基于LabVIEW 的航空发动机测试系统

针对传统的人工测试发动机方法存在的耗时长、精度低、数据分析量大等问题,介绍一种利用LabVIEW构建航空发动机测试系统的方法。测试平台实现了基于数据采集卡、串口及网络多数据来源的数据采集,能方便地完成试验对象的环境适应性及可靠性测试。在软件开发过程中,通过采用多线程技术和同步控制技术,解决了多频率多任务数据采集的融合与协同控制问题,提高了测试效率及效果。     

用GPS技术实现试验数据同步采集

根据有关试验方法,武器系统的数据采集设备和基地的真值测量设备要完成数据同步采集工作。以GPS系统实时时钟为基础,通过对绝对时标加以处理,以无线方式实现了不同站点之间的实时数据采集。通过在数据采集计算机内设置高分辨率的实时时钟,以及用实时操作系统替代传统的同步控制装置,将高精度计时信息叠加到所采集的数据中。GPS同步时标技术的原理是,利用GPS秒脉冲和绝对时标,定时对同步控制系统进行校准,对数据采集计算机外部事件发生时刻进行标准时间读数标注,从而保证同步控制系统的时间精度。试验表明：该技术测试系统性价比高、配置灵活,具有较好的推广使用价值。     

一种固体火箭发动机通用模拟燃烧的方法

为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值.     

计算机数据采集系统中的精度问题研究

计算机数据采集系统中的误差主要来自三方面，即仪表误差，数据采集转换误差和计算机数据类型引起的误差。仪表误差中粗大误差可通过统计学的方法以剔除，通过对数据转换误差精度分析。在选取数据采集部件时，采用A／D采集卡和传感器两个部分误差的匹配的原则达到精度与价格的平衡，由计算机数据类型引起的误差，基本可以忽略，以计算机为基础构成的数据采集系统采用内部时钟方式完成采集和数据处理，虽然数据采集处理系统采集频率带来了一些限制，其事件驱动和软件计时可以从程序角度给予弥补。     

航天飞机助推器的分离气动特性

为了测定助推器分离时,作用于航天飞机固体助推器和轨道器/外贮箱上的气动力,做了一系列复杂的风洞试验。在这些试验中,用一种新颖而有效的方法处理了与使用三个相邻近的模型和模拟高压分离发动机羽流有关的问题。研究了一种新的数据处理方法,以便有效地处理那些作为许多自变量函数的数据。试验得到的数据可使气动特性误差的估算值大大减小,并且可以鉴定航天飞机分离系统在最大设计分离动压条件下的工作情况。飞行数据的整理还间接地验证了分离气动数据库及其有关误差。     

弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算

本文利用相似原理整理了弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算方法。通过对所导得的公式的讨论,阐明了直连式高空模拟试车所测得的推力的性质,并进一步分析了放宽对进口模拟偏差的要求和利用部份高空试验数据和地面台架试验数据来获取发动机速度高度特性的可能性。     

反舰导弹火控系统射击诸元真值求取方法研究

针对目前靶场反舰导弹火控系统精度试验数据处理中系统射击诸元真值计算存在的问题,分析了由于目标运动假设不合理所带来的模型误差,提出了利用靶场测量数据在目标真实航迹下求取系统射击诸元真值的方法,并结合实际精度试验航次数据进行了仿真试算,其结果证明该方法对于火控系统精度评定更尽完善和合理。     

基于加工过程数据的膛线测评技术

基于加工过程数据的膛线测评技术,系统在数据采集中先对C/Z轴电机电流等模拟量数字滤波处理.利用检测器件实时采集现场加工信息,并送至下位机处理,下位机将处理结果送上位机显示、报警提示和存盘.同时计算膛线各指标误差并分析加工精度,获取膛线加工负载变化情况等相关信息,得出本次膛线加工质量的参考数据和指出人工检验应注意事项.     

机载火控系统动态精度建模与稳定性研究

机载火控系统精度试验后获得的射击诸元误差序列通常为非平稳的随机过程,其稳定性与误差模型都是未知的,根据此数据序列的误差特性,对于机载火控系统动态精度试验所获得的数据,利用时间序列模型的有关理论,建立动态误差数据序列的AR模型,并且对获得的误差模型通过计算其特征方程的特征根分布来判断系统的稳定性.通过对某型机载光电火控系统的半物理仿真试验数据的分析建模,验证了本方法的有效性.     

基于系统辨识的冲压发动机动态模型分析

冲压发动机动态模型是研究控制系统的基础,动态模型的准确性直接影响控制方案的有效性.为了获得面向控制的高精度低阶动态模型,利用试验数据,理论分析传递函数模型,选择误差平方和最小作为辨识准则,并利用非线性最小二乘法对模型进行辨识,获得了燃油控制系统中燃油流量对燃油指令的传递函数模型.进而将该模型和发动机气路通道模型结合起来,建立了发动机推力对燃油流量的传递函数模型.辨识模型的时域特性曲线与试验数据符合得很好,能够代表发动机系统的主要动态特性.     

阿里安的维金发动机自击式喷注器的喷雾特性

为了描述阿里安维金发动机自击式喷注器的特性,已经进行了冷流试验。在试验中,使用了在高体积浓度条件下标定的Malvern粒度计。对局部测量数据进行的处理为一组给定的设计和操作参数提供了一维分布描述。这种分布接近于经典的Rosin-Rammler规律(它由代表散布特性的标准直径和指数来定义)。大气压下的水试为支持和完善文献的结论提供了数据;增压室里的试验证实了这个结论,并且考虑了气体密度的影响。其他喷射液体的试验定量地给出了液体特性的影响。最终的雾化模型为维金发动机的数值模拟模型提供了输入数据。     

跟踪雷达精度检飞试验标准值修正方法

为了分离炮瞄雷达跟踪精度检飞试验中出现的体效应误差,提出一种采用GPS和光电经纬仪的标准值数据修正方法。分析了跟踪雷达精度检飞试验中测角精度统计误差产生的原因,介绍了GPS数据的修正方法,详细给出以光电经纬仪为标准设备的系统误差、随机误差统计的数据处理方案,并以某型雷达精度检飞为实例,对2条检飞航路的一次差进行处理得到对标准值数据修正结果。分析结果证明：该2种方法可以在跟踪雷达精度检飞试验数据处理中有效消除体效应误差,从而提高被试雷达精度统计结果的准确度。     

基于激光跟踪仪的管路数字化取样制造技术研究

在运载火箭中，由于箱体和发动机制造误差、装配误差以及各装配件的累积误差等因素，导致这些连接的输送管路必须通过箭上实际装配空间来进行现场取样装配，方能保证其在箭体上的精确对接装配。针对该类大直径输送管路，开展基于激光跟踪仪测量方法的管路数字化取样制造技术研究，首先通过在总装前分别测量箱体和发动机关键连接部位的空间位置，然后基于测量数据进行数字模型的虚拟装配，最后通过机器人复现该管路系统的相对空间位置，模拟管路在箭体总装现场的取样制造。通过实测正式产品来验证该数字化取样制造的精度，实现管路的并行生产，提高装配生产效率。     

基于支持向量机的氢混天然气发动机性能预测

为提高氢混天然气（HCNG）发动机的标定效率,精确预测发动机参数,对一台氢气体积分数为20%的HCNG燃料发动机进行试验研究和性能预测分析。基于高转速低负载工况稳态标定试验数据,采用支持向量机（SVM）方法建立发动机参数关联模型,并利用不同寻优算法为模型寻找最优参数,以提高各项参数的预测精度。结果显示：若发动机运行于最大扭矩点火正时,则等效天然气比消耗（BSFC）最小,NO_x比排放（BSNO_x）也处于较理想的水平,尤其在增加氢气比例时,这些外特性有更加显著的提升;SVM模型可以较好地描述发动机输入参数与输出参数之前的非线性关系,自变量与因变量之间的相关性较强（决定系数R²均大于0.97）,模型的预测精度较高,利用遗传算法得出的最优预测模型具有较高的泛化能力,扭矩、BSFC、BSNO_x的平均绝对百分比误差分别仅为1.23%、1.98%、5.43%。     

应用均匀设计安排发动机性能试验

阐述了应用均匀设计安排发动机性能试验并用回归分析模型处理试验数据的方法。强调了性能试验在航空发动机研制中的重要性，简要介绍了均匀设计的特点及其在试验设计中的优点，推导了用线性模型对试验数据回归分析的公式。文中示例性地用均匀设计表安排了涡扇发动机在高空模拟试车台上的性能试验，整理了试验数据，分析了试验结果，给出了一簇性能曲线。     

发动机稳态性能CAT~+系统

本文介绍一个采用微型计算机控制的发动机稳态性能测试系统.利用该系统可以实现发动机性能试验过程的自动控制,实验数据的自动采集、贮存和处理.该测试系统是在以W780电涡流测功器为基础的发动机稳态性能试验台上,配备了IBMPC/XT微机、DT2805数据采集板等硬件设备,发展出功能齐全的测试软件系统,实现了试验过程的自动化.实验后处理软件,具备了数据的换算、存贮、显示、列表输出,绘图等多种功能.     

小波变换在火炮稳定精度测量中的应用

传统稳定精度的测量采用人工方法对误差角信号进行处理,具有很大的随意性,使测量精度受到影响.本文利用小波变换对火炮误差角信号进行处理,改善了误差角信号的质量,有效减小了稳定精度的测量误差.     

战术导弹弹体中段安装涡轮喷气发动机的风洞试验评估

为评估战术导弹弹体中段安装涡喷发动机的安装性能进行了一系列的有动力导弹模型风洞试验。提出了详细的试验计划，介绍了硬件方案和各种试验数据。讨论了发动机的理论特性及其试验安装特性，预测了导弹总体性能，评估了俯仰对发动机性能的影响。还对发动机工作时的热影响进行了详细评估。讨论了腐仰，偏有的热，所得结果证明在各种飞行模拟条件下，两台发动机工作良好，安装特性可满足导系统要求，而且热对导弹影响很小。评估结果证     

液体火箭发动机参数计算及误差确定

以地面试验数据,建立了液体火箭发动机参数计算和误差确定的经验公式,在导弹飞行试验中,对发动机参数计算起到重要的作用。就发动机主要参数及误差的经验计算公式进行了推导和确定。     

弹痕三维数据与图像处理研究

针对弹痕数据采集时因人工调节造成的测量误差以及弹头表面损伤等因素造成的随机误差,对弹痕三维数据与图像处理进行研究。应用坐标变换对测量数据进行预处理,通过小波变换原理对其随机性误差进行降噪,得到处理后的数据和图像,并采用弹痕三维图像数据处理前后的对比。结果表明：该方法能有效提高对比可靠性,并且能够同时进行多个弹头对比,提高工作效率。