高速机载采集记录设备的模块化设计技术

提出了一种模块化、通用化的高速机载数据采集记录设备。设备采用模块化设计,连接器和设备对外接口采用通用标准接口,能够同时采集音视频、总线和离散量数据,并对数据进行处理打包和存储。可适应多型号飞机的数据采集和记录需求,降低了设备研制风险,增加了设备的可靠性和维护性,为通用高速机载数据采集记录设备的研究和发展提供了方向。     

民用飞机地面支援设备和工具验证的研究

民用飞机的维护、修理、改装、抢救等工作离不开地面支援设备和工具的支持。地面支援设备和工具的验证是其研制工作的关键环节之一。在地面支援设备和工具交付客户之前,民机制造商应当选择部分地面支援设备和工具进行充分、有效地验证以确保这些设备和工具能够满足客户使用需求。给出了地面支援设备和工具的四维验证评价标准。总结出了民机制造商可采用的三种地面支援设备和工具的验证方式,并分析了这三种验证方式的主要特点以及选用流程。操作验证是民机制造商最普遍采用的、最重要的验证方式。针对操作验证,具体分析了操作验证实施的五大关键因素,介绍了操作验证的四个工作环节以及各环节的主要工作内容。最后,提出了若干与地面支援设备和工具验证相关的工作建议。     

鱼雷发控系统的自动化检测设计

介绍了鱼雷发控系统测试设备的工作原理及其功能;给出了测试设备的硬件构成和软件设计方法,并分析设计中所采用的关键技术;研究认为,采用LabWindows/CVI作为软件开发平台,具有良好的人机界面。     

柔性装配制孔设备运动学分析及仿真研究

柔性装tINTL设备的应用显著提高了飞机的装配效率,减少了制造时间和成本。为了对制孔设备进行精确控制,运用D-H参数法建立了NTL设备的运动学模型,采用基于CAA的CATIA二次开发技术开发了柔性装配自动制孔设备离线编程与仿真系统．实现了在数字化环境下描述该设备的合理运动方案和有效控制算法,从而解决了其在设计、制造以及加工过程中可能出现的问题。     

检测设备网上实时监测研究

分析了基于网络的检测设备网上实时监测的实现方法,研究了以DataSocket和ActiveX技术来实现检测设备数据的传输与显示方法,采用Browser-Server(B/S)模式,以数显电感测微仪为例实现了监测端对检测设备的实时监测。     

840D复合材料铺放系统及其控制策略

结合大梁带铺放工艺设计了预浸带铺放设备.铺放设备总体采用龙门式结构.分析了铺放设备运动规律和控制要求.采用西门子840D的Gantry功能对龙门架x向移动和横梁的y向移动实现双边同步驱动.针对大梁带铺放工艺要求采用840D的三轴联动和插补功能实现铺带头主运动,两个光栅传感器检测龙门位置(x,y座标),一个旋转编码器用于控制铺放头摆动位置(z座标).采用S7-300完成多数字I/O并行控制,搭建了铺带专用数控系统,很好的完成了铺带运动控制要求.     

基于卫星授时控制器的设计与实现

针对一些小型试验场或舰船上的条件局限性,对授时、控制等参试设备提出了更高的要求,希望提供一种功能全面、携带方便的小型化设备,用以满足试验的多种需求.为解决这个问题,研制了新一代时统设备——卫星授时控制器.基于GPS（全球定位系统）/BDS-Ⅱ（“北斗”二代）卫星授时原理,采用功能较强的微控制器和可编程器件产生多种时频信号、控制信号和模拟导航信息,实现了定时、控制、接收和产生等多重功能,提高了设备的集成性、通用性和便携性;同时采用倍频、锁相、驯服等技术,使设备10 MHz频率源的准确度提高2个量级,卫星同步精度优于50 ns.该控制器已成功应用于移动测控站和舰船试验中,效果良好.     

基于加工能力模糊聚类的设备分组方法

为了在工艺设计中高效、合理、准确地确定加工设备,实现资源优化配置,提出了基于加工能力模糊聚类的设备分组方法.该方法采用加工能力元描述设备的加工能力,通过对加工能力元的聚类分组,实现对设备的分组.在此基础上,建立了加工能力元的数学模型,采用区间数模糊C-均值聚类算法对模型进行了求解,并采用改进的最大最小距离算法产生初始分组中心.最后,通过具体实例,验证了该方法的有效性.     

综合测控设备训练仿真系统分析与设计

介绍了基于分布式交互仿真技术对综合测控设备训练进行计算机仿真的分析与设计方法。通过对设备实际图像的优化和分解,实现大型设备高逼真度的“软”模拟操作。在软件设计上运用了Socket技术来解决不同分系统间的数据传输问题。由于采用了标准化和模块化设计思想,系统可以灵活地扩充和移植。     

基于PXI总线弹载模块自动测试系统的设计与实现

以建立一套弹载模块自动测试系统为目标,采用了基于PXI总线结构的虚拟仪器测控技术,同时采用成熟的数据采集模块与电源模块,并配备高性能的计算机,实现了弹载模块的批产测试设备,在介绍PXI总线结构的基础上,重点介绍了该测试设备的软/硬件组成、系统结构和特点。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。