摘要：无人机编队飞行可以大幅提高作战效率,但也面临多机任务协同分配,传感器数据融合等问题。为提高对目标打击的成功率,从无人机近距离编队出发,采用长机-僚机结构,建立以僚机速度方向为X轴且建立固连于僚机的旋转坐标系,根据两机相对运动关系建立编队运动数学模型,设计一种小脑模型神经网络(CMAC)与PID并行控制器,以双机编队为基础对控制器进行仿真验证。仿真结果证明该控制器可以实现近距离队形保持与队形重构功能,与传统PID控制器相比,在受到干扰情况下,编队队形可以以更小调整快速恢复,并且在PID参数变动时,仍能完成队形保持与重构,具有更强的鲁棒性。

摘要：为验证基于作动筒运动位移数据的加载点惯性力计算方法,设计位控作动筒高频推动测力传感器及质量块往复运动的验证试验,同时在控制系统中引入位移数据FIR滤波算法及加速度计算算法。试验结果表明,试验过程中惯性力计算方法与实际测力传感器反馈数据量级一致,初步证明了算法的可行性。

摘要：全尺寸飞机结构强度试验过程中,由液压作动筒及连接件构成的执行机构经常出现振动现象,该现象具有不可预测性,同时也是高载试验中的重要风险点,甚至成为威胁试验件安全的重要隐患。通过对结构强度试验中所使用的协调加载控制器的控制规律进行建模,设计两种输入方式下不同阻尼参数的验证试验,分析阻尼参数对结构响应的影响。结果表明,阻尼参数能够明显抑制振动,显著提高系统稳定性,但同时会增加系统调节时间。

摘要：针对结构静力试验中极小载荷多点协调程控加载的需求,提出了以慢速比例阀为执行结构、水箱内液体重力为控制目标的试验方法,建立了水载荷控制模型。为提高试验控制系统的响应速度,设计了直接数字量控制算法并与经典PID控制算法进行了对比。仿真结果表明,该试验方法能够实现静力试验中极小载荷闭环控制,直接数字量控制算法优于经典PID控制算法。

摘要：本文通过对疲劳试验中应变测量设备,采集控制设备中力反馈数据的基本原理及实现方式进行分析,详细阐明影响控制设备采集到的力反馈数据与应变测量设备采集到的控制设备中力反馈数据间同步性的因素,设计虚拟试验对同步性进行验证。结果表明,应变测量设备能够从控制设备中采集力反馈数据,并且采集到的力反馈数据滞后于控制设备采集到的力反馈数据,在给定试验条件下,滞后不大于135ms,满足试验要求。

摘要：针对数字图像数据大批量传输及PCI总线高数据吞吐率的特点,为同时实现计算机高速数字图像信息注入与回读,设计了一种基于PCI总线的硬件方案,该方案以PLX9054为PCI接口芯片、SDRAM为数据缓存模块、FPGA为控制单元,可用于数字微镜阵列(DMD)仿真数据注入及红外探测设备后端数据接收。详细分析了PCI接口芯片本地侧逻辑及SDRAM读写时序协调关系,利用双片内FIFO分别构成读写缓冲,给出了包括PLX9054单周期读写、DMA读写与SDRAM读写在内的VHDL状态机模型及SDRAM控制器结构。通过实验验证,该方案同时实现了基于PCI总线的DMA高速数据读写与单周期控制指令读写,在SDRAM缓存数据方式下,读写速度都能稳定在50MB/s,并且该系统结构简单,实用性强。

摘要：以小型飞机气密试验充放气控制过程为研究对象,设计了两种气路安装及压力控制方案,通过小型飞机限制载荷静力试验60%预试对方案进行验证,选择压力波动范围较小的控制方案进行110%限制载荷静力试验。试验结果表明,气路安装过程中储气罐位置、气压传感器位置显著影响试验压力控制结果。所选控制方案能够将飞机气密舱压力控制在给定指令之上,整个限制载荷静力试验过程中压力波动低于0.001MPa。本研究能够为同类型飞机结构强度试验精密压力控制提供参考。

摘要：根据某型飞机地板滑轨结构特点，建立三维非线性接触分析模型并依据非线性接触理论，对该型飞机地板滑轨承载能力进行分析计算，预估承载能力及危险部位破坏模式，同时设计了一套试验装置及相应试验方法，依据分析所得危险部位及预估承载能力对其进行试验，得到地板滑轨承载能力和真实破坏形式，对分析结果和试验结果进行一致性分析可知，数值分析破坏形式与真实破坏形式一致、计算值与试验实测数值相当，表明分析模型和计算方法可用于类似结构的滑轨连接承载能力计算。

摘要：无人机编队飞行可以大幅提高作战效率,因而受到了越来越多的关注。从近距离编队出发,采用长机-僚机编队结构,设计一种基于BP神经网络参数整定的PID控制器,并以双机菱形编队为基础,对其进行仿真验证。仿真结果表明,该控制器能够实现双机近距离队形保持及重构,与常规PID控制器相比,省去PID参数整定时间,并且具有更快的响应速度、更小的超调量及更好的鲁棒性。

摘要：为验证某型飞机前机身筒段混合结构全局以及局部温度应力分析方法,设计以大面积加热带、充气试验台为加载装置的热载-力载联合试验,提出一种以协调加载控制系统为核心的温度控制技术,设计了多种温度数据软件滤波算法,解决了温度载荷与气体压力载荷协调控制的问题,显著抑制了温度数据容易受到大功率加热装置及试验件内气体压力影响而产生的波动,圆满达到了试验考核要求,为其他飞机热力联合试验提供了参考。