基于PXI总线的动力装置控制系统测试平台设计

随着航空工业技术的不断发展,动力装置控制系统测试平台技术水平发生了巨大的变化,具有测试信号多、接口类型多、测试数据大、数据处理复杂等特点。本文介绍一种基于PXI总线的飞机动力装置控制系统测试平台的设计方案,主要以我国正在研制的某型大型客机动力装置控制系统作为测试对象,采用主机-目标机形式,其中目标机采用PXI(PCI e Xtensions for Instrumentation,面向仪器系统的PCI扩展)架构,能完成飞机动力装置系统相关功能试验、相关系统交联试验和相关故障排除试验,为动力装置控制试验室的建设提供参考。     

基于RVCF的大视角差异图像匹配方法

文章针对 SIFT算法对大视角变化图像匹配效果差的问题,提出一种改进的 SIFT算法——抗视角变化特征 提摘取算法(Resistance to Viewpoint Change Feature,RVCF)。首先,利用最大稳定极值区域(MSER)算法提取图像中 的仿射不变特征区域;然后,利用协方差矩阵将 MSER检测出的椭圆区域转化成符合尺度空间条件的圆形区域;最 后,利用 SIFT算法对获得的圆形区域进行仿射不变特征的提取与匹配。实验结果表明:RVCF算法能够在大的视 角和尺度变化下成功实现图像间的匹配。     

基于混合数学模型的气路静电传感器灵敏度特性分析

航空发动机气路颗粒物静电信号及变化规律的准确表征是实现气路静电传感器设计及静电信号监测的理论基础.针对目前静电感应数学模型简化条件不合理导致模型精度不高的问题,从棒状静电传感器结构分析出发,在推导侧面和上下底面感应电荷数学模型基础上,提出了静电感应混合数学模型,利用该数学模型对静电传感器静态和动态灵敏度进行了分析.分析...     

湍流度对飞行器模型大迎角气动特性影响的初步研究

本文简要地阐述了在西北工业大学低(变)湍流度风洞中进行的湍流度对某战斗机简化模型在大迎角时气动特性影响的实验研究以及对实验结果的分析.实验的湍流度为:0.02%,0.10%和0.15%.实验结果表明,湍流度对大迎角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性.对于不同的迎角,湍流度对实验结果有明显不同的影响.当迎角小于20°时,湍流度对试验结果的影响不大.但当迎角大于20°时,湍流度的影响是显著的.     

PIS的概念和开发

结合航空制造业的一个实例，介绍了工艺信息管理系统的概念和开发策略，并对工艺信息系统的结构、功能及集成方法进行了分析，指出开发过程中出现的各种错误认识，以提高PIS开发的成功率。     

STS2111A模块式DC＼DC转换器测试仪的研制

介绍了主要适用于各种直流电源变换器的STSZllIA测试仪的硬件、软件组成以及系统测试的主要性能技术指标，并着重讨论了参数测试时的两个关键问题的解决。该测试仪性能优良、操作简单、使用方便、适用范围广，具有较好的准确度和稳定性，是保证DC／DC电路产品质量的重要检测手段。     

双欧法在克服伞-弹系统欧拉方程奇异性中的应用

文章针对伞弹系统欧拉方程奇异性，利用正、反欧拉方程精华区、奇异区呈倒挂的原理，建立了一套与飞机不同的反欧拉系统。将这套双欧系统应用在克服伞-弹系统欧拉方程奇异性中，取得了满意的结果。同时对双欧法与四元数法计算结果进行了对比验证，从而更加清楚地看到了四元数法的方法缺陷和不足，为进一步能将双欧法应用于伞-弹系统六自由度弹道实时仿真进行了有益的尝试。     

跨航空公司电子客票的初步研究

介绍跨航空公司电子客票(interlineelectronicticketing,iET)的概念、出现的背景、发展现状、系统结构、功能特点及其处理流程。     

开缝空腔抑制翼型跨声速抖振的数值模拟

采用非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法计算了18%双圆弧翼型的跨声速抖振特性,分析了翼面激波振荡及流场结构演化的特点,研究了在翼型表面开通气空腔抑制跨声速抖振的可行性,对空腔深度、开缝数目对激波振荡的抑制效果进行了对比分析。计算发现,18%双圆弧翼型的跨声速激波自激振荡只有向前的运动,没有向后的运动,开缝空腔能够抑制翼型跨声速抖振,但对抖振频率影响不大;空腔深度大,抑制效果好,但空腔深度变化对振荡频率影响不大;开2、3、4个槽缝抑制抖振的效果差别不大,开缝数量对抖振频率影响不大。     

国外成像侦察技术现状及发展趋势

成像侦察是近年来各国普遍重视的军事情报保障手段,论文首先分析国外航空平台和天基平台成像侦察装备的最新进展,然后介绍国外围绕侦察图像处理与解译所进行的相关研究工作,最后总结成像侦察技术的发展趋势。