摘要：介绍民用飞机通常采用的共晶盐过热探测线探测高温引气导管泄漏的探测原理。用热风枪模拟机上引气导管泄漏,试验研究探测线的报警响应时间的影响因素。结果表明,探测线报警响应时间受温度影响较大,受热气流速影响较小;124℃探测线比154℃探测线更加灵敏。

摘要：为实现机体损伤区域准确高效的划分,实现对机体损伤模型重构的数据支持,引入结构张量理论,对机体损伤图像进行特征表示。构建结构张量特征空间,通过分析特征分布,可知损伤特征点分布相对独立,与特征取值无显著关联;以此为依据,提出基于特征邻域的损伤区域划分方法。通过机体损伤图像实例验证,与K均值聚类划分方法对比,对比结果表明,该方法划分的损伤区域准确,边界连续,细节完整,能够消除小范围邻接区域对划分结果的干扰。

摘要：飞行试验过程中采用无线通讯技术实时将试验机上的测试数据与图像进行下传与实时分析,可以提升试验的安全性和效率。针对试验频段紧张与S波段FM编码传输带宽低的问题,构建了一种适用于飞行试验的OFDM数据传输系统,采用频域预编码成型、时域定位脉冲抵消技术,设计了发送接收端的电路,实现了对峰均比的高效抑制。

摘要：齿轮作为一种重要的机械零件,其设计与制造直接影响着机械设备的实际性能与工作质量。由于齿轮的工作寿命与齿轮的最大弯曲应力的六次方成反比,因此精准地计算齿轮齿根的弯曲强度,是延长其使用寿命的必要保证。为了更精准地实现齿轮的弯曲应力的求解计算,本文提出了基于等几何法的齿轮弯曲强度分析算法,实现了对平面齿轮结构力学性能的等几何分析,给出了对二维平面直齿圆柱齿轮的齿根弯曲强度的等几何分析计算结果。将该方法的计算结果与传统齿根弯曲应力计算公式的理论值、基于有限元法的分析结果进行对比,结果表明等几何分析技术在分析齿轮齿根弯曲应力时具有较高的精度和效率,且与有限元法所得应力场相比,其应力场更光滑,从而为求解齿轮齿根弯曲强度问题提供一种有效的方法。

摘要：近年来,虚拟显示作为飞机结构静强度虚拟试验中的重要功能之一,在航空结构试验领域获得了广泛应用,促进了虚实融合试验新模式的发展。系统梳理了当前航空虚拟试验中的关键问题,基于自主CAE图形引擎***,从试验数据实时监控处理、三维云图快速绘制、试验应变片快速定位及关联显示及支持多镜头的用户界面设计等4个方面总结了在虚拟显示领域的关键技术探索,形成了一款虚拟显示软件,具备试验应变数据三维云图实时显示和试验应变片快速定位及关联显示功能,并在航空型号试验现场进行了应用,结果表明效果显著。

摘要：风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段,通常采用增压提高风洞试验雷诺数,而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰,并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比,表明升力系数相差0.006,阻力系数最大相差0.001 2,俯仰力矩系数最大相差0.01,验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明:腹撑使得全机升力增加、阻力减小,俯仰力矩增加;腹撑对升力影响的主要部件是机翼,腹撑使得风洞中心以上动压增加,提升上翼面流速,从而增加了机翼的升力;与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负,且主要影响部件为缝翼,原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力;腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化,可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正,具有一定的工程实用性。

摘要：针对微惯性传感器受热、力学等环境的影响显著,传统的多项式误差模型补偿效果不理想的问题,建立一种基于长短时记忆(LSTM)深度神经网络的MEMS-IMU误差模型。模型输入信息为MEMS-IMU输出的角速度、加速度、温度,输出为角速度误差、加速度误差。同时,设计了基于长短时记忆神经网络的MEMS-IMU误差模型标定流程,构建了MEMS-IMU热、线运动、角运动等多维误差因素的综合激励训练集,对长短时记忆神经网络模型进行训练。对训练得到的模型进行验证,结果表明,相对于传统方法,采用所提出的模型对加速度和角速度进行误差补偿后残差均值减小约70%,均方差分别减小39%和64%,补偿效果更好。

摘要：保护乘员的生命安全是飞机适坠性设计的最终目标。为了更为准确的模拟乘员在坠撞过程中的动响应及伤害情况,利用LS-Dyna构建了包含假人及座椅约束系统的机身段坠撞仿真模型,对机身段在垂向撞击速度为9.14 m/s时结构及乘员的动响应进行了详细分析,包括机身结构的吸能特性及破坏模式、舱内设施的系留状况、乘员的运动及伤害情况等,并通过与试验数据的对比验证了坠撞仿真模型的可信性;最后,开展了民机适坠性评估方法研究,通过对相关适航条款、咨询通告及标准的解读和梳理,提出了以生存空间、系留强度、乘员伤害、撤离通道和坠撞后环境为考核指标的民机适坠性综合评估方法。机身段适坠性分析表明,垂直坠撞环境下乘员的伤害模式主要为腰椎和小腿伤害,坠撞过程中乘员腰椎最大压缩载荷为6.78 kN,小腿胫骨最大轴向压缩载荷为7.46 kN;利用提出的适坠性综合评估方法对所构建民机的适坠性进行了系统评估,可知其适坠性较好,除乘员腰椎载荷稍微超出适航规定值而需要进行相应的设计改进之外,其余评估指标皆符合要求。

摘要：为了解决飞机舵机电液加载系统的多余力控制问题,以及其性能受到干扰的影响问题,提出了一种基于数据驱动的包含反馈控制器和前馈控制器的复合抗扰控制方法。首先,设计了一种线性自抗扰控制器(LADRC),利用扩张状态观测器(ESO)对系统的不确定性与所受的多源干扰进行了估计,采用干扰补偿器和反馈控制器对干扰进行了抑制,进而保证了系统的闭环控制性能;接着,通过前馈控制器的调节,提升了系统的暂态和稳态性能;采用了基于数据的带约束的迭代反馈调节方法,通过输入输出试验数据,对控制参数进行了优化,以整定复合抗扰控制器的参数;最后,通过MATLAB/Simulink和AMESim进行了联合仿真,以验证基于数据驱动的复合抗扰控制方法的有效性。研究结果表明:相比于PID控制器,在阶跃响应下,经过迭代反馈调节(IFT)优化的复合抗扰控制方法调节时间缩短了52%,超调缩小了62%,稳态误差降低了20%;相较于传统PID控制方案,在阶跃响应和正弦指令力信号下,基于数据驱动的复合抗扰控制方法系统跟踪误差分别缩小了约32%和73%。

摘要：针对多个圆锥曲面管道,提出了利用2片toric曲面构造管道过渡曲面的方法.首先根据管道的几何特征确定多边形参数域,对参数域进行正则分解;然后借助toric曲面的退化理论与有理Bézier曲面间的几何拼接条件,给出过渡曲面G1连续时toric曲面控制顶点所需满足的几何条件.文中方法不需求解方程组,具有一定的灵活性.最后通过具体实例证明了该方法的有效性.