某型飞机前机身筒段热载-力载联合试验控制技术

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。     

考虑气动比例阀终端状态的充气过程建模与仿真

通过对充气加载试验台工作原理的分析,建立理想情况下试验件充气数学模型,引入气压误差与气动比例阀开口误差的线性混合,并通过仿真对该模型进行验证。仿真结果表明,引入线性混合的误差后,充气时间加长,速度降低,但当反馈接近目标值时,比例阀开口明显减小,有利于其迅速关闭,避免过充现象,有利于保护试验件安全及降低试验风险。     

小型飞机气密试验压力控制技术

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。     

气密舱放气最小载荷对疲劳试验运行时间的影响

目前歼强类飞机全尺寸疲劳试验载荷谱中,空中机动工况考核次数较多,驾驶舱及油箱等气密舱放气时间成为影响疲劳试验运行时间的关键因素。通过分析某型飞机全机疲劳试验气密舱放气原理及过程,建立理想情况下气密舱放气数学模型。通过Simulink搭建系统仿真模型,首次在国内对全尺寸飞机疲劳试验中气密舱载荷退载到最小值的过程进行仿真分析。仿真结果表明,在给定条件下,将气密舱放气最小载荷值提高3.13%后,放气时间缩短14.08%,有利于提高疲劳试验运行速度,减小运行时间,为疲劳试验提速提供参考及理论依据。     

疲劳试验中测控设备力反馈信号采集同步性研究

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。     

BP神经网络PID控制器在无人机编队飞行中的应用

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.     

一种基于Aero ST协调加载控制系统改进技术

测力传感器在接入Aero ST协调加载系统存在一定的试验安全隐患.当测力传感器接入该控制系统中,若该控制通道的反馈线断开时系统中的控制通道反馈值无变化,将导致工作人员无法判断该通道是否处于正常状态.为了消除该安全隐患,保证该系统的可靠性及安全性,针对该系统设备中的控制电路回路进行了技术改进.     

基于PCI总线的图像数据传输系统设计

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。