DMT－1动态调制测试系统的研制

该测试系统是配合半主动寻的制导系统的测试设备。主要用于测量载波随时间变化的调频信号的调制频率、载波频率、最大频偏量和调制信号经调制器后产生的相移等参数，还可对两微波信号混频后的频率进行测量。该系统采用了脉冲计数式鉴频器方案，具有线性鉴频范围大，便于集成化等优点，并解决了小频偏测量和调制器引起调制信号相移的测量。电路设计中采用了高性能低通滤波器设计、高稳定度低织波稳压电源设计、ＰＬＤ器件和良好的屏蔽等多种措施；在数据处理中采用了多点平滑、分频段定标、计算公式细化等多种技术，使测试准确度达到或超过技术要求的指标。该系统具有电路设计合理、测试及数据处理速度快、使用操作简便、自检定标方便、测试准确度高、工作稳定可靠等特点。     

SMA密封射频同轴连接器的研制

较详细地讨论了SMA射频同轴连接器的设计、加工,并给出了自行研制的密封SMA座-SMA座的电压驻波比与国外同类产品的对比测试结果。测试结果表明,主要技术性能已达到美军标和任务书给出的指标,并接近国外同类产品的指标(OSM208A),不仅满足了部分用户的急需,且填补了国内一项空白。     

微机在推进剂定容爆热测量中的应用

用石英晶体温度计将氧弹式热量计中的温度信号转换为电信号,输入到瞬态波形存贮器进行数据采集,然后送入微机进行数据处理,求出定容爆热.本文简要介绍测试系统、数据处理方法及程序.     

利用锥形内孔装药发动机和燃速辨识方法确定推进剂的基本燃速

通过锥形内初装药发动机试验的压力-时间曲线,利用燃速辨识方法获得了高低两个压强范围装药的基本燃速表达式,比较了考虑c~*、k随燃烧室压强P变化和不考虑其变化所得的基本燃速表达式及其对内弹道予示的影响.结果证明,用本方法获得的燃速比燃速仪获得的燃速高5～8%,预示的内弹道曲线也与发动机实测曲线基本吻合.     

用百分表测量零件偏心距的误差分析

以百分表为例，说明它在测量偏心距时所存在的各种误差并加以量化分析。最后以曲线图的形式表示出测量误差与测角a、工件外径R、偏心距e之间的关系。     

基于测量确定性或诊断性参数对剩余使用寿命的判定

在测量确定性或诊断性参数基础上,介绍了发生故障前在使用寿命的扩散分布过程中对剩余寿命评估的方法。在使用中当不能测量寿命(确定性)参数,但能测量某些诊断性参数(一个或几个),而这些参数能间接的反映了项目寿命的消耗时,那么必须进行预先研究适应于寿命(确定性)参数极限值的诊断性参数极限值,然后就能按照使用中测量的诊断性参数来预测该项目的剩余使用寿命。在这种情况下提出了剩余使用寿命预测的数学模型。     

用于表面温度测量的导热反问题的误差研究

讨论了用于温度测量的非稳态一维线性导热反问题。通过引入正则参数 ,这种不适定问题得到了稳定的解。在给出非级数形式的分析解后 ,计算误差可以通过数值解与准确解的比较确定。同时讨论了影响计算误差的各种因素。     

材料热物理性能非稳态测量方法综述

非稳态法具有快速、准确的特点,一次测量可同时得到热导率、热扩散率和热容等多个热物性参数,测试范围可覆盖多种材料和较宽的热参数区间。阐述了目前国际上主要的六种非稳态测量方法及特点、测量原理及理论模型公式。     

A practical filter error method for aerodynamic parameter estimation of aircraft in turbulence

It is common for aircraft to encounter atmospheric turbulence in flight tests. Turbulence is usually modeled as stochastic process noise in the flight dynamics equations. In this paper, parameter estimation of nonlinear dynamic system with both process and measurement noise was studied, and a practical filter error method was proposed. The linearized Kalman filter of first-order approximation was used for state estimation, in which the filter gain, along with the system parameters and the initial states, constituted the parameter vector to be estimated. The unknown parameters and measurement noise covariance were estimated alternately by a relaxation iteration method, and the sensitivities of observations to unknown parameters were calculated by finite difference approximation. Some practical aspects of the method application were discussed. The proposed filter error method was validated by the flight simulation data of a research aircraft. Then, the method was applied to the flight tests of a subscale aircraft, and the aerodynamic stability and control derivatives were estimated. All the estimation results were compared with the results of the output error method to demonstrate the effectiveness of the approach. It is shown that the filter error method is superior to the output error method for flight tests in atmospheric turbulence.     

基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量研究

为了有效解决多传感器安装的困难和音轮转子不平衡问题,研究了一种基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量方法,提出带有多个常规齿和一组对称标志斜齿的新型音轮结构,经过信号处理模块把传感器波形调理成方波,分析方波边沿时刻就能获取螺旋桨的桨距、相角和转速。通过COMSOL数值仿真研究了不同音轮结构对电压波形及测量精度的影响,设计了涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量试验台。试验结果表明,在非极端齿位差角范围内,桨距和相角的误差曲线呈现很好的线性特性,经过线性补偿修正后,桨距、相角和转速测量精度可以分别控制在±0.7%,±0.05%和±0.027%,可以满足涡桨发动机控制精度需求。