RASCAL 直升机设计与测试的控制律研究

RASCAL设计与测试的控制律研究

Abstract

设计了两种独特的控制律,在军队/NASA Rotorcraft Aircrew Systems Concepts Airborne Laboratory (RASCAL)的 JUH-60A黑鹰上测试,第一套控制系统使用简单的速度反馈,来促进RASCAL

的飞行控制系统的第一次和后来的飞行品质,第二套系统由更复杂的模型跟随结构所组成,两套系统都得以广泛的发展和测试,采用’’台式机到飞行”,分析,仿真工具,飞行测试与模型预测的响应很吻合,提供了证据与自信来发展未来RASCAL的飞行控制系统将是有效和精确的.

Introduction

本文描述了RASCAL的两套控制系统,一套的特征是响应反馈,一套是模型跟踪,

RASCAL是一种Sikorsky JUH-60A黑鹰直升机,改装后用于研究,加装了一套可编程,高带宽, full-authority的研究飞行控制系统,改装内容包括平行液压作动器,高性能飞行控制计算机,通过传递系统使安全驾驶员把控制作用与有线飞行系统传递,右座副驾驶员的位置(周期变距驾驶杆,踏板等)得以移除,代之以侧向三轴控制器,以及电子总距控制驾驶杆, RASCAL配置的主要细节可参考文献1. RASCAL由军方与NASA共同研发,是一种高度灵活的平台,可用于探索宽范围的飞行控制,战场演示,相关系统配置,飞行控制的研究能力是由一系列桌面与地面仿真工具,所支持的,以确保新概念的高效,快速和安全飞行测试, RASCAL 还可以被当作一种变稳定的飞行模拟器,文中所述模型跟踪控制律很适合于此.

飞行控制发展过程

台式电脑到飞行发展环境

The Army/NASA Rotorcraft Division has

developed a set of software tools enabling designers to take a flight control concept from inception to flight test in an efficient and reliable process.The first step in the process is the selection of a math model of the aircraft dynamics. In the case of RASCAL, 6-degree-of-freedom (DOF) and 10-DOF linear models of the unaugmented UH-60 at a variety of flight conditions have been previously identified2 from flight test data using the Comprehensive Identification from Frequency Responses (CIFER?3) software. In addition, a validated non-linear real-time simulation code (GenHel) is available,4 enabling the robustness of a control system design to be subsequently evaluated throughout the entire flight envelope.

军队/NASA Rotorcraft 分部发展了一系列工具软件,来使得设计者的飞行控制构想可以从起初到飞行测试得以有效和可靠的实现,第一步是选择飞行器动力学的数学模型,在RASCAL, UH-60在各种飞

行条件下的未放大的六自由度和10自由度的线化模型被预先辩识,使用频率响应的综合辩识软件,来源于飞行测试数据.另外一种已经验证过的非线性实时模拟程序被应用,使得控制系统设计的鲁棒性能可以在整个飞行包线内得以评估.

Control loops are then designed around the linear math model using the MATLAB / Simulink? Control system modeling tools and the Control Designer’s Unified Interface (CONDUIT?) analysis/optimization environment.5 CONDUIT? is used to evaluate and

optimize the control law gains to simultaneously meet a broad variety of stability, performance, and handlingquality specifications, as well as certain hardware

limitations such as actuator rate capabilities.

使用MATLAB / Simulink控制系统模型工具和控制设计统一分析优化环境来设计控制回路, CONDUIT 被使用于评估和优化控制律增益,同时适合宽泛的稳定性,性能要求,操纵能力,以及如作动器速率等硬件限制的变化,

The resulting closed-loop models may be flown in a

workstation-based, real-time, piloted simulation (the

Real-time Interactive Prototype Technology

Integration/Development Environment, RIPTIDE) to

evaluate qualitative aspects such as control sensitivity

and control mode transitions.6 The RIPTIDE facility at

NASA Ames is equipped with a panoramic projection

display system and an electromechanical backdriven

cyclic controller to provide additional fidelity to this

otherwise low-cost fixed-base piloted simulation tool.

结果的闭环模型放入一个基于工作站的实时,用模拟驾驶(实时交互技术,集成/研发的环境)来评估性能,比如控制敏度,控制模式转换, RIPTIDE设施装备有全景的目标展示系统和机械电子的变距控制器,来提供更多的仿真度给这个低费用,固定驾驶模拟器.

Final checkout and pilot familiarization with the

control laws is accomplished using the RASCAL

Development Facility’s hardware-in-the-loop

simulator,7 which includes the flight control computer,

evaluation pilot interface, and high-fidelity real-time

non-linear simulations of the RASCAL research flight

control actuators, sensors, and UH-60 dynamics.

最终的检查和驾驶员熟悉控制律已经完成,使用RASCAL的人在回路设备,包括飞行控制计算机,评估驾驶界面, RASCAL研究的飞行控制作动器,传感器和UH-60动力学的高仿真度,实时非线性模拟. Prior to approval of the flight control software for

release to the aircraft, it undergoes a controlled test and

evaluation sequence in the Development Facility (DF),

after which it is loaded into the aircraft’s flight control

computer. Once the basic functionality of the software

has been checked in flight, the flight control laws are

validated by recording closed-loop piloted doublets

and/or frequency sweeps. These flight test data are then

analyzed using CIFER? to extract frequency responses.

The flight test time histories and frequency responses

can then be compared to the responses predicted by the

simulation model.

预先批准把飞行控制软件准用于飞行器,在Development Facility (DF),经历了一个控制测试和评估顺序,然后才安装入飞机的飞行控制计算机,一旦软件的基本功能在飞行中得到检查,飞行控制律得以验证通过记录的闭环或扫频,然后用CIFER软件来分析这些数据,提取出频率响应,然后可以把飞行测试中的时间历程和频率响应和之前模拟模型的作比较.

RASCAL is the first in-house Army/NASA

program to utilize the full suite of desktop-to-flight

tools. However, the preceding description of the

desktop-to-flight process has been proven out in several

recent flight vehicle development activities conducted

with industry partners, including the Kaman Aerospace

Broad-area Unmanned Responsive Resupply

Operations (BURRO) 6000-lb unmanned helicopter,8

the Northrop-Grumman/Schweitzer Fire Scout Vertical

Take-off Unmanned Aerial Vehicle (VTUAV),9 and the

Microcraft iStar 9-inch diameter unmanned vehicle.10

RASCAL是首个军队/ NASA的室内项目,利用整套桌面到飞行的工具,然而, 前述桌面到飞行过程,最

近已经由工业伙伴所承担的的几个飞行器发展活动所证明是合适的,包括BURRO 6000-lb无人直升机,诺斯-格鲁曼垂直起飞无人飞行器,微航-9英寸,无人机.

RASCAL Flight Control Computer

The RASCAL Research Flight Control Computer

Assembly (RFCCA) is divided into two physically

segregated elements: a Flight Control Computer (FCC)

and a Servo Control Unit (SCU). This architecture

allows a great deal of freedom in the development and

testing of new flight control laws, while protecting the

aircraft and systems from any unforeseen anomalies in

those control laws, or in system operation. A summary

of the RFCCA is provided here, while greater detail is

available in Ref. 1.

RASCAL 飞行控制计算机

RASCAL 研究飞行控制计算机组合(RFCCA)包括两个隔离的物理单元:飞行控制计算机(FCC)

,伺服控制单元(SCU).这种结构在发展和测试新飞行控制律时,允许许多空间自由,从而在控制律或

者系统操作发生未料的异常情况下可以保护飞行器和系统, RFCCA的总结提供于此,其它细节可参考文献1.

The SCU is a dualized system that comprises the

RFCCA’s interface to the aircraft and is responsible for

monitoring the RFCS for safe operation. The SCU

operates with the assumption that a hardware failure,

sensor failure or flight control law failure could occur at

any time, and continuously monitors a wide variety of

parameters. The SCU’s monitoring software detects

and captures failures that would generate unacceptably

large flight control transients, and in such an event

reverts the aircraft to safety pilot control in less than

100ms. The design criteria for the monitors were

established through piloted simulation research

conducted at Ames using the Vertical Motion

Simulator; details may be found in Ref. 11. Functional

testing, fine-tuning, and validation of the monitors was

accomplished in the RASCAL DF as well as on the

aircraft.

SCU是一种双核系统,把RFCCA的界面整合入飞机,负责监控RFCS的安全操作, SCU的操作假定硬件失效,传感器失效,或者飞行控制律失效,会在任何时间发生,持续监控大量的参数. SCU的监控软件察

觉和捕获失效,将产生不可接受的大的飞行控制瞬变,在这样的事件中.不到100毫秒内,恢复到安全

的驾驶控制状态,监控的设计标准是通过驾驶模拟研究建立的, 在Ames使用竖向机动模拟,细节可参考文献11,功能测试,以及监控的批准都是在RASCAL DF与飞机上完成的.

The FCC hosts the flight control law code. The

FCC is a single-channel system. A basic set of software

elements provides a standardized interface to sensor

data, pilot inputs and aircraft actuator outputs for

implementation of flight control laws. This allows the

flight control law development to take place at a high

level, without requiring knowledge of the

implementation details of each system interface. For

example, commands generated by the FCC are in “pilot

axes”, i.e. inches of equivalent UH-60 inceptor

displacement, which the SCU translates through a

software representation of the Black Hawk’s

mechanical mixing box into “servo axes”, i.e. inches of

displacement of the forward, aft and lateral research

servos driving the UH-60 primary servos (and in turn

the swash plate) as well as the tail research servo that

drives the tail rotor primary servo. Because the

translation from pilot axes to servo axes is handled in

the SCU, it is transparent to the flight control

developer, who needs only to be concerned with

producing control law commands in “pilot axes”.

FCC是飞行控制律程序的主机,是一个单通道的系统,基本的软件单元提供传感数据标准的界面,驾驶输入和飞机输出来实现飞行控制律,这就使得飞行控制律可以发展到一个很高的阶,不需要每个系统界面的实现所需要的细节知识.比如,由FCC产生的命令在驾驶轴,也就是,离初始位移几英寸的距离, SCU通过表示飞机机械特性的软件把驾驶轴转换为伺服轴,也就是,朝前几英寸,尾部和侧向的研究伺服驾驶UH-60主要的伺服机构,与尾部研究伺服驾驶尾旋转主要伺服一样,因为把驾驶轴转换为伺服轴是需要提交SCU完成,很显然,对于飞行控制的发展,只需要考虑驾驶轴中的过程控制律,

Baseline Control Law Development

An initial set of control laws was designed expressly

for the first flight and system qualification phase of the

RASCAL RFCS. These “baseline” control laws were

intentionally simple, consisting of only the minimum

elements needed to provide basic stability augmentation

in a manner compatible with the RASCAL sidestick

inceptor. The rationale for using simple control laws

for the earliest work on the aircraft was that any

anomalous behavior of the overall RFCS would be

easier to identify, and comparison of the aircraft

response to that of the simulation model would be more

straightforward.

基线控制律研究.

初始的控制律设计明确是为RASCAL RFCS首次飞行和系统限制阶段,,这些基线控制律是有意简化,由最小单元组成,需要提供基本稳定放大,采用一种和RASCAL边初始兼容的方式,使用简单控制律进行飞行器的早期工作的基本原理是RFCS任何异常行为能够容易被识别,比较飞机的响应和模拟模型也会更直接简单.

The baseline control laws therefore included only

rate feedbacks to pitch, roll and yaw; collective was

“direct-drive” from the RASCAL inceptor. Low-gain

integrators in pitch, roll and yaw provided trim followup,

which slowly trimmed the sidestick to center

position as the aircraft trim state varied with flight

condition. Synchronization of the control law output

with the safety pilot controls was provided to prevent

transient behavior at the instant of RFCS engagement.

Figure 2 illustrates the architecture of the pitch channel,

which is representative of the roll and yaw axes. which is representative of the roll and yaw axes

基线控制律因此仅包括俯仰,滚转,偏航的速度反馈,总距是从RASCAL inceptor开始的”直接驾驶”,采用低增益积分器对俯仰,滚转,偏航,提供剪裁,慢慢的从边到中间位置,当飞机裁剪状态随着飞行条件而变化,安全驾驶控制与控制律输出的同步性, 在RFCS的瞬间,提供了瞬态行为的阻止,图2说明了俯仰通道的组成,同样代表了滚转,偏航通道.

The control laws included limiters on authority,

rate, and the trim integration; the rate limits, as well as

most system gains, were manually adjustable in-flight

via the RASCAL cockpit’s Control/Display Unit(CDU).

控制律包括权限,速率,和微调积分,速率限制和其他大部分系统增益一样,在飞行中手动可调,通过RASCAL驾驶员座舱的控制/展示单元.

To accurately represent the dynamics of the total

system, it is essential to include the high frequency

elements. In the case of helicopters, the delay

introduced by these elements (in particular, the main

rotor) is a key limiting factor for the achievable

bandwidth of the flight control system. 12 The

contributing elements in the RASCAL RFCS are listed

in Table 1.

为了精确表现全部系统的动力学,有必要包括高频单元,在直升机中,这些单元(特别地,主轴)所产生的延时,是飞行控制系统可达到带宽关键的限制因素,表1列出了主要贡献的单元.

The initial values of the control system gains were

designed using total system models of the aircraft at the

hover, 80 knot and 130 knot flight conditions. The

system models included 6-DOF linear models of the

UH-60 rigid-body dynamics, with second-order

nonlinear models of the RASCAL RFCS actuators and

UH-60 primary actuators, and Padé approximations of

the sensor and computational delays. Models of the

sensor filters to be used in the aircraft were also

included. CONDUIT was used to analyze the brokenloop,

on-axis frequency responses for each of the three

flight conditions to select the rate feedback gains.

Modest crossover frequencies in the range of 2 –3

rad/sec were selected to avoid excitation of unmodeled

rotor and structural modes, while attempting to

maintain the MIL-HDBK-1797 stability margin

guidelines of 45 deg phase margin and 6 dB gain margin.13 A single set of gains was selected to cover all flight conditions.

使用飞机的完全系统模型来设计控制系统增益的初始值,盘旋状态,80~130海里/小时,系统模型包括6自由度UH-60刚体动力学线性模型, RASCAL RFCS作动器和UH-60主作动器采用二阶非线性模型, Padé近似传感器与计算延迟,还包括飞机的传感器滤波, CONDUIT被使用于分析三种飞行条件下的破环,在轴的频率响应,来选择速度反馈增益, 2 –3rad/sec范围内的交叉频率选择来避免非建模旋转和结构模态的激励,当试图维护MIL-HDBK-1797的稳定裕度,45度相位裕度和6 dB幅值裕度,一个简单的增益被用于覆盖所有的飞行条件.

Control authority limits were set to approximate the

control throws of the UH-60’s mechanical flight

controls, although in practice the SCU control limit

monitors were reached first. The trim integrators were

limited to prevent wind-up; the limits were chosen to

maintain 20% control margin, at the expense of reduced

trim authority. The resulting gains were, incidentally, a

good approximation of the responses of the ratefeedback

portion of the UH-60 stability augmentation

system.

控制权限被用于近似UH-60的飞行控制,虽然实际上, SCU的控制限制监控器已经首先到达,修剪积分器被限制来阻止wind-up;限制被选择于维持20%的控制裕度,为此造成减小修剪权限的损失,结果增

益是,偶然的, UH-60稳定放大系统的速度反馈部分的响应的一个很好近似.

During the course of flight testing, a lightly-damped

aeroservoelastic mode at about 6.5 Hz was observed in

forward flight with sustained load factor, such as during

turns and pull-ups. The pitch rate sensor filter was

subsequently adjusted to a lower cutoff frequency (3

Hz) to increase attenuation at the modal frequency.

This eliminated the resonance.

在飞行测试过程中,在前向飞行中,一个轻微-阻尼的有过载因素的6.5 Hz气动伺服弹性模型可以观

察到,比如说在转弯和起飞, 当达到模型频率时,俯仰率传感器滤波随后得以调整到一个更低的截止频率来增加衰减,,这样就消除了共振.

Early in the test program, records of piloted doublet

maneuvers were obtained and analyzed using CIFER?

to check the accuracy of the model predictions. As

seen in Figure 3, the modeled response is a reasonable

match to the flight-identified response, despite the

limited frequency content of the doublet control input.

Piloted frequency sweeps were also obtained and the

identified frequency responses generally matched the

model predictions well. Once the basic system

performance was validated, the focus of the project was

placed on bringing the more advanced set of control

laws onto the aircraft.

在测试任务的早期,使用CIFER得到并分析记录下的piloted doublet(双座?)机动,用于检查预先模

型的精确性,如图3所示,模拟的响应和飞行中辩识的响应相信是匹配的,尽管限制频率是双控制输入,遥控扫频同样得到,辩识的频率响应与预先模型一般很好地匹配,一旦基本系统的性能得到确认,项

目的重点将是把更先进的控制律置于飞机上.

Advanced Control Law Development

RASCAL’s advanced control laws were developed

by Boeing Helicopter, and have Advanced Digital-

Optical Control System (ADOCS) and RAH-66

Comanche heritage.14,15,16 The control law software

was generated using Boeing-proprietary pictures-tocode

algorithms. That code has, to date, been utilized

in the RASCAL flight control computer, but the control

laws have also been ported to Simulink? for parallel use

in the project’s desktop-to-flight tools.

These control laws were intended to be a robust and

stable foundation for system validation, and to provide

flexibility for future development;1 they are of an

explicit model-following architecture.

先进控制律开发.

RASCAL的先进控制律是由波音直升机公司开发的,有先进的数字光学控制系统, (ADOCS) 和 RAH-66科曼奇血统,控制律软件是由波音公司的图像到代码算法所产生的,那些代码被用于RASCAL飞行控制计算机,到期了,但是控制律被转入Simulink,从而可以平行使用项目的”台式机到飞行”工具, 这些控制律对于系统批准是趋向于稳健和稳定的基础,并为将来的开发提供弹性,他们是一个明确的模型-跟踪架构.

Model-Following Concept

A brief overview of the characteristics of a model following

control system is provided here to help those

unfamiliar with the concepts understand the discussion

that follows; much more thorough treatments may be

found in References 17 and 18. Model-following

control systems are typically comprised of feedback

compensation H(s) to stabilize the vehicle and reject

disturbances, a feedforward element F(s) consisting of

an inverse model of the aircraft dynamics P-1(s)

together with a model of the feedback compensation

H(s), and a command model M(s). These elements are

illustrated conceptually in Figure 4. For purposes of

analysis, the architecture of Figure 4A can be reorganized

as shown in Figure 4B. Combined, the

stabilization and feedforward portions produce a

transfer function of unity:

模型-跟踪概念

这里是模型-跟踪控制系统特性一个简短的介绍,以帮助不熟悉此概念的理解以下的讨论,更多彻底的处理方式在文献17,18.模型-跟踪控制系统主要的是由反馈补偿H(s)来稳定飞机和阻止干扰,前馈单元F(s)由飞机动力学的反转模型P-1(s)和反馈补偿H(s),指令模型M(s) 所组成,这些单元在图4中得到概念性阐述.为了分析,图4A可以被重新组合变为图4B,通过组合,稳定和前馈部分产生了一个一致传递函数.

Assuming a perfect and realizable inverse model of the

aircraft P-1(s) is available, the vehicle response θ will

exactly track the model response θm. In practice, it is

not feasible to attempt to cancel the high-frequency

dynamics such as those associated with the rotor and

actuators. At the same time, low-frequency

characteristics such as aerodynamic trim effects or

weight or center of gravity effects that are not

completely cancelled can be easily suppressed by the

stabilization loop. Therefore, simple first- or second order

representation s usually suffice for the inverse

model.

假定一个完整而可实现的反转模型P-1(s)是可以利用的,飞行器的响应θ将完全跟踪模型的响应θm,实际上,取消高频动态比如与转轴和作动器有关的,并不可行,同时,低频特性比如气动力剪裁效果或者

重力或质心,没有被完全取消,能够容易的被稳定回路所抑制,因此,简单的第一或者第二阶表现通常就可以满足翻转模型的需要了.

Because the aircraft’s principal inherent modes are

cancelled, the desired dynamic response may be

introduced as the command model M(s). From Figure 4,

it is evident that the model-following architecture

provides a high level of modularity and lends itself to

incremental evolution and development. Changing a

command model does not necessitate changing the

feed-forward shaping, or the feedback stabilization

elements; adding feedback loops or control structures is

straightforward. These attributes make this architecture

desirable for a flying laboratory such as RASCAL, in

which the flight control requirements are expected to

evolve and change from project to project. The inflight

simulation features of RASCAL would mainly

rely on this model-following control law structure.

因为飞机的主要的固有模态被取消,需要的动态响应可以被介绍做为指令模型M(s),从图4可见,显然,模型跟踪架构提供了高水平的模块,并且给他自己能够继续演化与发展,改变一个指令模型并不需要改变前馈模型或者反馈稳定单元增加反馈回路或者控制结构是直接的方法,这些属性使得此架构需

要如RASCAL一样的空中实验室,在里面飞行控制需求不断随着任务的改变而变化, RASCAL的飞行中

模拟特性将主要的依靠这个模型跟踪控制律结构.

Figure 5 illustrates the basic implementation of the

model-following concepts shown in Figure 4 into the

RFCS pitch channel.

The current RASCAL model-following control laws

(MFCL) reflect standard features developed for

rotorcraft over the past decade. They provide

hover/low-speed control modes of pitch and roll

attitude-command, attitude-hold stabilization (ACAH),

together with heading rate command, direction

(heading) hold stabilization (RCDH). These control

characteristics are implemented as simple first- and

second-order linear command models. The command

models produce first-order angular rate responses and

second-order attitude responses to pilot inputs. The

resulting rate and attitude commands drive the

feedforward dynamics and the stabilization loops.

图5阐明了RFCS俯仰通道的基本实现方式,采用图4中的模型跟踪概念,最近的RASCAL模型跟踪控制律(MFCL)反映了过去十年为旋翼飞行器所开发的标准特性,他们提供了盘旋/低速的俯仰与滚转姿态-指令与姿态-保持的稳定控制模式,与导向速度指令,方向保持稳定一起.这些控制特性得以增强作为简化的一阶和二阶线性指令模型,这些指令模型产生一阶角速率响应和二阶姿态响应到驾驶(遥控?)输入,产生的速度和高度指令推动了前馈动力和稳定回路.

In the hover/low-speed modes, pitch and roll control

include a low-gain trim follow-up, as described for the

baseline control laws, to maintain a centered sidestick

position corresponding to trimmed flight. Between 40

and 50 knots, the control laws automatically transition

to their forward-flight modes: pitch attitude command,

velocity hold (ACVH); roll rate command, attitude hold

(RCAH); and yaw rate command, direction hold (RCDH) with automatic turn coordination. The

transition is accomplished through a combination of

switching the command model from second-order to

first-order (in the case of roll) and blending in the

additional stabilization loops (in the case of airspeed

hold and turn coordination.) Table 2 summarizes the

control modes and transitions.

在盘旋/低速模型中,俯仰和滚转控制包括一个低增益微调跟随器,如同基线控制律中所描述,为维护一个中立侧边位置,与剪裁的飞行一致.在40到50海里/小时,控制律自动地转换到前飞模式:俯仰姿态指令,速度保持;滚转速度指令,姿态保持;偏航速度指令,方向保持,并且自动转方向,转换得以完成,通过一个组合,把二阶模型滑移到一阶模型(在滚转中),混合附加的稳定回路(在飞行速度保持和转方向中),表2总结了控制模式和转换.

The control law architecture also has provisions for

transitioning to and from a ground-taxi mode, but

current research plans encompass only airborne

operations.

As discussed above, the feedforward dynamics

include an approximation of the inverse of the aircraft

dynamics. The inverse model is of low order and is not

varied with flight condition; instead, trim maps and the

inherent low-frequency cancellation characteristics of

feedback are used to accommodate these changes in the

aircraft characteristics across a range of airspeeds.

控制律架构同样提供了转换到和从地面-滑行模式,但是最近的研究计划只包含空中操作,如同以上讨论,前馈动力包括一个飞机动态的近似反转,反转模型是低阶和不随飞行条件而变化,代替的是,修剪的图和固有低频的反馈取消属性被用于容纳这些飞机属性的改变,在通过的某个速度范围内. MFCL Testing

Prior to flight testing, the MFCL were tested

extensively, first in a piloted simulation at Boeing

Philadelphia1, then in a desktop simulation using

RIPTIDE, and finally in the RASCAL DF, to evaluate

flight control modes, mode transitions, control

sensitivities, and expected flight envelope.

Because the feedforward dynamics inherent to the

model-following configuration drive the servo actuators

much more aggressively than did the simple baseline

control laws, it was anticipated that the SCU rate

monitors might be more frequently tripped. This did

not prove to be the case. In practice, pilot inputs were

smoothed by the mechanical damping built into the

sidestick inceptor, and normal maneuvering has not

produced nuisance trips of the monitors.

MFCL测试

优先于飞行测试, MFCL被广泛地测试,首先在一个波音费城的遥控模拟,然后是在一个桌面的模拟,使用RIPTIDE,最后是在RASCAL DF,来评估飞行控制模式,模型转换,控制转换,控制敏度,以及期望的飞行包线,因为前馈动力与模型-跟踪架构固有,比简单的基线控制律更能有力的驱动伺服作动器,可

以被预期, SCU速度模拟可能会更频繁犯错,这并不能证明情况.实际上,驾驶输入被初始驾驶杆的机械阻尼所平滑,正常的机动没有产生监控的损害.

Following the first MFCL flight, operational

envelope expansion flights were conducted, first to

evaluate the hover/low-speed performance in which the

MFCL paths are simplest, followed by the high-speed

regimes, which bring in turn coordination and airspeed

hold functions, and then finally to fly through the

complex mode transitions between 40 and 60 kts.

Research pilots found the MFCL preferable to the

simple control laws in several respects. The MFCL

decouples the aircraft response much more effectively,

and provides very robust airspeed hold and turn

coordination. Some aspects must be improved, e.g. roll

and yaw sensitivities in forward flight are not wellharmonized

with the pitch response.

跟随着MFCL的首次飞行,得到了飞行操作包线的扩展,首先评估MFCL最简路径的盘旋/低速性能,跟随着高速机制,带有转弯和速度保持功能,然后最终飞行通过复杂的模式转换,从40到60海里/小时,研究遥控发现在一些情况下,对于简单的控制律,MFCL更适合, MFCL更有效的为飞机响应解藕,提供非常稳定的飞行速度保持和转向,有些方式必须得以提高,比如,前飞的滚转和偏航敏度,与俯仰响应并不十分和谐.

MFCL 分析

Hover frequency sweeps and doublets were

performed to collect data for analysis. Three frequency

sweeps were obtained in each of the longitudinal,

lateral and directional axes. Because the vertical axis is

a direct drive from the research inceptor and therefore

closely matches the behavior of the standard Black

Hawk, collective sweeps were not conducted.

盘旋的扫频和重构用于收集分析用数据,在纵向,侧向和方向轴得到了三种扫频,因为在研究初始,竖向轴是一个直接的驱动,因此与黑鹰的行为比较吻合,总距扫频没有执行.

The resulting data were analyzed using CIFER? to

identify the on-axis pitch, roll and yaw attitude

frequency responses. The equivalent frequency

responses of the CONDUIT simulation model were also

generated. The comparison plot for the pitch response,

shown in Figure 6, illustrates the good match between

the CONDUIT model used for flight control design and

evaluation, and the in-flight results. Figure 7 shows a

similar comparison in the time domain, between the inflight

and CONDUIT model responses to a longitudinal

doublet input.

结果数据是使用CIFER分析,以确定在轴上的俯仰,滚转和偏航姿态频率响应,等价的CONDUIT模拟模型的频率响应也得以产生,图6所示为俯仰响应比较图,表明飞行控制设计与评估CONDUIT模型和飞行结果很吻合,图7显示一个时间域类似的比较,飞行中和CONDUIT模型响应的双输入比较.

Pitch, roll and yaw bandwidths and phase delays

were calculated from the flight test attitude responses,

and are listed in Table 3. Performance of the RASCAL

MFCL against the ADS-33E (PRF)19 handling-quality

specifications for bandwidth and phase delay are shown

in Figure 8. Although the pitch and roll axes have

attitude-response command models, trim follow-up

causes a rate-like response for steady-state inputs;

ADS-33 specifies that for ACAH response types,

bandwidth is defined by the 45-deg phase margin

frequency, while for rate-response systems, bandwidth

is the lesser of the 45-deg phase margin bandwidth or

the 6-dB gain margin bandwidth. Thus, as seen in

Table 3, the gain margin bandwidths are applicable for

the pitch and roll axes, and are significantly lower than

the phase margin bandwidths.

俯仰,滚转,和偏航的带宽和相位延迟如图8,虽然俯仰和滚转轴有姿态响应指令模型,修剪跟随造成一个类似稳定状态输入速度响应, ADS-33指定,对于ACAH响应类型,带宽必须由45度相位峪度频率决定,而对于速度响应系统,带宽小于45度相位余度或者6分贝幅值余度带宽,因此如表3所示,增益余度带宽可适用于俯仰和滚转轴,并且是显然更加低于相位余度带宽.

The pitch response is Level 1, even for the

aggressive Target Acquisition and Tracking mission

task element (MTE). The roll response is Level 2 for

the Target Acquisition and Tracking MTE, due to the

level of phase delay; for other MTEs, including those

with poor Useable Cue Environment (UCE) and

divided-attention operations, the roll response is Level

1. The yaw response is Level 3 for Target Acquisition

and Tracking and Level 2 for other MTEs. However,

preliminary pilot evaluations have not faulted the yaw

response as being especially sluggish, and the low yaw

phase delay indicates the potential to increase the

bandwidth by changing the command model

characteristics, if it proves desirable.

俯仰响应是层次1,甚至对于进攻性目标获得与跟踪任务单元(MTE).滚转响应是层次2,对于目标获得与跟踪(MTE).归因于相位延迟水平,对于其他MTEs,包括那些微弱的可用暗示环境,和分散注意操作,滚转响应是层次1.偏航响应是层次3对于MTE,层次2对于其他MTEs,然而,初步的驾驶评估并没有弄错偏航响应,即使是特别迟钝,低的偏航相位延迟表明增加带宽的潜力,通过改变命令模型特性,如果证明是需要的.

As seen in both Figure 6 and Figure 8, the model

predicts significantly more phase delay than seen in the

flight response; this is due to the initial estimates used

for sensor dynamics used in the model. The model has

subsequently been updated to provide a better match to

the flight data.

如图6和8所示,模型比飞行响应预测更多有意义的相位延迟,这可归因于模型中传感器的动态的初始估计,模型随后得以更新来更好的与飞行数据匹配.

For a model-following control system, performance

may be evaluated by how well the aircraft response

tracks the command model, which for an in-flight

simulator like RASCAL, might in fact represent a

different flight vehicle. Figure 9 shows the aircraft

pitch attitude response to the command model’s attitude

command, θ/θm. The “perfect” response is unity, as

derived in Eq. 1. Also plotted are the boundaries of the

maximum unnoticeable additional dynamics (MUAD),

which provide an indication of how pilots will perceive

differences between the aircraft dynamics and the

command model.20 The aircraft response tracks the

command model within the MUAD bounds, out to 2.5

rad/sec, above which the phase responses diverge.

Above this frequency, the low-order inverse model

P-1(s) does not attempt to cancel rotor lags and other

high-order elements. Computing the equivalent time

delay, from the 90deg phase lag at 10 rad/sec,

which is approximately the value predicted by the sum

of system elements as listed in Table 1.

对于模型跟踪控制系统,性能可以被评估,通过飞机响应是多么好的跟踪命令模型.对于一个象RASCAL一样的飞行模拟器,可能实际上代表了一个不同的飞行器,图9显示了飞机的俯仰姿态响应比指令模型的姿态指令, θ/θm.完美的响应是统一的,如同方程1得出,虽然所画图是最大不可见附加动态边界,提供一个迹象,驾驶仪如何察觉到飞机动态和指令模型之间的不同,飞机的响应在MUAD范围内跟踪指令模型, 2.5rad/sec以外,在这之上的相位响应发生偏离.在此频率之上,低阶反转模型P-1(s)并不趋于取消旋转滞后和其他高阶单元.计算等价时间延迟,从90度相位滞后到10 rad/sec,大约是如表1所示的系统单元总结的预期值.

Finally, low-order equivalent system (LOES)

transfer functions were fitted to the flight data, to

provide a simple linear representation of the

characteristics of the closed-loop aircraft. Table 4

compares the identified values with the analytic

command models. There is good agreement among the

parameters. The delay captured by the LOES fit is

comparable to that estimated in Table 1, and for the

pitch axis, agrees closely with the value computed

above. The low equivalent time delay of the yaw

response reinforces the possibility mentioned earlier of

increasing the yaw response bandwidth.

最后,低阶等价系统传递函数装入于飞行数据,来提供闭环飞机特性一个简单的线性表现模型.表4比较了分析指令模型的辩识值.在参数之间有一个很好的一致性, LOES采集的延迟值和在表1中估计值是可做比较的,对于俯仰轴,以上计算的值是接近一致的,低的偏航响应的等价时间滞后强化了前面强调的增加偏航响应带宽的可能性,

Table 5 compares the pitch attitude response of

RASCAL to prior results obtained for the ADOCS

aircraft, which used a similar model-following control

law on the same JUH-60 aircraft as RASCAL. The

comparison illustrates the 37% reduction in equivalent

time delay achieved by using ten-year-newer

technology in the RASCAL RFCS components.

图5比较了RASCAL与先前ADOCS飞机得到的俯仰姿态响应,使用类似的模型-跟踪控制律,在同样的JUH-60飞机上,比较结果显示,在相等的时间延迟下,37%减小,这是由于10年RASCAL RFCS更新技术产生的,

Conclusions

The results of development and testing of two

different flight control law architectures for the

RASCAL research helicopter demonstrated that the

analysis/development model closely matched the

aircraft. This result substantiates that flight control

designs implemented on RASCAL will perform as

expected, thereby contributing to the reduction in

design cycle time already afforded by the use of the

Army/NASA desktop-to-flight tools.

The RASCAL model-following control law

performs well against the ADS-33E specifications for

attitude bandwidth and phase delay in the pitch and roll

axes. The yaw results would tend to indicate an

unacceptably sluggish response, but pilot experience

thus far is favorable. The disparity warrants further

investigation, including evaluation against specific

ADS-33E tasks.

结论

两种RASCAL研究直升机的不同飞行控制律架构的开发和测试结果,证明分析/开发模型接近于飞机,这个结果证实,飞行控制设计应用于RASCAL上的将可以如预期实行,因此, 通过使用Army/NASA台式机到飞行工具, 已经可用于减小设计周期.

RASCAL模型-跟踪控制律实行非常好,依靠ADS-33E规范,对于姿态带宽和相位延迟在俯仰和滚转轴.偏航结果将趋于表明一个不可接受的迟钝的响应,但是驾驶员的经验是有利的.不一致保证了更多的研究,包括反驳ADS-33E任务的评估.

CO测试仪软件设计_毕业论文

毕业论文声明 本人郑重声明： 1．此毕业论文是本人在指导教师指导下独立进行研究取得的成果。除了特别加以标注地方外，本文不包含他人或其它机构已经发表或撰写过的研究成果。对本文研究做出重要贡献的个人与集体均已在文中作了明确标明。本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。 2．本人完全了解学校、学院有关保留、使用学位论文的规定，同意学校与学院保留并向国家有关部门或机构送交此论文的复印件和电子版，允许此文被查阅和借阅。本人授权大学学院可以将此文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本文。 3．若在大学学院毕业论文审查小组复审中，发现本文有抄袭，一切后果均由本人承担，与毕业论文指导老师无关。 4.本人所呈交的毕业论文，是在指导老师的指导下独立进行研究所取得的成果。论文中凡引用他人已经发布或未发表的成果、数据、观点等，均已明确注明出处。论文中已经注明引用的内容外，不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写过的研究成果。对本文的研究成果做出重要贡献的个人和集体，均已在论文中已明确的方式标明。 学位论文作者（签名）： 年月

关于毕业论文使用授权的声明 本人在指导老师的指导下所完成的论文及相关的资料（包括图纸、实验记录、原始数据、实物照片、图片、录音带、设计手稿等），知识产权归属华北电力大学。本人完全了解大学有关保存，使用毕业论文的规定。同意学校保存或向国家有关部门或机构送交论文的纸质版或电子版，允许论文被查阅或借阅。本人授权大学可以将本毕业论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用任何复制手段保存或编汇本毕业论文。如果发表相关成果，一定征得指导教师同意，且第一署名单位为大学。本人毕业后使用毕业论文或与该论文直接相关的学术论文或成果时，第一署名单位仍然为大学。本人完全了解大学关于收集、保存、使用学位论文的规定，同意如下各项内容： 按照学校要求提交学位论文的印刷本和电子版本；学校有权保存学位论文的印刷本和电子版，并采用影印、缩印、扫描、数字化或其它手段保存或汇编本学位论文；学校有权提供目录检索以及提供本学位论文全文或者部分的阅览服务；学校有权按有关规定向国家有关部门或者机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入学校有关数据库和收录到《中国学位论文全文数据库》进行信息服务。在不以赢利为目的的前提下，学校可以适当复制论文的部分或全部内容用于学术活动。 论文作者签名：日期： 指导教师签名：日期： 石家庄铁道学院毕业设计 CO Tester Software Design CO测试仪软件设计

产品设计五性可靠性维修性安全性测试性和保障性

3 “五性”的定义、联系及区别 3.1 可靠性 产品在规定的条件下和规定的时间内完成规定功能的能力。可靠性的概率度量称为可靠度(GJB451-90)。 可靠性工程：为达到产品的可靠性要求而进行的一套设计、研制、生产和试验工作。 (GJB451-90) 显然，这个定义适用于各种装备、设备、系统直至零部件的各个产品层次。可靠性是产品的一种能力，持续地完成规定功能的能力，因此，它强调“在规定时间内”；同时，产品能否可靠地完成规定功能与使用条件有关，所以，必须强调“在规定的条件下”。 为了使产品达到规定的可靠性要求，需要在产品研制、使用开展一系列技术和管理活动，这些工程活动就是可靠性工程。即：可靠性工程是为了达到产品的可靠性要求而进行的一套设计、研制、生产和试验工作。(GJB451-90)。实际上，可靠性工程还应当包含产品使用、储存、维修过程中的各种保持和提高可靠性的活动。 3.1.1可靠性要求

3.1.1.1 定性要求 对产品的可靠性要求可以用定性方式来表达，满足这些要求使用中故障少、即使发生故障影响小即可靠。例如，耐环境特别是耐热设计，防潮、防盐雾、防腐蚀设计，抗冲击、振动和噪声设计，抗辐射、电磁兼容性，冗余设计、降额设计等。其中冗余设计可以在部件（单元）可靠性水平较低的情况下，使系统（设备）达到比较高的可靠性水平。比如，采用并联系统、冷储备系统等。除硬件外，还要考虑软件的可靠性。 3.1.1.2 定量要求 可靠性定量要求就是产品的可靠性指标。产品的可靠性水平用可靠性参数来表达，而可靠性参数的要求值就是可靠性指标。常用的产品可靠性参数有故障率、平均故障间隔时间以及可靠度。 故障率是在规定的条件下和规定的时间内，产品的故障总数与时间（寿命单位总数）之比。即平均使用或储存一个小时（发射一次或行驶100km）发生的故障次数。 平均故障间隔时间（MTBF）是在规定的条件下和规定的时间内，产品寿命单位（时间）总数与故障总次数之比。即平均多少时间发生一次故障。通常可以用故障率的倒数表示。 可靠度R(t)是可靠性的概率表示。即在规定的条件下和规定时间内，产品完成规定功能的概率。即：

可测性设计技术

可测性设计技术 【摘要】随着微电子技术的迅速发展、芯片集成度的不断提高以及电路板复杂性的不断增加，传统的测试模型和测试方法已经不能满足当前的测试要求,测试费用急剧增加。本文介绍了可测试性设计的内涵、意义和分类，可测试性设计有两种方法：专项可测试性设计和结构化可测试性设计（边界扫描和内建自测试），并讲述了这些方法的基本原理。 【关键词】可测试性设计；边界扫描；内建自测试 随着数字电路集成度不断提高，系统日趋复杂，对其测试也变得越来越困难。当大规模集成电路LSI和超大规模集成电路VLSI问世之后，甚至出现研制与测试费用倒挂的局面。这就迫使人们想到能否在电路的设计阶段就考虑测试问题，使设计出来的电路既能完成规定的功能，又能容易的被测试，这就是所谓的可测性设计技术。因此也就出现了可测性的概念。 一、基本概念 在可测性的概念出先不久之后，人们又遇到了一个难题，即大家设计出来的电路在测试方面到底谁优谁劣，没有统一的标准，因此就需要对电路的测试难易程度进行数量描述，即可测性分析。 可测性分析是指对一个初步设计好的电路或待测电路不进行故障模拟就能定量地估计出其测试难易程度的一类方法。在可测性分析中，经常遇到三个概念：可控制性、可观察性和可测性。 可控制性：通过电路的原始输入向电路中的某点赋规定值（0或1）的难易程度。 可观察性：通过电路的原始输入了解电路中某点指定值（0或1）的难易程度。 可测性：可控制性和可观察性的综合，它定义为检测电路中故障的难易程度。 可测性分析就是对可控制性、可观察性和可测性的定量分析。但在分析过程中，为了不失去其意义，必须满足下面两条基本要求： （1）精确性，即通过可测性分析之后，所得到的可控制性、可观察性和可测性的值能够真实的反映出电路中故障检测的难易程度。 （2）复杂性，即计算的复杂性，也就是对可控制性和可观察性的定量分析的计算复杂性要低于测试生成复杂性，否则就失去了存在的价值。 二、可测性设计的意义 据统计资料表明，检测一个故障并排除它，所需的开销若以芯片级为1，则插件级为10，系统级为100，机器使用现场为1000。这表明，故障一定要在芯片级测出并排除它，绝不能把坏芯片带到插件中去。但由于现在的芯片，一般都是几千到几百万个门的电路，而外部可用于测试的端脚又非常的少，因此，芯片的测试是一件十分困难的事。尽管新的测试方法不断涌现，但由于集成技术的快速发展，测试生成的速度远远赶不上集成度的增长的需要。 根据很多实验证实，测试生成和故障模拟所用的计算机的时间与电路中门数的平方到立方成正比，也就是说测试的开销呈指数关系增长。但另一方面，由于微电子技术的发展，研制与生产成本的增长速度远远小于指数增长。因此，就使得测试成本与研制成本的比例关系发生了极大的变化，有的测试成本甚至占产品总成本的70%以上，出现了测试与研制开销倒挂的局面。

心率测试仪设计 开题报告

五邑大学 电子系统设计开题报告题目： 院系电子信息学院 专业电子信息工程 学号 学生姓名陈伟瀚 指导教师张京玲 开题报告日期2011.9.13 五邑大学教务处制 2011年8月

说明 一、开题报告应包括下列主要内容： 1．课题来源及研究的目的和意义； 2．国内外在该方向的研究现状及分析； 3．本课题研究的主要内容； 4．具体研究方案及进度安排和预期达到的目标； 5．预计研究过程中可能遇到的困难和问题，以及解决的措施； 6．主要参考文献。 二、对开题报告的要求： 1．开题报告的字数应在2000字左右； 2．阅读的主要参考文献应不少于5篇，英文参考文献量根据专业的不同确定，本学科的基础和专业课教材一般不应列为参考资料。 3．参考文献采用顺序编码制，即在开题报告引文中按引文出现先后以阿拉伯数字连续编码，序号置于方括号内，并作为上标出现。 4．参考文献书写顺序：序号作者.文章名.学术刊物名.年，卷（期）：引用起止页。

一、课题来源、国内外研究现状与水平及研究意义、目的。 1．课题来源 自拟题目。 2．国内外研究现状与水平 科技的创新，脉搏测试不再局限于传统的人工测试法或听诊器测试法，脉搏测量可利用电子仪器测量出精度更就的数据。人体脉搏信号中包含丰富的生理信息，也逐渐引起了临床医生的很大兴趣，达到了方便、快捷、准确在测量脉搏的目的。随着电子测量技术的迅速发展，现代电子测量仪器以极快的速度向数字化、自动化的方向发展。制成的脉搏测量仪器性能良好，结构简单，因此对脉搏波采集和处理具有很高的医学价值和应用前景。 3．研究意义和目的 脉诊是中医独创的诊断方法,这是由于人体内部各器官的健康状态可以在脉搏信息中反映出来。自古以来，脉诊一直是中医检查病人情况的一种手段。 科学已经证明脉搏波所呈现出来的形态、强度、速率和节律等方面的综合信息，能反映出人体心血管系统中许多生理疾病的血流特征。 随着科学技术的发展，各个学科之间的结合越来越紧密。而心率检测仪（脉搏测量仪）就是科学发展下，信息学科与生命学科结合的一种产物。 二、研究内容，拟采取的研究方法、实验过程、预期成果。（附主要参考文献）1．研究内容 1．便携式心率测试仪的第一部分基本功能： 心率信号由传感器(例如光电传感器) 模块进行采集 采集后的信号经过放大和滤波（特别滤除50HZ信号的干扰），进行整形后，得到幅值在0~5v的脉冲信号 2．便携式心率测试仪的第二部分基本功能： 可选用单片机进行心率测定，在数码管上显示出被测者心率 也可选用可编程器件PLD（进行仿真）进行心率测定和显示 2．拟采取的研究方法 综合各方面因素，决定采取光电传感器来抓取心率信号。 血液是高度不透明的液体，光照在一般组织中的穿透性要比血液中大几十倍，据此特点，采用光电效应手指脉搏传感器来拾取脉搏信号。反向偏压的光敏二极

可测试性需求讲解

软件可测试性需求设计 一、引言 1、目的 提高软件的可测试性，加快测试进度，提高测试效率。 2、范围 描述的范围主要是可测性设计的特征，考虑方向及设计方法。 3、读者对象 系统分析员、设计人员、开发人员。 二、测试所需文档 1、需求规格说明书 2、概要设计说明书 3、详细设计说明书 4、系统功能清单 5、系统运行环境搭建指导书 6、系统操作指导书 三、可测试性设计需求 可测试性主要是指被测实体具有如下特征：可控制性、可分解性、稳定性、易理解性、可观察性，该特征的主要要表现是设立观察点、控制点、观察装置。需要注意的是可测性设计时必须要保证不能对软件系统的任何功能有影响，不能产生附加的活动或者附加的测试。 1、可控制性设计需求 1）全局变量的可控制性设计需求 在外界使用适当的手段能够直接或间接控制该变量，包括获取、修改变量值等。可以将全局类型的变量进行分类并封装到一个个接口中操作。 2）接口的可控制性设计需求 各接口在外界使用适当的手段能够直接调用对该接口进行操作，这里所谓的适当的手段

主要包括使用测试工具和增加额外代码。对于向外提供的接口的接洽处能够人为的对接，比如构造测试环境模拟接口对接，这里所指的开放接口主要是指相对于被测系统，即为被测系统外提供的接口。接口接洽处人为对接时各接口所要求的条件和所需的参数人为的能够轻易达到和提供。 3）模块的可控制性设计需求 对于每个相对独立的模块设计好所需要的驱动和桩都能单独设计用例进行测试对应的功能，在测试运行期间模块异常时能够将其隔离而不影响测试。 4）业务流程的可控制性设计需求 在测试环境满足的情况下能够控制任一单独业务流程，各业务流程具有流通性。 5）场景的可测性设计需求 将一场景所涉及到的业务和接口整合到一个统一的接口使其能够单独操作该场景。 2、可分解性设计需求 1）业务流程的可分解性设计需求 对于复杂的业务流程需合理设定分解点，在测试时能够对其进行分解。 2）场景的可测性设计需求 对于复杂的场景需合理设定分解点，在测试时能够对其进行分解。 3、稳定性设计需求 测试模块发布合理，不能在后期追加的模块为前期所测模块引入新的不必要的测试活动。 4、易理解性设计需求 1）设计文档的易理解性 设计参考标准 内容描述主次要分清 依赖关系描述明确 2）接口的易理解性

民用飞机气弹簧计分析

民用飞机气弹簧设计分析-机械制造论文 民用飞机气弹簧设计分析 唐行微 （上海飞机设计研究院结构部，中国上海201210） 【摘要】气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件，相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式，通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法，通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数，并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。 关键词气弹簧；民机舱门；可靠性 0 前言 气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件，在工程机械中，主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成，在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时，惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用，控制气弹簧的运行速度，其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元，通常用于提供手柄回弹的回复力，机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧，舱门设计中通常采用传统机械弹簧，这种设计存在两方面的劣势：一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢，在重量上需要付出一定代价，二是目前航空领域弹

簧制造主要通过辅助工具手工弯制，其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便，工作平稳，使用安全，成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧，定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势，舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。 本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用，对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究，给出了具体舱门气弹簧的设计步骤，同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。 1 工程实例 某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为：360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心) 和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中，通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用，控制门下降速度门在完全打开位置时，伸展到极限程度。 根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧，并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3 倍左右，考虑摩擦力等影响，将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。 下图为飞机航截面投影面，两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。

测控仪器设计__总复习题和考试题

测控仪器设计试题库 一、填空题 1.仪器误差的来源有原理误差、制造误差和运行误差。 2、动态偏移误差和动态重复性误差在时域表征动态测量仪器的瞬态和稳态响应精度，，分别代表了动态仪器响应的和。 3.表征测量结果稳定地接近真值的程度的是正确度 4.测控仪器的设计六大原则是阿贝原则、变形最小原则、测量链最短原则、坐标系基准统一原则、精度匹配原则、经济原则。 5.温度的变化可能引起电器参数的改变及仪器特性的改变，引起温度灵敏度飘 移和温度零点飘移。 6.在设计中，采用包括补偿调整、校正环节等技术措施，则往往能在提高仪器精度和改善仪器性能方面收到良好的效果。 7.造型设计中常用的几何形状的尺寸比例：黄金比例、均方根比例、和中间值比例。 8.标准量的细分方法有光学机械细分法、光电细分法。 9、仪器中的支承件包括基座、立柱、机柜、机箱等。它起着联接和支承仪器的机、光、电等各部分零件和部件的作用，其结构特点结构尺寸较大，结构比较复杂。 10、导轨是稳定和灵活传递直线运动的部件，起着确保运动精度及部件间相互位置精度的作用。其由运动导轨（动导轨）和支承导轨（静导轨）组成。 11、导轨种类很多，按照导轨面之间的摩擦性质可分为：滑动摩擦导轨、滚动导轨、静压导轨、弹性摩擦导轨。 12、在微位移机构中，微工作台的驱动方法有步进电动机直流电动机同步电动机测速电动机。 13、测控仪器中的光电系统的组成 14、光电系统的设计主要是研究中的核心技术的设计问题。 15、直接检测系统：相干检测系统： 16、在光电系统设计时，针对所设计的光电系统的特点，遵守一些重要的设计原则。 17、光电系统的核心是光学变换与光电变换，因而光电系统的光学部分与电子部分的匹配是十分重要的。这些匹配包括、。匹配的核心是如何正常选择光电检测器件。 18、照明的种类、、、。 19. 光电系统中的光学部分与电子部分的匹配十分重要，这些匹配包括光谱匹配、、。 二、简答 1、名词术语解释：灵敏度与鉴别力；示值范围与测量范围；估读误差与读数误差；分度值与分辨力 极限示值界限内的一组数。极限示值界限内的一组数。极限示值界限内的一组

民用飞机设计参考机种之一波音787_8双发宽体中远程客机_图(精)

机种介绍 ji z hong jie shao 民用飞机设计参考机种之一波音 787-8双发宽体中远程客机波音 787梦想飞机 (D rea m li n er 是波音民用飞机集团研制生产的中型双发宽体中远程运输机 , 是波音公司 1990年启动波音 777计划后的 14年来推出的首款全新机型。波音 787系列属于 200座至 300座级飞机 , 根据具体型号不同其航程可覆盖 6500~16000km 。 里程碑 2004 项目启动 2005. 1. 28 宣布设计研制 2005年第 2季度 构型设计冻结 2005. 9. 23 完成联合发展阶段初步设计 2009. 12. 15 首飞预计于 2010 年第 4季度

交付给启动客户全日空三面图波音公司研制 787使用了声速巡航者所提出的技术以及机体设计 , 并决定在 787的主体结构 (包括机翼和机身上大量采用先进的复合材料。这将使波音 787成为有史以来第一款在主体结构上采用先进复合材料的民用飞机。其重量比例将达到空前的 50%。在发动机方面 , 波音 787可选装通用电气 (GE 公司的 G enX 系列或罗 -罗遄达 1000系列。此外 , 波音 787作为在民用飞机上首次配备两种发动机提供标准的发动机接口界面 , 从而使波音 787飞机能够随时配备任一款制造商的发动机。由于采用了大量复合材料 , 同时采用新型的发动机和创新的流线型机翼设计 , 将使波音 787比目 前同类飞机节省 20%的燃油消耗 , 此外波音 787采用中型飞机的尺寸实现了大型飞机远程的结果 , 并以 0. 85倍声速飞行 , 更好地体现了其点对点远程不经停直飞航线的能力。波音 787将增大客舱湿度 , 降低客舱气压高度 , 乘客会感到更舒适。机上娱乐、因特网接入等设施将更为完善 , 机身截面形状采用双圆弧形 , 顶部空间也进行了优化设计 , 可为乘客提供更宽敞的空间。研制过程 2001~02年波音公司开始研制效率高 , 可以获得高额利润的客机 , 于是向市场推出声速巡航者 , 但

脉搏测试仪设计报告

脉搏测试仪设计报告 摘要：本系统以ST12C5A60S2单片机为核心，利用红外线发射二极管和接收二极管作为信号检测传感器，通过LM324信号放大电路，最终使用四位一体数码管作为显示器件。系统利用红外对管将人体心脏跳动使血管中血液饱和程度的变化将引起光的强度发生的变化，红外接收二极管的电流也跟着改变，导致红外发射管输出脉冲信号，经过由LM324构成的放大电路将脉冲信号放大整形，传送至单片机进行信号计算处理，最后将数据结果送到数码管进行显示。由此来对人体心率的数据进行测量。 关键词：ST12C5A60S2、红外线发射二极管、接收二极管、LM324、MY3641AH

Abstract：The system is based on the ST12C5A60S2 single-chip microcomputer as the core, with the infrared emitting diode and receive diode as sensor, signal amplifier circuit with LM324 as the core device, with 2MY3641AH four in one as a digital control display device. Through infrared to control the human beating heart vascular blood saturation degree of change will cause the light intensity changes, the infrared receiving diode current also change, resulting in the infrared emission tube output pulse signal, after which is composed of LM3243stage amplifying circuit amplifies the pulse signal is transmitted to the single chip microcomputer, signal processing, finally the data sent to the digital tube display. According to the data measured on human heart rate. Key words: ST12C5A60S2, infrared emitting diode, receiving diode, LM324, MY3641AH 目录

测试性验证方案设计实验

实验三基于双方风险值的测试性验证方案设计实验 一、实验目的 1.掌握基于双方风险值的测试性验证原理； 2.掌握测试性验证方案设计流程； 3.掌握数测试性验证方案设计软件的使用方法。 二、实验任务 1.熟练使用测试性验证方案设计软件； 2.使用测试性验证方案设计软件分析故障模式、机理及影响分析（FMMEA）数据 库； 3.使用测试性验证方案设计软件确定验证方案； 4.使用测试性验证方案设计软件分配故障样本量，选择故障模式。 三、实验设备 1．测试性验证方案设计软件一套； 2．故障模式、机理及影响分析（FMMECA）数据库一个。 四、实验原理 测试性验证是为确定产品是否达到规定的测试性要求而进行的试验与评价工作。通过对装备实物样机注入一定数量的故障，用测试性设计规定的方法进行故障检测与隔离，依据试验结果用统计分析的方法判断测试性指标（故障检测率/故障隔离率（FDR/FIR））是否达到规定要求。 测试性验证包括（1）确定验证方案，即故障样本量与允许的故障检测/隔离失败次数；（2）故障样本分配；（3）故障模式选取。测试性评估包括定性或定量判断装备测试性指标是否达到要求。 4.1 基于双方风险值的测试性验证方案， 基于双方风险值的测试性验证方案是在考虑承制方风险和使用方风险条件下，基于二项分布计算模型的确定故障样本量的方案。 要定量估计和验证的测试性参数主要是FDR 和FIR。在试验过程中注入一次故障，实施检测和隔离程序并给出故障指示（报警），其结果可能是：检测到故障（成功）或没有检测到故障（失败）；把故障隔离到规定的可更换单元（隔离成功），或没有完成

隔离任务（隔离失败）。一个系统的各次故障检测、隔离，或者同批多个系统各自的故障检测、隔离，可近似认为彼此是独立的。测试性是系统设计中的固有特性。因此，一个系统或同一批的系统，在各次试验中故障检测/隔离的成功率可认为是不变的，系统的测试性验证试验可以认为是成败型试验，以二项分布为基础进行检验。 典型的成败型定数抽样检验方案的思路如下：随机抽取n 个样本进行试验，其中有 F 个失败。规定一个正整数C ，如果F ≤C 则认为合格，判定接收；如果F ＞C 则认为不合格，判定拒收。确定抽样方案就是同时确定 n 和 C 的值。 在成败型定数抽样试验中，设成功的概率记为q ，则在n 次试验中出现F 次失败的概率为： (;,)(1)F F n F n P q n F C q q -=- （1） 式中，F n C 是二项式系数，!()!! F n n C n F F =-。 接收的概率即n 个样本中失败数不超C 的概率，亦即失败数为0,1,2,...,C 的概率总和。由于抽样试验的随机性，成功概率q 为任意值都可能被接收。不同q 值被接收的概率称为抽样特性（Operation Characteristic ，OC ），记为 L (q )。 L ( q )与q 的函数关系称为抽样特性函数。 0()(;,)C F L q P q n F ==∑ （2） 使用方根据需要选定一个极限质量水平1q ，对应于一个确定的低的接收概率，质量 比极限质量水平还差的不予接收。但由于抽样方案不可避免的缺点，还会以较小的概率错判为接收的情况。质量水平为极限质量时的接收概率叫“使用方风险”，记为 β，β值一般可取 0.1、0.2 或其它值。选定极限质量1q ，对应1()L q β=，则当1q q <（即质量比极限质量水平还差）时，接收概率不会高于β。 承制方不能按极限质量开展测试性设计，否则被拒收的概率太大，要使设计的装备达到满意的设计质量水平0q （01q q >），以便达到0q 时以大概率接收装备。但达到0q 时还会以较小的概率判为拒收。达到满意质量水平时被拒收的概率，叫“承制方风险”，记为α。承制方选定0q 时，对应的0()1L q α=-，即以大概率接收。

民用飞机气动设计原理

民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升

力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括： 几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；

测控试卷测控仪器设计

试卷编号：（ A ）卷 测控仪器设计课程课程类别：必 考生注意事项：1、请考生将答案填写在答题纸上。 2、本试卷共6页，总分100分，考试时间120分钟。 3、考试结束后，考生不得将试卷、答题纸和草稿纸带出考厂 一、填空题 1.仪器误差的来源有、和运行误差。 2、动态偏移误差和动态重复性误差在时域表征动态测量仪器的和响应精度，，分别代表了动态仪器响应的和。 3.表征测量结果稳定地接近真值的程度的是 4.测控仪器的设计六大原则是、、测量链最短原则、坐标系基准统一原则、精度匹配原则、经济原则。 5.温度的变化可能引起电器参数的改变及仪器特性的改变，引起 和。 6.在设计中，采用包括补偿、环节等技术措施，则往往能在提高仪器精度和改善仪器性能方面收到良好的效果。 7.造型设计中常用的几何形状的尺寸比例：、均方根比例、和中间值比例。 8.标准量的细分方法有、。 9、仪器中的支承件包括基座、立柱、机柜、机箱等。它起着联接和支承仪器的机、光、电等各部分零件和部件的作用，其结构特点结构尺寸较大，结构比较复杂。 10、导轨是稳定和灵活传递直线运动的部件，起着确保运动精度及部件间相互位置精度的作用。其由运动导轨（动导轨）和支承导轨（静导轨）组成。 11、导轨种类很多，按照导轨面之间的摩擦性质可分为：滑动摩擦导轨、滚动导轨、静压导轨、弹性摩擦导轨。 12、在微位移机构中，微工作台的驱动方法有。 13、测控仪器中的光电系统的组成 14、光电系统的设计主要是研究中的核心技术的设计问题。

16、在光电系统设计时，针对所设计的光电系统的特点，遵守一些重要的设计原则。 17、光电系统的核心是光学变换与光电变换，因而光电系统的光学部分与电子部分的匹配是十分重要的。这些匹配包括、。匹配的核心是如何正常选择光电检测器件。 18、照明的种类、、、。 19. 光电系统中的光学部分与电子部分的匹配十分重要，这些匹配包括光谱匹配、、。 二、简答 1、名词术语解释：灵敏度与鉴别力；示值范围与测量范围；估读误差与读数误差；分度值与分辨力 2、测控仪器由哪几部分组成，各部分的功能是什么？ 3、什么是阿贝原则？举例说明在仪器设计的过程中如何减少阿贝误差？ 4、试述同步比较测量原理的指导思想是什么？ 5、在导轨的设计过程应重点考虑哪些问题？爬行现象的产生原因及其预防措施是什么？ 6、何谓导向精度？导轨设计有哪些要求？举出四种导轨组合，并说明其特点。 7、基座与支承件的基本要求是什么？ 8、什么是主轴的回转精度？主轴系统设计的基本要求是什么？ 9、提高主轴系统的刚度有几种方法？ 10、气体静压导轨有哪些类型？各有何特点？ 11、什么是微位移技术？柔性铰链有何特点？ 12、采用柔性铰链的微动工作台与其它方案相比有何优点？ 13、微驱动技术有哪些方法？ 14、试述压电效应和电致伸缩效应在机理上有何不同？ 12、试总结各种微位移机构的原理及特点。 15、光电距离检测有哪些方法？他们的测距原理有何不同？ 16、照明系统的设计应满足下列要求： 17、照明的种类？ 三、判断 1、仪器的精度指标中，示值误差和示值重复性误差的大小代表了仪器正确度和精密度的高低；而动态偏移误差和动态重复性误差分别代表了动态仪器响应的准确度和精密度。（） 2、造成仪器误差的原因是多方面的，根据产生的阶段分为：原理误差、制造误差和运行误差，从数学特性征上看，原理误差多为系统误差、而制造误差和运行误差多为随机误差，因此原理误差的存在会使仪器的准确度下降，制造误差和运行误差的存在会使仪器的精密度下降。（） 3、根据误差独立作用原理:一个误差源仅使仪器产生一定的局部误差,局部误差是其源误差的线性函数，与其他源误差无关，仪器总误差是局部误差的综合，但是，在计算源误差所造成的仪器误差的过程中还应考虑各个源误差对仪器精度影响的

关于民用飞机重量设计的相关探讨

摘要：民用飞机是用于非军事目的的飞机，它主要是作为一种载人交通工具存在。在民用飞机的设计过程中，飞机的重量重心设计非常重要。民用飞机的重量有着独特的要求，民机重量的分类也有着特殊的标准。因此，民机设计时，需要对整个机身的部件进行重量估计。首先阐释了民用飞机重量设计的重要性，进而对民用飞机各部件的重量预测和控制进行了系统的分析，进而为民用飞机的安全运行奠定了重要的基础。 关键词：民用飞机重量设计 中图分类号：v241文献标识码：a文章编号：1007-3973（2012）004-034-02 1前言 安全是航空工程的第一要务，一般情况下，民用飞机的重量设计要比军用飞机复杂。在民用飞机的设计中，对重量和重心的设计有着独特的要求。在飞行过程中，民用飞机重心的变化要比军用飞机更加系统和复杂。民用飞机的重量设计指的是技术人员通过对飞机部件的设计，既要保证飞机重量的轻便，同时也要飞机具有良好的灵活性和平衡性。民用飞机的重量设计贯穿于飞机设计、制作以及营运的全部过程，对民用飞机的运行安全有着至关重要的作用。 2民用飞机重量设计的重要性 2.1有利于节约研发成本 随着当前经济的发展，现代民用飞机的研发和制作成本日益增长，研制的成本也越来越高。根据相关调查资料显示：在当前民用飞机的研制过程中，每1千克结构制作需要的人力大约为20人左右。所以说，如果相关的设计人员能够减少民用飞机制造的重量，这就能够节省大量的成本，提高民用飞机的经济效益。 2.2有利于飞机的整体协调性 民用飞机重量的各种使用性能指标与重量之间是紧密相连的，并且总是随着民用飞机空机重量的增大而下降。也就是说，在民用飞机运行的过程中，如果民用飞机的自重减轻，飞机的运行性能就会提高，如果自重增加，性能就会随之降低。所以说，民用飞机的重量设计对飞机的整体性能有着重要作用。 2.3有利于民机运营的经济效益 在民用飞机的设计研制过程中，其重量与飞机制造和运营的经济成本有着直接的关系。采取各种措施降低民用飞机的制作成本，保持其销售价格的逐步下降，进而提高民用飞机的经济性已经逐步成为当前民用飞机制造商的最终目的。因此，从民用飞机的重量设计入手，减轻飞机的重量就是从侧面提高飞机运营的经济型，进而提高在市场中的整体竞争能力。 3民用飞机设计的重量控制 民用飞机的重量控制指的是为了更好的能够保证民机在设计阶段所设计的性能指标的实现，而根据实际情况提出的确保实现目标重量的一种管理和技术相互结合的工程方法。在民用飞机的设计过程中，总体方案结束之后，民机的特征重量就已经确定，此时，民机相关部件及运行系统的目标重量也确定好了。因此，相关技术人员必须对起进行严格的控制，保证重量的合理性。要做好民用飞机的重量控制，就要做到以下几个重要的方面： (1)在民用飞机设计的过程中，要积极确立正确的目标重量值。一般情况下，民机的重量值是在设计方案的过程中逐渐形成的，与飞机的设计技术目标相适应。同时，相关设计人员要按照飞机重量设计的相应标准进行重量分类。在民用飞机重量设计中，重量分类是一个十分重要的概念，是重量工程的一个重要标准。通过有效掌握重量分类，能够为飞机重量设计提供重要的依据，保证设计工作的顺利运行。 (2)认真确定民机重量设计余值。民机的重量设计余值指的是在民用飞机设计的过程中，重量和平衡报告中还没有预料到的重量增量。一般情况下，在民机设计中，重量设计余值应

基于单片机的酒精浓度测试仪设计毕业设计

基于单片机的酒精浓度测试仪设计毕业设计 目录 第1章绪论 (1) 1.1酒精测试仪现状和发展趋势 (1) 1.2酒精浓度检测仪设计的意义 (1) 1.3 研究内容 (2) 1.4系统总体思路 (2) 第2章系统总体方案设计 (3) 2.1总体设计 (3) 2.2控制模块方案论证 (3) 2.3显示模块方案论证 (4) 第3章硬件电路设计 (5) 3.1单片机电路设计 (5) 3.1.1 单片机介绍 (5) 3.1.2 STC89C52的功能特性 (6) 3.1.3 STC89C52的原理说明 (6) 3.2MQ3气体传感器 (7) 3.2.1 MQ-3主要技术指标 (8) 3.2.2 MQ-3结构、外形、测试电路 (8) 3.2.3 MQ-3传感器调理电路 (10) 3.3电源电路 (11) 3.4ADC0809 (11) 3.5LCD液晶显示模块 (12) 3.5.1 LCD1602显示模块技术参数 (12) 3.5.2 LCD602显示模块功能 (13) 3.6发光二极管显示报警电路 (15) 3.7阈值存储电路 (15)

3.8系统硬件设计原理图分析 (16) 第4章软件系统的设计与实现 (18) 4.1主程序设计 (18) 4.2分部分软件设计 (19) 4.2.1 ADC程序流程图 (19) 4.2.2 LCD程序流程图 (20) 第5章系统的调试及实验结果 (21) 5.1 调试步骤 (21) 5.1.1 按键修改酒精阈值程序 (21) 5.1.2 模数转换测试 (21) 5.1.3 液晶显示程序设计 (22) 5.1.4 声光报警测试 (25) 5.1.5 整体功能调试程序 (25) 5.2实验结果 (25) 结论 (27) 致谢 (28) 参考文献 (29) 附录A 译文 (30) STC89C51RC/ RD+系列MCU (30) 附录B 外文原文 (38) STC89C51RC/RD+ SERIES MCU (38) 附录C (50) 附录a：全局变量头文件和延时模块 (50) 附录b：AD转化模块 (52) 附录c：24c08存储模块 (52) 附录d：LCD显示模块 (57) 附录e：主函数 (63)

民用飞机气动设计原理

民用飞机气动设计原理 民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用 飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体 现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较 于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间，通常巡 航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie)

放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根 处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而 降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统 说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的 一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模 型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22飞机风洞模型 风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试 验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器 的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真

多功能测试仪LISN的研究与设计

4　结束语 摩托车制动器综合性能测试系统,采用机械模拟和电模拟相结合的方法,实现了对转动惯量的模拟.通过对制动过程中制动力矩的分析,给出了制动力矩、电机在制动器制动时输出的力矩与模拟惯量的关系,所提出的计算方法可有效地确定和优选机电混合模拟系统的飞轮惯量和驱动电机的匹配关系.该综合性能测试系统的制动器检测方法符合国家汽车行业标准QC/T654-2005,在转动惯量模拟和制动操纵力的自动控制方面有独特性.参考文献: [1]　王志忠,彭彦宏,洪哲浩.车辆制动器试验台惯性飞轮 的优化组合设计[J ].拖拉机与农用运输车,2006,33 (2):59-62. [2]　王铁山,曲　波.汽车摩擦材料测试技术[M ].北京:科 学技术出版社,2005. [3]　谢松云,于海勋,王奎顺,等.车辆离合器综合性能测试 系统的研究[J ].电气传动,2007,37(3):61-64. [4]　陈三昧,何力生,何长锐,高学尧,姜　永.QC/T654-2005摩托车和轻便摩托车制动器台架试验方法[S ]. 全国汽车标准化委员会,2005. 作者简介:吴广顺　(1973-),男,河北滦南人,工程师,硕士, 主要从事内燃机测试及专用仪器设备的开发工作;张立鹏　(1978 -),男,天津人,工程师,主要从事小型内燃机、摩托车电器系统测试 等研究工作. 多功能测试仪L ISN 的研究与设计 岳玲玲,张晓冬,唐志君,高曙宁 (北京交通大学电气工程学院,北京100044) Research and Design of a Multif unctional Test Apparat us L ISN YUE Ling -ling ,ZHANG Xiao -dong ,TANG Zhi -jun ,G AO Shu -ning (School of Electrical Engineering ,Beijing Jiaotong University ,Beijing 100044,China ) 摘要:在介绍主要传导干扰测试电路L ISN 的基础上,进一步介绍了几个主要功能电路如:L/N 相线选择电路、瞬时限幅电路以及RS232与计算机的接口设计.给出了各电路的硬件设计,并详细介绍了其工作原理. 关键词:硬件设计;L ISN ;相线选择;瞬时限幅电路;RS232 中图分类号:TN702文献标识码:A 文章编号:1001-2257(2009)08-0047-03收稿日期:2009-02-24 Abstract :This paper int roduces a conduction interference test apparat us.It mainly int roduces t he conduction interference testing circuit -L ISN and hardware design of t he f unction circuit ,such as :L/N line selection circuit ,limiter circuit and t he interface circuit between RS232and comp uter. K ey w ords :hardware design ;L ISN ;p hase line selection ;instantaneous limiter circuit ;RS232 0　引言 目前,电子产品电磁兼容性(EMC )指标已成为电子产品能否走向市场的关键.因此,开发人员从刚开始研究设计到正式生产之前,都应非常重视新产品的EMC 性能,在开发的每一个阶段及时对产品进行预认证评估,加快产品认证,缩短开发周期,加快产品的上市速度,降低产品成本[1].通常用于传导干扰的主要测量仪有EM I 测量接收机、阻抗稳定网络(L ISN )、各种电压电流探头、频谱分析仪、示波器等[2].目前研究较多的是频谱分析仪、示波器、电压电流探头等设备,线形阻抗稳定网络作为传导干扰测试的一部分研究非常少.因此对于L ISN 的研究具有广阔的市场前景. ? 74?1机械与电子22009(8)