一种基于风洞试验环境的轨迹捕获系统设计

为了对投放物（以下称外挂物）相对飞机的分离特性进行考察,设计了一种用于跨声速风洞试验的轨迹捕获系统,来模拟外挂物从飞机上释放时的运动轨迹。针对外挂物轨迹的捕获问题,设计出一种6自由度串联机械臂,并通过有限元方法分析其受气动载荷时的位置精度;对机械臂进行运动学分析,根据外挂物动力学方程设计出机械臂捕获外挂物轨迹的控制器,并对机械臂运动空间进行了仿真分析;对某外挂物运动轨迹和机械臂对该投放物的捕获轨迹进行了仿真模拟。结果表明：该试验系统的允许试验时间大于0.8 s,机械臂对外挂物各方向上运动轨迹的捕获误差不超过1 mm,满足试验精度要求,从理论上验证了所设计的风洞试验轨迹捕获系统对外挂物轨迹模拟的真实性。     

挂架天平测量飞机外挂物运载飞行载荷

为了飞行试验测量外挂物运载飞行载荷,开发了六分量挂架天平。给出了稳定平飞、对称拉起状态下飞行试验获得的外挂物载荷典型结果,利用风洞实验得到的外挂物气动导数计算出相同飞行状态下的外挂物运载气动载荷。结果间比对分析,稳态下载荷大小和规律十分一致,机动状态下的差异值得深入研究。挂架天平用于飞行试验测量外挂物载荷是切实有效的。     

SolidWorks 二次开发技术在风洞试验中的应用

针对风洞捕获轨迹试验中外挂物的位置和姿态角难以被直观观察的问题,建立一套基于SolidWorks技术的三维可视化系统。通过介绍开发环境和轨迹显示系统的总体结构,利用描述软件根据位姿信息对外挂物模型进行位姿变换,并在运功分析的同时进行了动态模拟外挂物的运动,实现了运动分析的可视化仿真。仿真结果表明：该系统可实现外挂物分离过程的实时显示,便于直观了解外挂物在投放过程中的位姿状态,对提高分析人员的决策速度和工作效率具有重要意义。     

空气动力学和雷达特征的理論组合

作战飞机日益受到由雷达控制的防空系统的威胁,气动设计师根据飞机表面对电磁波散射的理论,设计出雷达特征很低的作战飞机或改进现役飞机的战术以避开对方的防御系统。本文所介绍的方法用于估算带外挂物的构形复杂的飞机的雷达特征。雷达特征可通过确定雷达探测方向上目标的雷达散射截面(RCS)加以估算,对于尺寸比雷达波长大得多的弯曲元(如翼面),可运用物理光学和几何光学估算其RCS,还需运用散射公式引入边缘的散射特性,几何输入等同于通常气动面板法的组合,并且通过高阶法估算面板的主曲率,可以将飞机弯曲面元的影响考虑进去,边缘的散射则根据边缘的锐度和几何形状来考虑。总的RCS可通过叠加所有反射面及边缘元确定。这样,气动表面的离散性不用更改就能利用。本文讨论了在典型雷达照射下的主要几何体和携带外挂物及不携带外挂物战斗机的雷达特征。     

机载“捕鲸叉”导弹弹射式发射时冲击环境的鉴定

前言飞机外挂物弹射式发射产生的动力响应严重危及外挂设备和结构的可靠性。例如,当“白星眼”滑翔炸弹用高压火药柱弹射发射时,有制导随时间变化的问题。因此,对用于弹射发射“白星眼”导弹的火药柱实行限制。同样,对其它一些弹射式发射外挂物也实行限制。因此,包括“捕鲸叉”导弹在内的现行机上发射武器的研制计划都对弹射冲击环境非常关注。过去,完成了各种试验计划,以测定飞机外挂物弹射式发射的冲击环境。然而,大多数     

一种飞机与外挂武器间通用电气接口

介绍了一种用于控制飞机和外挂武器间数据传输的电气接口. 飞机可将来自外挂武器的视频信号以图像的形式显示出来. 该电气接口包括生成供飞机操作者使用的指令菜单以及生成菜单光标的电路. 该电气接口可将菜单及光标显示在显示器上, 从而提供一个用户友好界面.     

基于PXI总线的运动机构控制系统

基于PXI总线的运动机构控制系统,由位置控制板、接口电路、驱动单元、电机和执行机构等部分构成.外挂控制主机(IPC)通过MXI-3多系统扩展接口与PXI总线系统连接.其运动控制卡由DSP、4路D/A转换器、FPGA等组成.DSP完成位置和速度控制的PID调节.FPGA实现模块接口的逻辑功能.系统软件流程通过设定控制对象和运行给定值,及收集、发送运行状态信息完成其控制.     

英国皇家空军接收首批宝石路IV精确制导炸弹

英国皇家空军将于2006年9月接收雷锡恩公司的首批宝石路IV精确制导炸弹,该炸弹刚完成了一项发射飞行测试项目。BAE系统公司于2006年6月15日从一架鹞GR9飞机上进行了宝石路IV制导投放试验。该枚GPS制导炸弹从5.5km高空投放,历经40秒飞行以90度撞击角度击中预定的目标游船。宝石路IV的项目主管表示,这次试验是一次重大的里程碑。2006年9月,鹞GR9飞机还将对225kg的宝石路IV进行3次风险降低投放试验,包括GPS制导到激光制导,而惯性导航试验则在2006年8月进行。2006年8月还会进行宝石路IV启用前检验,同时对其制导和引信两个子系统进行认…     

空射巡航导弹飞行试验使用的控制和数据采集飞机

为了控制空中发射的巡航导弹(ALCM)和在飞行试验中进行数据采集改装了十架飞机。第4950试验中队设计出测试仪表系统并安装在该中队的2架EC-135N先进靶场测量飞机和空军飞行试验中心的8架F-4E“寻检”飞机上。本文详细讨论了这些机载设备。这些设备用于接收、记录和转发飞行试验的全部数据并用于不载人试验飞行器的安全控制。试验结果表明,使用飞机进行控制和采集数据优于使用地基设备。文中还指出了这些试验飞机的潜在用途。     

巡航导所弹使飞用行的试关验键靶场设备

论述了在巡航导弹飞行试验中所使用的高精度多目标跟踪系统(HAMOTS)、靶场先进仪表飞机、F-4追踪飞机等靶场关键测量设备的基本情况,以及这些测量设备在巡航导弹飞行试验中的具体运用     

基于LDSW 风洞试验设备跟踪管控系统

为解决高速所主要风洞试验设备在管理过程中存在的不能实时监控、盘点困难、不够精细化等问题,基 于低占空比智能无线通信技术(low duty cycle smart wireless,LDSW)构建了风洞试验设备跟踪管控系统。介绍了 LDSW 技术的工作原理和技术特点,分析现有定位技术存在的不足,提出一种基于LDSW 技术和无线传感网络中 RSSI 定位技术的设备跟踪管控系统研制方法。应用结果表明,该系统能解决高速所主要风洞试验设备的实时跟踪定 位、盘点和精细化管控难题。     

连续式跨声速风洞中压缩机一体化设计

为满足连续式跨声速风洞对主回路驱动压缩机运行范围宽广、气动性能优良、转速控制精度高、密封严密、喘振预防安全可靠的特殊要求,开展0.6 m连续式风洞驱动压缩机针对性设计,并进行机械运转试验、气密性试验、转速控制精度测试试验、热力性能试验、喘振预防试验验证。根据一体化设计理念,对压缩机进气室、排气室分别与风洞第1拐角段和第2拐角段整体设计,使结构紧凑、流动均匀、压力损失降低;采用充气密封和设置放空腔等设计,有效防止了润滑油泄漏到风洞内流道以及风洞内部试验气体向洞体外泄漏和风洞外部的湿空气进入风洞内部;基于主从控制模式和矢量控制技术,成功实现了两台电机的双端同步拖动。试验结果表明：0.6 m连续式风洞驱动压缩机设计合理,气动性能优良,运行平稳,密封效果良好;压缩机转速控制精度优于0.03%,防喘振控制安全可靠。     

旋翼桨叶表面非定常载荷测量风洞试验技术

针对旋翼桨叶表面非定常载荷测量与分析问题,提出一套风洞试验的完整技术方案。采用内嵌传感器的 设计方案,研制多通道旋转数据采集器,使用外时钟和外触发的同步采样方法,实现旋翼在运动中按等角度间隔次 重复采样功能,解决了旋翼方位角和样本数据的同步性问题。风洞试验结果验证了该项试验技术的可行性。     

某跨超声速风洞测量系统

为了提高风洞试验中数据采集的同步性和精准度,针对跨超声速风洞的特点,设计某跨超声速风洞测量系统。介绍风洞测量系统的总体设计,详细阐述了连续与阶梯同步采集、反射内存、NI-PSP技术协议等新技术新方法。给出第1期标模试验,结果表明：该系统运行稳定可靠,具有数据采集精准度高,采集频率高,保存数据完整,数据通信可靠性高和传输时延短等特点,具有较高的自动化程度和拓展能力,并利于国内自主开发。     

基于CAN 总线的风洞试验模型电动舵机系统

针对风洞试验中模型舵面角度需要重复改变的问题,介绍一种基于CAN总线的风洞试验模型电动舵机系统。介绍电动舵机系统的组成、工作原理,开发模型方向舵和升降舵电机舵机系统,并采用D600模型进行风洞常规测力试验、重复性试验。结果表明:该系统能实现风洞试验中模型舵面的自动控制,试验精准度均能达到国军标合格指标和部分达到先进指标,具有较好的可靠性、准确性及控制精度。     

一维弹道修正引信阻力器空气阻力的简捷测量

一堆弹道修正引信阻力器空气阻力的简捷测量，是在弹丸零攻角、低风速下测量空气阻力的试验方法．测量系统由压力传感器、悬挂装置、试验弹、风速产生设备，等组成．当悬挂试验弹吹风产生时。压力传感器输出电压将变化。通过阻力与压力转换关系可得出试验弹的空气阻力。并计算出空气阻力系数．对改装PP87式82mm迫击炮弹的空气阻力对比测试，该方法与风洞试验、计算机仿真结果趋势相符．     

某航空声学风洞控制系统

为降低飞行器、地面交通工具等的噪声,设计一种航空声学风洞控制系统。介绍风洞控制系统各部分功 能,根据声学风洞控制系统的特点,对其技术难题进行分析,通过调节风扇电机的转速来实现试验段速压的闭环控 制,对风洞模型支撑机构进行设计,根据试验配置内容选取控制流程完成风洞运行控制任务,并开展相关性能指标 测试。调试结果表明：该系统运行稳定可靠,各项控制性能均达到或优于技术指标要求。     

滚转机构在0.6m跨超声速风洞中的应用研究

为了实现0.6 m跨超声速风洞试验过程中模型可连续变滚转角,提升0.6 m量级风洞的试验效率和试验范围,研制了一种滚转机构。介绍了该滚转机构、中空内置力矩电机以及控制系统软硬件的设计,对涉及到的关键技术问题进行了分析和总结,给出了结论并进行了风洞试验验证。试验结果表明:分别采用滚转机构与常规测力中部支架作为模型的支撑机构时,试验数据重复性好;滚转机构控制精度高(滚转角≤±3');载荷、工程性、可靠性均满足风洞试验要求。     

边界层风洞控制系统

边界层风洞控制系统采用IPC完成直流电机调速装置、迎角机构和转盘机构、交流伺服驱动装置的自动控制.通过测量风洞试验段内流场的动压,校正温度后,实时计算实际风速值,并与给定风速值相比较,用PID调节风速实现闭环控制.可编程控制器发送指令,采集调速装置状态和控制器件应答信号,处理电机控制系统开关量信号并与计算机系统交换信息.