一种基于LabWindows/CVI的以太网口的自动测试的方法

为解决航空电子产品中LRU的网络端口测试问题,提出了一种基于CVI的以太网口的自动测试方法,详细介绍了Ping的过程,物理连接和软件实现自动测试的过程,避免了手动输入命令测试的复杂过程,实现了软件自动测试网络端口是否相通,大大加快了测试进度。经试验论证,该方法具有高效、可靠、自动测试等特点,为LRU的以太网网口测试提供了一个可行的方法和思路。     

基于ATML标准的ATS软件建模技术

论述了国外ATML标准体系结构和构成ATML标准所有子模型的描述方法,提出了在现有ATS软件平台基础上,实现兼容ATML标准所需的建模流程设计、模型识别及模型运行流程设计等技术途径,为实现ATS软件平台的通用性、开放性及武器装备各种维护级别的测试资源的共享奠定了技术基础。     

规则回转体自动铺丝轨迹规划与丝束增减

为满足自动铺丝轨迹的满铺覆性要求，针对现阶段自动铺丝轨迹规划存在的不足，提出了不同的丝束增减算法。首先讨论纤维铺放方向的确定和中心轨迹数量的计算，设计不同铺放方向轨迹的生成算法。然后以丝束重叠系数为重要参数，对于纤维局部堆积和空缺问题提出单侧纤维裁剪算法和双侧纤维裁剪算法，并对裁剪后的重叠区域和间隙区域进行面积求解，使得纤维丝束均匀覆于芯模表面。最后基于CATIA CAA二次开发平台，将上述算法集成到纤维铺放CAD系统中，通过运动仿真系统验证算法的正确性。利用提出的丝束增减算法，实现了间隙/重叠区的均匀分布，尽量降低了富树脂区等相关缺陷的聚集对性能的不良影响。     

基于构架和构件复用的飞机自动钻铆开放式数控系统

针对当前轻型自动装配系统数控系统开发过程中周期长、稳定性差的问题,提出一种基于构架和构件复用的开放式数控系统,可实现软件复用,降低开发成本和周期.结合EtherCAT工业以太网和Ethemet技术进行了钻铆系统的集成,并在单机器人自动钻铆系统和双机器人自动钻铆系统上进行了验证,验证系统可行.     

飞机自动着陆纵向块对角控制器设计

在阐述了块对角控制理论和分析飞机运动特性的基础上,把飞机纵向运动方程转化为块对角非线性系统,并设计了飞机自动着陆纵向块对角控制器。仿真结果表明,该控制器能够控制飞机自动着陆,跟踪性能良好。     

整体壳段典型特征高效模块化编程技术

整体壳段为航天产品核心零部件，具有结构复杂、尺寸精度高、材料去除率大、工艺过程复杂、加工周期长等特点。在壳段数控加工过程中，存在编程难度大、重复工作量大、效率低及编程质量与编程人员能力水平密切相关等问题。为了适应高效、高可靠性的任务需求，依托成熟商用CAM软件，通过对整体壳段典型特征的分析，基于UG NX软件平台研究并开发了典型特征自动化编程模块，有效提高了加工程序的质量稳定性，并极大降低了工艺人员的编程操作量，提高了工艺设计效率。     

分布式容错配电系统设计与仿真

阐述了分布式容错配电系统的功能需求及构型设计,完成了分布式容错配电仿真验证系统的研制,并进行了试验验证。结果表明:系统运行可靠,控制逻辑正确,系统设计满足功能要求。     

复杂动态系统实时仿真模型自动生成

提出了一种表示复杂动态系统数学模型的分层结构,探讨了模型变量与参数在实时仿真程序中的引用－赋值关系,提出了一个既包含了模型的数学特征,又包含了模型实时运行所需的信息的实时仿真模型分层结构。在此基础上设计了一个实时仿真模型库及实时仿真模型自动生成系统。     

军用飞机跳伞供氧系统改进

介绍三种跳伞供氧分系统改进方法,可用在现役主战飞机的跳伞供氧分系统中增加快速、可靠的分离机构,配合手动或自动解脱机构,使飞行员弹射救生后下降着陆或着水之前,能自动或手动解脱跳伞供氧分系统的大部分成件,使之脱离与人体的连接,减轻入水重量,减少对救生过程的不利影响,以提高水上救生的成功率。经过试验检验提出了一种较优改进方案。     

跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法

跨声速层流翼型设计须兼顾优良的超临界特性和自然层流特性,因而对设计方法提出了更高的要求。针对现有反设计方法和直接优化设计方法的不足,发展了一种适用于跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法。该方法引入了基于经验的局部流场特征作为反设计目标,翼型性能指标作为直接优化设计目标,然后加权形成了混合反设计/优化设计总目标,并同时考虑了气动和几何约束。优化算法采用基于自适应并行加点技术的代理优化,流动数值模拟采用耦合基于线性稳定性理论的e^N转捩自动判定的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器。针对现代中短程民用客机需求,以NPU-LSC-72613翼型为基准,开展了层流翼型减阻的混合反设计/优化设计。分别将局部目标压力分布、总阻力作为反设计和直接优化设计目标,得到了较好的优化结果,验证了方法的有效性。经过2轮优化结果显示混合反设计/优化设计总目标显著下降。所设计翼型吸力面局部压力分布与目标压力分布基本一致,总阻力下降15.5%;吸力面和压力面层流范围均大于55%倍弦长,激波强度显著减弱,说明所设计翼型同时具有优良的超临界和层流特性。将所设计翼型配置到机翼上,通过三维数值模拟进行校验,结果显示所设计跨声速层流机翼升阻比提高了6.64%,在一定升力系数范围内,气动性能均有显著提高,验证了所设计跨声速层流翼型在机翼设计中的适用性。