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411.
412.
力矩器作为动力调谐陀螺(DTG)的关键器件,影响着陀螺在贮存条件下的长期稳定性。力矩器标度因数是衡量陀螺稳定性的重要参数。为研究动力调谐陀螺仪力矩器标度因数的变化原理和规律,以故障模式、机理和影响分析(FMMEA)方法为基础,分析贮存条件下陀螺力矩器标度因数变化主机理,确定影响其变化的机理部位和应力类型;结合底层主机理部件胶蠕变和磁钢退磁随环境应力、时间的变化趋势,建立系统层力矩器标度因数变化量的长期预报模型;以某DTG为例,结合其贮存剖面,进行基于模型的贮存稳定性分析,计算得到5年内力矩器标度因数变化值,与历史数据相比较,二者趋势一致,证明本文研究方法的正确性;同时利用建立的变化模型进行陀螺加速性分析,得到陀螺参数的加速因子,为加速退化试验的设计提供依据。 相似文献
413.
针对现有的安全关键软件可靠性验证方案与可靠性验证测试加速过程进行分析和总结,提炼出每一种方案和加速过程的内容与适用范围,从而帮助软件可靠性测试人员能有效地选择最为合适的可靠性验证测试方案与加速过程。从而提升软件可靠性验证测试的工程应用能力,确保安全关键软件的可靠性水平。 相似文献
414.
以提高某型飞机配电系统可靠性及灵活性为目的,设计了一种以DSP为控制内核,以μC/OS-Ⅱ实时嵌入式操作系统为软件平台的固态功率控制器。硬件选择上,系统主控制单元采用TI公司的DSP芯片TMS320F2808;功率开关芯片选用具有自保护功能的BTS724G,以期提高系统可靠性和降低功耗;采用ACS756电流传感器替代传统采样电阻。软件实现上,给出了详细的软件设计思路和系统程序设计。系统调试表明,设计的基于DSP的固态功率控制器很好地满足了负载通断要求,开关准确度和灵敏度比较高。 相似文献
415.
本文提出一种具有神经网络自适应补偿的、位置伺服系统的、PID控制结构模式。在该系统中,控制器由两部分构成:一部分是常规的PID算法;第二部分是由前馈神经网络构成的自适应补偿器。数字仿真试验和实际测试的结果表明:本文提出的方法对存在系统参数不易准确确定及飞线性因素不易定量描述的位置伺服系统的控制问题,显示出了较好的效果。系统输出精度高,响应速度快并具有相当强的鲁棒性和客错性。 相似文献
416.
417.
飞机结构的当量环境谱与加速试验谱 总被引:26,自引:7,他引:26
提出用金属腐蚀电流IC作为度量尺度和用控制金属表面湿润时间的方法,来加速环境谱。通过作者的ESXU系统软件的计算,及COES当量折算系统的试验,给出了COE当量折算曲线,并给出了北方沿海日历寿命为一年的当量试验谱,根据与挂片试验对照,证明此方法是可靠的 相似文献
418.
419.
PID控制器与CFD的耦合模拟技术研究及应用 总被引:2,自引:0,他引:2
飞行控制系统(FCS)与计算流体力学(CFD)的耦合求解是一个崭新的研究领域。传统的飞行控制系统的工程仿真方法依靠气动力模型或气动力数据库得到不同飞行姿态的气动力;而当前方法通过耦合求解Navier-Stokes方程和刚体动力学方程(RBD)以获取飞行器运动过程实时流场和非定常气动力。由于充分反映了气动力的非定常、非线性效应,因而从根本上保证了飞行控制系统仿真的精度。以方形截面导弹俯仰姿态控制为例,首先给出了系统的传递函数,并基于系统在单位阶跃舵偏操纵下的开环响应特性,提出了传递函数的修正方法,进而设计了该外形俯仰姿态控制的PID控制器。数值模拟了不同控制参数时,P控制器、PD控制器和PID控制器的控制效果。针对不同的控制指令,根据建立的控制律,数值模拟了飞行器在PID控制器作用下的实时响应过程,最终成功实现了对飞行器的俯仰姿态控制。研究发现,当飞行器作慢速机动时,工程仿真与CFD数值计算的结果吻合很好,两种方法可以互相验证;但快速机动时,两种方法给出的结果差异明显,基于CFD的耦合模拟方法由于模拟了飞行器运动和舵面偏转导致的非定常流动过程,其结果比基于静态气动力的工程方法的可靠性更高。在大攻角和快速机动等非定常效应较强时,采用CFD方法评估和验证飞行控制系统是很有必要的。 相似文献
420.
赵贺伟 《海军航空工程学院学报》2016,31(6):601-606, 634
针对高超声速飞行器非线性控制研究问题,介绍了在控制器设计中的特点及难点;阐述了在现有文献中关 于高超声速飞行器非线性控制相关研究工作,并分别从变结构控制方法、鲁棒自适应控制方法、结合智能控制方法 以及观测器在控制器设计中的应用等方面进行了分析;最后,结合高超声速飞行器自身特点,指出了高超声速飞行 器非线性控制领域的研究热点和发展趋势。 相似文献