基于小波变换的飞机电力作动系统故障诊断

电力作动系统是多电/全电飞机上完成各任务操作的最后环节,其工作状态直接影响飞行安全.针对飞机机电作动系统不同部件的故障信息处于不同频带的特点,提出一种基于"能量-故障状态"的故障诊断模式识别方法.通过小波包分解,把原始信号正交分解到不同的频带内,利用各频率成分的变化,选择合适的能量特征向量对各故障目标进行特征提取,从而建立能量变化到各故障原因和类别的映射关系,通过与对应故障特征向量的标准样本进行比较,即可得出电力作动系统当前有无故障和故障轻重程度的结论.通过匝间短路故障诊断仿真实例验证了该方法的正确性和有效性.     

叶片共振频率的测试原理与方法研究

通过力学分析和实验证实：叶片在受敲击等瞬态激励某段时间之后，其小阻尼自由振动发出的声音主要是一阶振动固有频率所确定的基音，而其它高阶振动固有频率所确定的泛音极弱，且叶片的一阶共振频率与一阶振动固有频率极为接近。因此，对一阶共振频率的测量就可以通过自由衰减曲线法转化为对基音频率的测量，即用敲击使叶片产生能够测量的自由衰减的声音信号，将记录下的时间历程与时标比较，便可算出该叶片的共振频率。     

基于观测器的飞机除冰液温度鲁棒控制方法研究

对飞机除冰液温升模型的时变和延时特性进行了分析研究.采用Pade逼近对飞机除冰液加热系统的纯时延特性进行近似,将系统的时延问题转化为非时延问题进行处理.为克服由于飞机除冰作业过程中流量变化所造成的系统模型参数变化,采用基于滑模变结构的鲁棒控制方法对系统模型参数摄动进行补偿.为解决系统状态不可测问题,消除Pade逼近误差对出口温度的影响,采用状态观测器对系统的状态进行估计,并对Pade逼近模型输出误差进行补偿.利用系统不同流量下的试验温升曲线模型对设计的控制策略进行了仿真研究,仿真结果验证了所提出算法的有效性.     

飞机结冰包线保护对开环飞行性能影响与仿真

在所有的飞机失事事故中,由于飞机结冰造成的灾难是很重要的因素之一。为了解决飞机结冰后造成的飞机失速迎角减小以及飞行包线萎缩等安全隐患,通过引入结冰参数等,采用一种简化的飞机结冰模型的方法来仿真。仿真计算各种输入或者扰动下,结冰飞机纵向各项性能响应。通过在线计算结冰失速迎角,建立开环状态下飞机包线保护系统,实时反馈失速迎角告警信息以提醒飞行员操作,从而保证飞机飞行的安全。仿真计算表明,该方法行之有效,而且概念清晰,计算简便,可以在实验条件不足的情况下,为仿真研究提供一种良好的方法。

Abstract：

In-flight icing is one of the most important factors for all of the aircraft accident.A brief method was utilized to simulate the aeroplane iced in order to solve the problem which was caused by ice,such as low stall of angle of attack and flight envelope atrophy.All the longitudinal dynamic of aircraft could be got in different input.Ice aircraft envelope protection could provide the pilot with enough time to avoid icing related accidents by calculating the stall limits of angle of attack online.The result of simulation can show that the system is working effectively,furthermore its method is simple and concept is obvious.It provides a good way for simulation research,especially in the condition of experiment lacking.     

热管的电子设备冷却技术

电子设备的高热流密度使得其散热问题日益突出,热管以其优良的传热性能,越来越受到电子设备热设计者的青睐。本文论述了热管在芯片中的冷却技术,认为热管在电子设备冷却中具有很大的潜力和优势,展望了热管冷却技术在电子设备冷却中的发展和热管在机栽电子设备冷却技术中的应用前景。     

2013年国外高超声速技术发展回顾

2013年,国外高超声速技术保持快速发展态势。美国成功地进行了X-51A的第4次飞行试验,实现超燃冲压发动机技术的重大突破;洛马公司提出新型高超声速飞机SR-72的研制计划,国防高级研究项目局（DARPA）发布“试验性空天飞机”（XS-1）招标公告,继续拓展高超声速飞行器的未来应用。     

飞机运动轨迹模拟器设计

为使用户能通过控制界面改变轨迹参数控制飞机的运动姿态,设计了飞机运动轨迹模拟器.该模拟器由轨迹模拟计算机和轨迹模拟软件组成.用户可根据飞机的运动参数及空气动力建立运动方程,给定控制规律,使飞机按照控制规律运动,即通过对飞机在每个控制时间段内的控制参数(俯仰角、偏航角、滚动角运动频率、盘旋周期、平飞高度等)的修改,控制飞机在空中飞行的姿态.在VC 环境下编程并调试控制参数,得到的数据信息与理论值相符.模拟得出的数据结果表明,该模拟器能很好地模拟出飞机运动轨迹,并可通过数据接口将得到的角运动信息传递给6自由度运动模拟试验台,完成对惯性器件进行测试和飞行仿真.     

翼面升力系统

本系统克服了目前普遍采用的前橼缝翼容易引起大迎角的缺点。前橼缝翼安装在机翼前端,其产生的升力不过重心,形成力矩,使飞机上仰。翼面升力系统产生的升力与原升力方向相同,不会形成力矩,所以不会造成大迎角的问题。经过试验验证,本系统具有很强的实用性。     

一种求解终端区紧急降落飞机的插入算法

空中管制员需为到达的飞机安排跑道并计算着陆时间,研究在一条单跑道上安排要求紧急降落的飞机到已排好降落次序的飞机队列中的飞机着陆调度问题.紧急降落的飞机只有出现在终端区时才知道它的机型和预期落地时间.约束条件为紧急降落的飞机应在预期落地时间之前降落及其与前后相邻两架飞机应满足最小时间间隔.已排好的飞机可以被延迟降落,但降落次序不能改变.目标函数是使由于插入紧急降落飞机所造成飞机的总延误时间增加值最小.针对该问题设计了一种优化插入算法对问题进行求解,该算法分为两部分：离线部分——为了实行实时插入紧急降落的飞机做准备;在线部分——当出现紧急降落的飞机后施行实时计算出其插入位置.实例验证了该算法的有效性.     

基于模糊理论的飞机液压油泵车故障诊断专家系统构建

飞机液压油泵车结构复杂,故障发生率很高,现有的故障诊断方法较单一落后,检测精度低.在飞机液压油泵车的故障诊断中,将模糊数学理论与专家系统诊断方法相结合,提出了飞机液压油泵车故障诊断模糊专家系统,该系统依据知识库及综合数据库,在推理机制中采用正向推理,能快速准确找出故障原因,较大地提高了飞机液压油泵车故障诊断效率和精度.