囊缓冲器初步研究

抗坠毁座椅是提高直升机安全性的重要措施。本文首次研究了应用于直升机抗坠毁座椅的智能气囊缓冲器，论述了智能气囊缓冲器在直升机上应用的可行性。智能气囊采用了智能材料与结构新概念设计．可提高缓冲器的性能。与其它缓冲器比较，智能气囊能主动控制冲击过载，可使坠撞事故中乘员受到的冲击过载更为平缓，提高缓冲保护的有效性。初步实验结果证实智能气囊缓冲器的原理是正确的。     

轴/径向耦合式球转子非接触式压电作动器的研究

本文提出了一种基于逆压电效应的轴/径向耦合式球转子非接触式压电作动器,由轴向悬浮装置及径向悬浮装置组成,且两者均可形成行波,为球转子提供悬浮力和驱动力。由于轴向悬浮装置和径向悬浮装置的工作模式可进行不同组合,使得被诱发出的声场具有不同耦合强度的悬浮和旋转驱动力,进而球转子可获得不同的悬浮和转速效果,易于对球转子进行状态控制。建立了轴向悬浮装置及径向悬浮装置的有限元模型,对定子进行了动力学分析与设计,确定了结构方案,并加工、制造了样机。通过试验得到了定子的振动参数、轴向悬浮装置的悬浮及驱动特性,结果表明轴向悬浮装置可成功的悬浮和驱动球转子。     

基于动网格的火箭橇刹车系统仿真研究

为了解决火箭橇刹车系统工作时的非稳态特性在流场分析中难以采用相对 运动理论及迎风阻力的算法问题,采用Fluent 动网格技术对缆绳水刹车以及戽斗水刹车 进行了非稳态工况仿真计算研究,得到了缆绳水刹车的刹车力特性曲线以及戽斗水刹车 的刹车力随时间变化曲线,缆绳刹车仿真结果与理论解析结果进行了对比吻合较好。戽 斗水刹车进行了仿真和试验值对比, 结果表明水戽斗在750m/s 速度下仿实误差为 3.92%,在590m/s 时仿实误差为6.01%,该计算为火箭橇刹车工程设计提供了算法参考。     

基于杠杆原理的起落架疲劳试验随动加载装置分析

在飞机起落架疲劳试验中,常会遇到载荷施加点随试验件的变形而移动的问题,本文设置了一种起落架疲劳试验随动加载装置,阐明了该装置的结构及工作原理,解决了载荷施加点随试验件变形的问题,同时应用于某型飞机起落架疲劳试验中,具有较大的现实意义和应用价值。     

基于透射法的能见度测量装置设计与实验研究

探索并实现了一种新型的单端透射式能见度测量装置,该装置是一种易于对准调校的便携式测量系统。介绍了装置的基本设计思路及主要测量原理,进行了装置与参考仪器的能见度测量比对实验。实验验证了装置测量能见度的性能,测量相对误差在±15%以内。     

力臂控制盒负线接触电阻对工作次数的影响

力臂的工作次数是力臂自动调节装置主要性能指标之一,将直接影响飞机纵向操纵的灵敏度.从力臂的工作原理出发,分析了力臂控制盒负线接触电阻对工作次数影响的原因,为排除力臂故障提供了一定的理论基础.     

位移传感器校准技术研究

介绍了一种直线位移传感器校准装置。该系统以自行研制开发的高准确度单频激光干涉仪为长度标准,通过可编程位移发生装置的配套使用实现了直线位移传感器的校准。     

民用飞机增升装置载荷设计技术研究

增升装置是机翼上用来改善气流状态和增加升力的一套活动面板,可在飞机起飞、着陆和低速机动飞行时增加机翼剖面弯曲度和有效迎角,因此对提升大型民用飞机的起飞和降落等低速性能,包括进场姿态有着决定性的影响。飞机在起降中一般要求尽量减小飞行速度和缩短滑行距离,同时要达到比较大的升力系数,这就意味着增升装置此时也具有较大的偏度,作用在上面的载荷也会比较大。因此,大型民用飞机增升装置的载荷计算是其设计工作中的重中之重,在民用飞机载荷设计过程中有非常重要的意义。主要介绍了民用飞机增升装置载荷的计算原理及设计方法,给出了一套襟缝翼气动和惯性载荷的工程算法。     

基于NURBS曲线的多段翼成形方法与验证

随着民机市场对大型客机的要求不断提高,增升装置的重要性日渐凸显。增升装置可以有效地提高飞机起降阶段的升阻性能。传统增升装置主要包括前缘下垂、前缘缝翼、后缘襟翼等。增升装置外形复杂,设计难度大,设计过程中不仅需要考虑多种增升装置之间的相互影响,还要考虑如何在不破坏干净构型气动外形的基础上实现增升装置的设计,并且增升装置外形精度对气动性能的影响极大,因此需要对其气动外形参数化设计方法进行研究。一套有效的增升装置气动外形参数化设计方法可以极大提高设计效率,缩减研发成本。基于NURBS曲线的可塑性和可控性,提出一种多段翼切割曲线参数化设计方法,实现了对多种干净构型增升装置的成形设计,并验证了该方法的可行性和通用性。     

一种进气道流场畸变模拟装置的研究

提出了一种用于进/发匹配的畸变模拟板与紊流发生环组合畸变模拟技术,根据该技术所设计的畸变模拟装置由可调节角度的模拟板以及可换装的紊流环组成,轴向长度仅等于通道截面一倍当量直径。通过实验研究得到了可调畸变模拟板与可换紊流发生环的几何设计参数及其组合状态下的气动性能变化规律,为该组合模拟技术的进一步运用打下了基础。      

应用人工神经网络技术对波音747—200型飞机发动机故障诊断研究

用人工神经网络技术,对波音７４７－２００型飞机的ＪＴ９Ｄ发动机的故障诊断进行了研究,并构成了诊断装置。该研究使用北京飞机维修工程有限公司提供的发动机性能监控数据央脱机后根据性能排队情况艇经验推定法,对发动机的一些常见故障和突发性故障进行了诊断。在诊断过程中,首先搜集发动机的故障状态数据,并对这些数据进行归纳选择,制成了诊断用的教师信号“故障模型”,通过神经网络系统对教师信号的学习,在一定范围内,对     

Nonlinear hysteresis identification and compensation based on the discrete Preisach model of an aircraft morphing wing device manipulated by an SMA actuator

The conception of aircraft morphing wings thrives in aeronautics since the appearance of shape memory alloys(SMAs). An aircraft morphing wing device, manipulated by an SMA actuator, inherits the intrinsic nonlinear hysteresis from the SMA actuator, ending up with control disadvantages. Conventionally, systems with SMA actuators are constrained to bi-stable states to bypass the hysteresis region. Rather than retreating a morphing wing device to bi-stable states, this paper is dedicated to transcend the morphing wing device beyond the customary limit. A methodology of discrete Preisach modeling, which identifies the hysteresis of the morphing wing device, is proposed herein. An array of discrete equal-distance points is applied to the Preisach plane in order to derive the Preisach density over the partitioned unit of the Preisach plane. Discrete Preisach modeling is fulfilled by the discrete first-order reversible curve(DFORC). By utilizing the discrete Preisach model, the aircraft morphing wing device is simulated; the validity and accuracy of discrete Preisach modeling are demonstrated by contrasting the simulated outcome with experimental data of the major hysteretic loop and the wingspan-wise displacement over time; a comparison between simulation and experimental results exhibits consistency. Afterwards, a hysteresis compensation strategy put forward in this paper is implemented for quasi-linear control of the aircraft morphing wing device, which manifests a compensated shrinking hysteresis loop and attains the initiative of extending the morphing range to the intrinsic hysteretic region.