目前在进行临近空间太阳能无人机的设计时,通常采用常规布局,但常规布局的无人机在空气密度低的飞行环境中,速度小、动压小,气动性能较差,且常规布局飞机的表面不平整,不利于太阳能电池的大面积铺设;为此,特设计了一种飞翼布局的临近空间太阳能无人机,通过对翼型的气动仿真分析,优选出适合临近空间飞行环境、适用于飞翼无人机的反S型低雷诺数翼型,并采用翼梢外洗设计以改善无人机的稳定性,最后使用数值计算方法进行仿真计算,检验所设计飞翼无人机的气动性能;结果表明,根据数值方法仿真,所设计的临近空间太阳能飞翼布局无人机气动性能得到显著改善。

根据液压泵振动信号的非线性及信噪比低等特点,针对现有加权方法存在的不足,提出了基于改进加权多尺度形态学差值滤波器(improved weighting multi—scale morphological d—value filter,IWMMDF)的液压泵振动信号特征提取方法;该方法首先利用不同尺度的结构元素对信号进行形态差值滤波,再根据本尺度特征能量比占所有尺度特征能量比总和的大小对各尺度的滤波结果进行加权求和;仿真实验和液压泵故障模拟试验结果表明,该方法不但避免单尺度形态分析的片面性,而且可获得不同层次上的信号特征信息,能够有效的提取液压泵振动信号的特征。

以气动薄膜控制阀气室气密性故障为研究对象，首先对控制阀阀位响应信号进行希尔伯特-黄变换，通过经验模态分解方法检测故障的发生及发生时刻;其次分析了分解所得各阶模态及其能量占比特性，获得了气动控制阀气室气密性故障类别和强度的在线诊断;最后通过模型仿真和实体阀实验验证了文章提出的检测及诊断方法的有效性和实用性;研究首次将希尔伯特黄变换信号分析方法引入到非周期、非平稳过程故障诊断中来，完整的实现了气动控制阀气室气密性故障的检测、诊断和强度识别。

为满足高速风洞试验现场日益复杂的采集需求,研制了一种高速风洞微型测量系统,由电气接口模块、增益控制模块、低通滤波模块、扫描采集模块、主控模块、LAN总线接口模块组成,实现了电压信号放大、低通滤波、模数转换、数据处理与分析等功能;静态校准结果线性度及误差限小于0.03%,与风洞常规测量系统相当,将该系统成功应用于2.4米跨声速风洞标模测力试验,开展了与常规测量系统的对比试验以及测量精度试验,马赫数0.40、0.78、0.85对应的C Lα差量分别为0.0009、0.0004和0.0020,差异在2.0%以内,C m CL差量分别为0.0039、0.0003和0.0011,对应焦点位置变化均小于0.5%气动弦长,重复性精度指标绝大部分均在国军标合格指标以内,部分达到先进指标;结果表明微型测量系统精度和稳定性满足高速风洞试验要求。

随着大型客机电传飞控的引入,系统非线性问题逐渐突显;对于阵风载荷减缓系统而言,非线性因素往往会严重影响阵风减缓效果;采用有限元和偶极子网格方法建立气动弹性模型,并分析其实际工程中主要的系统非线性因素,包括饱和、速率限制与延迟;其次,根据机载设备探测的阵风信息,以翼尖加速度、翼根剪力和弯矩作为阵风减缓指标,设计了阵风预测以及自适应前馈控制方案,从而弥补传统反馈控制中的不足性;最后,针对3种系统要求指标,分别与传统反馈控制进行减缓效率的对比分析;研究结果表明,系统的非线性因素对阵风减缓效果具有重大影响,且利用前方阵风探测信息设计的自适应前馈控制方案具备更好的阵风减缓效果。

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。

飞行姿态控制系统作为飞机姿态控制的重要组成部分,对飞机起降、空中姿态调整具有重要影响;为快速建立液压作动系统数值计算模型、飞行员操纵及控制单元、舵面及起落架演示单元等实验实物环节,基于Automation Studio液压设计及仿真专用软件,设计与开发了某型飞机飞行姿态控制系统的半物理仿真实验平台;给出了飞行姿态控制系统半物理仿真平台软总体方案、硬件组成、工作原理及开发和实验流程;最后,以飞机方向舵为例,开发了包括液压油油箱、液压马达、控制阀门、作动筒及管道、溢流阀、限位开关等装置的数值计算模型,液压阀位置数字PID调节器,结合舵面及其加载演示系统PLC控制程序,配合现场人员的实际操控动作,开展了方向舵液压作动随动控制系统半物理仿真实验研究,试验并分析了飞机机翼液压作动系统位置随动过程中的运行工况,并记录关...

介绍了某静液传动性能试验台测控系统的组成与工作原理,阐述了硬件和软件的具体设计内容,对系统组态、多参数解耦等关键技术进行了研究.

针对液压冲击机械性能参数测试方法的现状，分析了现有方法的优缺点；根据国内外对冲击机械试验的测试经验，结合计算机测控技术的发展，设计并开发出了一种新的计算机辅助测控系统；重点解决了在干扰因素多和测控过程复杂的工业现场环境下的多性能参数的动态测控，以及多参数同步采集与数据处理等问题；利用所研制的系统进行了一系列的综合试验，测试结果证明，系统的稳定性、可靠性和测试精度等指标，都优于原有的系统。

自主式液压舵机是某型飞机操纵系统的关键部件;为提高其性能测试过程的自动化程度和测试精度设计开发了以计算机为核心、虚拟仪器技术为基础的自主式液压舵机性能测试系统;首先进行了测试系统的总体设计然后研究了基于LabWindows/CVI的测控软件设计最后进行了试验研究;试验结果验证了测试方案的可行性以及测试系统的有效性和可靠性。