为准确分析飞行器气动载荷的实际变化规律,降低舱门、舱体类结构部件所受到的冲击载荷作用,设计基于分布式架构及PAC技术的风洞测试及控制系统;在Hadoop集群安装环境中,设置HBase加载模块,借助压电传感器结构与压力控制子回路,实现对加热器供气管路的指向性连接,完成风洞测试控制系统分布式架构集群的建立,解决飞行器舱门及舱体结构的气动载荷获取问题;以驱动性程序作为软件控制基础,将所有待处理的传感器信息及测试数据显示至相同控制界面中,实现对风洞测试控制信号的准确分析,完成基于PAC技术的风洞测试自适应控制研究;仿真实验表明,不断增大压电传感器所承受的气动载荷总量,在风洞测试控制系统的支持下,舱门、舱体所受的实际冲击载荷作用均下降至4000 GB左右,能够满足缓解飞行器气动载荷压力的测试初衷。

单一信息呈现出模糊性和不完备性,无法准确评估液压泵的工作状态。为此,提出一种基于振动烈度理论的多传感器信息特征提取方法。通过物理量转换法将滤波后的泵出口流量信号和压力信号分别转换成速度信号和加速度信号;利用振动烈度的频域计算方法提取振动、流量和压力信号的烈度特征因子;以滑靴磨损故障为例分析烈度特征因子的敏感性,找出对故障反映敏感的烈度因子。本研究对于增加信息完备性和提高状态评估准确率具有重要意义。