飞机座舱盖试验台增压系统分段PID控制器设计

在飞机飞行过程中,随着高度的上升,飞机座舱盖有机玻璃易形成损伤,影响飞行安全。为了能在地面试验台更加精确地模拟飞机飞行过程中座舱盖承受的压力载荷情况,通过引入分段控制思想,对试验台座舱增压系统进行控制器设计;针对试验台座舱增压系统的组成结构,建立控制系统模型,研究在虚拟仪器中通过分段控制技术实现对座舱增压系统的 PID 闭环控制。结果表明:本文设计的 PID 控制器可以提高飞机座舱增压系统的控制精度与试验效率,满足试验台压力控制系统的技术要求。     

简单用户微编码器件适航要求研究

用户微编码器件的便捷性与高效性,使其在机载设备研制中被广泛应用。由于具有高度集成性和复杂性,难以通过传统方法对开发过程中产生的设计错误进行管理和评估,其使用会对飞机的安全性造成影响,因此通常采用研制保证方法表明用户微编码器件的适航符合性。但在实际项目中,用户微编码器件实现的功能可能较为简单,采用充分的确定性测试和分析相结合的方法足以表明其功能确定性,确保其在机载设备中的使用安全性。通过对现有适航咨询通告、工业标准及实践指南等资料的分析和研究,旨在梳理出简单用户微编码器件通过充分的确定性测试和分析相结合的方法表明适航符合性需满足的相关要求和关键要素,为机载设备制造商完成简单用户微编码器件的适航验证提供支持和帮助。     

5229D/T700导电环氧复合材料空间环境适应性研究

对5229D/T700导电环氧复合材料力学、电学、耐热特性进行了系统表征,通过真空出气、温度循环和总剂量辐照等环境试验考察了5229D/T700导电环氧复合材料空间环境适应性。结果表明,5229D/T700导电环氧复合材料Tg为236℃,150℃弯曲强度保持率为85%,150℃真空总质损为0.44%,可凝挥发物为0.05%,具有很好耐热性和极低的真空污染特性。同时发现5229D/T700导电环氧复合材料力学性能几乎不受温度循环和总剂量辐照的影响,而电性能在总剂量辐照试验后略有增加,表现出非常优异空间环境适应性。     

4和9GHz冷噪声源比对系统

介绍冷噪声源比对系统的工作原理,系统设计和采用的主要技术,系统误差分析及应用实例。     

用热敏电阻测量气流速度的研究

提出了一种用球形热敏电阻测量气流速度的方法。从加有恒定电流的热敏电阻在气流中的流动换热基本方程出发,建立了热敏电阻恒流式风速测量的理论模型。由风速标定实验研究,获得了热敏电阻的实际风速标定公式。实验结果表明,该方法可用于流速范围为（０．１～２．５）ｍ／ｓ,气流温度范围为（２９３．１～３０２．１）Ｋ的低速气流的速度测量,测量误差为±５％。该方法有体积小、流场干扰小、结构简单等优点,适合于多点布置进行空间低速气流速度分布的测量。     

异步电动机直接转矩控制系统的 MATLAB仿真

介绍了一种基于MATLAB的异步电动机直接转矩控制系统的仿真方法.在分析了直接转矩控制系统的结构和工作特点之后,结合MATLAB提供的仿真环境和各种工具箱设计了一个能分析整个系统性能的仿真系统.包括利用功率系统工具箱实现功率部分的仿真;通过编写自定义的S-FUNCTION实现各种复杂的控制算法;以及在SIMULINK环境下结合已有的各种工具箱实现系统的建模.最后给出了一个利用MATLAB对异步电动机直接转矩控制系统进行仿真的实例,为追求整体性能的提高提供了一个好的工具.     

一种柔性机器人的神经网络控制方法

提出了一种末杆为柔性杆的机器人的新型神经网络控制方法.它将末杆为柔性杆的机器人分解成刚性前端和柔性末端两部分,使用传统的机器人控制方法控制刚性前端,采用神经网络辩识柔性末端部分的逆模型,将末端的期望轨迹实时分解成末关节转角及末关节轴位姿的期望轨迹再分别进行控制.这一方法将传统的基于模型的控制方法和神经网络方法有机结合在一起.通过对平面3杆柔性机器人的数值仿真,初步验证了这一方法的有效性和良好效果.     

VR在航空器应急撤离的应用展望及适航审定研究

适航规章对民用航空器提出了应具备应急撤离的能力,明确了应急撤离演示试验的要求。针对民用航空器应急撤离的验证,当前普遍采用地面演示试验的符合性方法,传统的地面演示试验存在着试验开展安全保障难度大、成本高、对设备场地依赖强等局限性。而随着VR技术的出现与成熟,为航空器应急撤离验证提供了一种全新的方法。根据航空器应急撤离对应的适航条款,梳理了应急撤离演示试验的要求,分析了VR技术应用于航空器应急撤离验证的可行性和优点,研究了民用航空器应急撤离演示试验、航空器数字建模以及VR的技术特点等方面,提出了VR应用于航空器应急撤离验证时适航审定的主要审查内容、重点关注要素和技术审查要点,为建立VR应用于航空器应急撤离的适航审定方法提供参考。     

正常类航空器进气条款适航符合性研究

正常类航空器包括正常类飞机和正常类旋翼航空器,是通用航空产业的主要机型,发动机进气系统是此类航空器的重要组成部分,其设计的优劣关系到发动机能否正常工作,在适航审定中需要重点加以关注。为了全面研究正常类航空器进气条款的适航符合性,对正常类飞机及正常类旋翼航空器的适航标准、符合性验证方法进行了分析,并结合某型农林飞机及某型直升机的适航审定案例开展了对比研究。研究结果表明：正常类飞机及正常类旋翼航空器进气条款均采用说明性文件及飞行试验来表明符合性;说明性文件需要对进气系统的设计原理和组成等进行介绍,在具体型号中,此部分内容可以单独给出,也可以包含在动力系统设计说明文件之中;飞行试验验证不必单独开展,一般可与动力装置工作特性检查结合进行;通过对比不同型号的审定案例,给出了正常类航空器进气条款的符合性验证方法与思路,可为后续同类型号的研制与适航审定工作提供参考。     

直升机复合材料夹层结构边用轻质高刚性SynCore胶膜应用验证研究

随着复合材料夹层结构在直升机上应用越来越广泛,其结构边设计极为重要,既要满足零件连接和气动外形设计要求,又要尽可能地实现轻量化设计目标。本文设计了典型层压板元组件试验件,通过试验与理论相结合的方法,对SynCore胶膜材料进行了应用验证研究。结果表明：HC 9823.1 K20 aero胶膜的元组件试验数据稳定可靠,用挤压强度44.8MPa可作为直升机复合材料夹层结构设计与强度校核的参考依据