飞参系统实时监视技术研究

针对飞机研制阶段各系统交联试验时故障定位慢、检查测试手段匮乏的问题,设计了飞参系统的实时监视功能。飞参系统中的机载设备与地面设备通过以太网进行数据交互,实现飞机状态的实时监视。分析了实时监视功能的作用与优势,并从某型飞参系统功能需求出发,阐述了机载设备的硬件配置及软件架构。基于UDP通信协议,提出了一种机载设备与地面设备交互的数据收发策略。该策略通过地面设备控制数据通信周期,机载设备采集的数据按周期发送给地面设备还原显示,实现了飞行数据的一边记录一边监视。实际应用表明,飞参系统的实时监视功能丰富了试验测试手段,提高了各个系统试验效率,实现了对飞机实时状态的监测,为航前快速检测技术的发展奠定了基础,具有很高的工程实用价值。     

采用纹影法的微型航空发动机尾喷温度场测量方法北大核心CSCD

航空发动机作为飞机上的核心动力装置,对其运行状态的监测,可以提高飞机的安全性与经济性。航空发动机尾喷温度场蕴含着燃烧室内部燃料燃烧程度等有效信息,对其温度场的监测可实现对发动机运行状态的评估。传统的温度场测量方法一般采用单点温度计测量法、激光诱导荧光法(LIF)、可调谐半导体激光法(TDLAS)等,单点温度计测量法测量数据较离散、LIF设备应用复杂、TDLAS仪器设备价格昂贵。因此针对传统测量方法所存在的问题,提出了纹影测量法。首先需要纹影系统对温度场进行纹影成像,得到正确的纹影图像;根据纹影图像求得截面的折射率分布;根据折射率分布算得温度场分布,实现对温度场的测量。纹影测量法是一种非接触、高精度的测量方法,且无需特殊的激光收发装置。实验证明该方法可有效地应用于实验室微型涡喷发动机尾喷区域温度场的测量,可进一步为航空发动机的状态监测提供支持。     

采用纹影法的微型航空发动机尾喷温度场测量方法

航空发动机作为飞机上的核心动力装置,对其运行状态的监测,可以提高飞机的安全性与经济性。航空发动机尾喷温度场蕴含着燃烧室内部燃料燃烧程度等有效信息,对其温度场的监测可实现对发动机运行状态的评估。传统的温度场测量方法一般采用单点温度计测量法、激光诱导荧光法(LIF)、可调谐半导体激光法(TDLAS)等,单点温度计测量法测量数据较离散、LIF设备应用复杂、TDLAS仪器设备价格昂贵。因此针对传统测量方法所存在的问题,提出了纹影测量法。首先需要纹影系统对温度场进行纹影成像,得到正确的纹影图像;根据纹影图像求得截面的折射率分布;根据折射率分布算得温度场分布,实现对温度场的测量。纹影测量法是一种非接触、高精度的测量方法,且无需特殊的激光收发装置。实验证明该方法可有效地应用于实验室微型涡喷发动机尾喷区域温度场的测量,可进一步为航空发动机的状态监测提供支持。     

基于Android的综合航电数据监控平台的研制

为实现对某型综合航电系统进行地面在线监控,研制了一款基于嵌入式的数据监控平台.本平台采用Arm处理器,通过以太数据方式,采集航电系统中一系列飞行参数,按照算法进行分析和处理,最终实现了对综合航电系统的工作状态监控.在硬件设计基础上,开发了Android系统下的测试设备驱动及相应应用程序.从工程应用结果表明,该平台能够实现综合航电系统状态的定期检测以及组件故障判断.     

主元分析在航空发动机关键系统状态识别中的应用

航空发动机是飞机的心脏,因此,对其状态识别进行研究,一直是业界研究并试图解决的热点问题之一。本文以某型真实发动机气路系统为具体研究对象,通过在专业试验平台对其各种运行状态进行试验,采集其大量试验数据,在对其深入分析的基础上,提出采用高压转子相对物理转速、发动机进口温度、发动机进口压力、压气机出口压力、25截面压气机进口温度、低压转子相对物理转速、低压涡轮后温度、低压涡轮后压力等8个主要参数进行状态识别的方法,首先对其进行标准化处理,再对其进行主元分析,采用主元贡献率法计算出主元个数,并据此构建状态识别模型,确定 统计量和SPE统计量。并以确定的 统计量和SPE统计量作为航空发动机气路系统状态健康与异常识别的标志,对航空发动机气路系统健康与否进行识别研究,研究结果表明,该方法可以很好识别出航空发动机气路系统的运行状态,对航空发动机实际运行及所处状态的识别具有重要的使用价值与工程指导意义。     

基于虚拟仪器的某型导弹制导装置地面监测系统设计

针对目前某型导弹制导装置监测方式的落后现状,采用虚拟仪器技术开发了一套地面监测系统;该系统符合某型导弹制导装置的试验标准,是以PXI总线的数据采集卡和控制器为硬件平台,以LabVIEW作为软件开发平台,将采集模拟信号、视频信号和串口通信集于一体,能够对制导装置的性能和参数指标进行检测,并利用图像处理技术对导弹的飞行轨迹进行定性的监测;应用结果,表明该监测系统运行稳定可靠,提高了监测的效率和精度,具有一定的推广价值。     

基于DPCA与LSSVM的飞机发动机异常状态识别

针对飞机发动机异常状态识别精度差、效率低和易误诊漏诊等问题,提出了一种基于动态主元分析 (Dynamic Principal Component Analysis, DPCA)和最小二乘支持向量机(Least Square Support Vector Machine, LSSVM)的飞机发动机润滑系统异常状态识别方法。首先对发动机润滑系统参数进行DPCA处理以及在线检测是否有故障发生,如果有故障发生,再采用LSSVM方法进行异常状态识别。以某型飞机发动机润滑系统为例,对文中所提方法的准确性进行试验验证,由试验结果得出文中方法能有效提高飞机发动机异常状态识别准确率。     

基于后驱动装置控制系统设计

本文介绍了涡轴发动机试车台零扭矩试验的工作原理及试验验证方法,详细介绍了其关键设备即后驱动装置的设备组成、选型设计、控制原理、控制逻辑、人机界面、安全措施。经试验表明后驱动装置的设备选型合理,控制系统工作稳定可靠、控制精度高、响应速度快、监控和安全保护措施完善,满足了涡轴发动机对零扭矩试验的功能要求,实现了涡轴发动机试车台零扭矩试验零的突破,填补了国内空白。     

基于μC/OS-III的喷雾结冰控制系统的设计

结冰是影响飞机安全飞行的重要因素,在某一型号飞机投入使用前,需要对该飞机除/防冰系统的性能进行验证。因此,研制了一套基于μC/OS-III的机载喷雾结冰控制系统;给出了系统的整体结构框架及其组成,重点介绍了该控制系统的硬件及软件的设计思路;系统实现了对喷雾设备的水、气路温度及压力的自动调节,在此基础上,还具有参数监测与显示、系统报警、数据分析与保存等功能。试验结果表明,该控制系统具有运行稳定、实时性好、调节速度快、控制精度高等特点,可以使用该系统进行喷雾结冰试验来考察某机型除/防冰系统的工作性能。     

某型发动机自动测试系统设计与实现

某型发动机结构复杂,测试需求多样,为准确获取该发动机在各种工况下的性能参数,并对其健康状况进行实时监控,需要研制一套自动测试系统来完成上述任务。从该发动机的测试特点与测试需求出发,结合现有几类典型测试总线的优缺点,给出了一种基于VXI总线的发动机自动测试系统,对该测试系统的结构进行了设计,给出了测试系统的资源配置框图。按照 “测试、驱动与负载模拟”一体化布局需求,给出了测试适配器典型电路;为满足对发动机串口的实时指令发送与实时数据存储、解析的要求,对测试软件的有效运行方式进行了研究,给出了 “指令线程与监视线程协同工作”的软件多线程流程图。实际应用表明,测试系统的结构合理、方便在各类场合使用;软件运行方式有效、实时性好,无丢帧与误码现象发生。该测试系统满足发动机在各类试验过程中的使用要求,可有效开展各项测试工作。     

某型飞机发动机故障诊断专家系统设计

针对某型飞机发动机故障诊断困难以及视情维修对维修技术提出的更高要求,利用专家系统人工智能技术设计了该型飞机发动机故障诊断专家系统。该系统利用自动检测技术获得发动机状态参数,通过智能诊断实现故障定位。系统利用模块化设计思想进行了人机交互界面设计、故障知识数据库建立、推理机制设计、获取知识程序设计、解释程序设计,实现了发动机故障的快速定位,提高了发动机诊断维修的时效性,保证了发动机的完好率。     

基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制

随着我国现代化进程的不断加快,航天航空技术标准越来越高,对于航空发动机运转工况的鲁棒性和适应性提出了更高的要求。传统的航空发动机变增益设计步骤繁琐,不能将发动机置于整个航空器的运转去考虑设计,使发动机变增益缺乏相应的稳定性和适应性,易出现系统问题。为此,提出一般基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统,依据航空发动机结构参数,考虑到航空器在空中负载特性,计算出新的约束极点 模糊变增益,在航空器发动机工作范围连续增益,避免了传统增益切换情况,在转速控制上确定误差等因素,将非线性控制设计分解为多个线性子问题,使航空器控制系统能够沿着LPV参数轨迹保持良好的运转,保持稳定性能。仿真实验证明,提出的基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统控制效果优于传统方法,在航空器发动机转速改变时,控制精度能够满足要求 ,改变航空器负载时,有效对目标进行变增益控制。提出的控制方法对航空发动机鲁棒变增益控制问题提供了新的解决办法,具有较大应用价值。     

基于多信道无线传输的旋翼载荷测试技术研究

直升机旋翼系统载荷和强度飞行试验是对真实大气环境中旋翼系统应力载荷谱的研究,它提供的真实数据是理论计算所不能提供的。因此旋翼系统载荷试飞是直升机设计定型试飞中极其重要的项目。针对直升机旋翼系统载荷测试技术需求,采用模块化、冗余度和高集成的设计理念,通过多信道无线传输设计等技术,将采集的动态载荷数据调制、发射与解调,实现了多通道、高带宽和精同步的旋翼系统载荷数据采集与监控。该技术对于直升机旋翼系统载荷试飞中遇到的类似问题具有一定的借鉴意义。     

相对主元分析在船舶机舱监控系统的应用

目前船员对于船舶状况、航行状态等的判断主要还是依靠经验,难免会出现不恰当的决策,造成不必要的人力、财力的损失;针对这一问题提出并开发了一套融入相对主元分析船舶机舱监控系统;该系统除了具有常规机舱监控系统功能外,还能实现故障监测功能;协助管理人员进行系统故障的分析,从而更好地保证船舶航行的安全与效率,减少人为误操作带来的事故问题;增强了船舶监控系统的功能,大大提高了人员的工作效率减轻了人员的劳动强度;其设计满足船级社的定期无人机舱值守操作,为机舱监控系统的设计提供了一种新的思路。     

阈值分割法在直升机驾驶舱模拟器中的应用研究

通过对直升机起降特点及视角转换的分析研究,建立模拟起降模型。以VC++为工具,采用双缓冲技术及光栅处理技术,解决了驾驶舱图片透明化过程中存在的闪烁问题。在完成驾驶舱透明化处理的基础上通过采用阈值分割方法_[1],实现了驾驶舱与跑道在同一窗体不同区域中的显示,通过组件调用的方式完成驾驶舱按键对飞机起降的控制,并结合多线程技术完成了直升机模拟起降的仿真测试。该方法能直观清楚的反映直升机起降过程中驾驶舱内部及外部跑道的情况,对直升机起飞降落故障研究有一定的参考价值。     

一种微型燃气轮机核心机工程设计及分析

高效微型燃气轮机发电机组可用于航空、航天等领域,还可用于分布式发电、军用车辆辅助动力装置、车用混合动力装置等,因此研究这种动力装置有很重要的实用意义。介绍了一种微型燃气轮机核心机设计过程。这种微型燃气轮机由单级离心压气机、折流环形燃烧室、单级轴流涡轮组成。离心压气机采用进口带导叶、出口带有叶扩压器形式。转子轴采用1-0-1支撑方案。为了解决均匀燃烧问题,采用了甩油盘的供油方式。给出了主要设计参数,对设计的微型燃气轮机进行了初步的性能分析。     

带有动力涡轮的双轴原理型燃气轮机的研制

描述了一种小型双轴原理型燃气轮机的研制过程。采用离心压气机,向心涡轮,单管燃烧室组成燃气发生器,电机通过齿轮箱由动力涡轮带动。简要介绍了一些主要部件的设计方法,给出了滑油系统和燃油系统原理图。对在研制和实验过程中所遇到的主要问题及其解决方法进行了介绍。经过多次实验表明文中给出的小型双轴原理型燃气轮机能够发出10kW电力,它可用来作为坦克燃气轮机主动力的模拟装置和一些车辆的辅机电站使用。