飞机全,静压系统的迟滞分析与测试
M11下册__仪表
仪表系统M11下第3章★表示原题★★表示是新题+原题□表示书上没有**********************************************3.1航空仪表概述仪表T格式有哪些仪表P526 ★答：1、分离式仪表：左边是马赫-空速表，中间ADI（姿态指示仪），右边是气压高度表，下边是HSI （水平状态指示器），构成了T形格式。
2、电子式仪表：左边是空速带，中间是姿态指示球，右边是气压高度带，下边是航向带，也构成了T形。
➢大气数据仪表1. 气压式高度表的敏感元件及工作原理，飞行前需要做什么工作？P529答：根据标准大气中气压（静压）与高度对应的关系，测量气压的大小，就可以表示高度。
气压式高度表的感受部分是一个真空膜盒。
作用在真空膜盒上的气压为零时，真空膜盒处于自然状态。
受大气压力作用后，真空膜盒收缩并产生弹力。
当真空膜盒产生的弹性力与大气作用在真空膜盒上的总压力平衡时，真空膜盒变形的程度一定，指针指出相应的高度。
飞行前要调定所在机场的场压，即机场的地面气压，从而得到相对高度。
2. 国际标准大气测量标准参数P528答：国际标准大气以平均海平面作为零高度。
气压P=760mmhg(1013hPa或29.921 inHg)，气温15摄氏度，密度1.225千克每立方米（书上错了）。
3. 气动式指示空速的基本工作原理P534 ★答：如图：4. 飞机由平飞改为下降时，气压式升降速度表的工作原理P532 ★答：5. 马赫速度表显示P536 ★答：1、机械式马赫空速表上的白色指针代表指示空速，红、白相间指针指示超速状况最大操作速度、最大操作马赫数。
2、电动马赫空速表白色指针指示计算空速，红/白指针指示速度极限值。
上面的窗口还用数字形式指示出计算空速和马赫数，当马赫空速警告计算机出现故障时，窗口内显示VMO和MACH故障旗。
测量真空速和马赫数的原理如图：6. 空速分几类？如何得到？P534 ★答：空速有：指示空速、计算空速、当量空速、真空速。
航空发动机故障诊断方法及测试
航空发动机故障诊断方法及测试摘要：航空发动机与一般发动机相比较而言，具有结构复杂、零部件多等特点，在实际的运行中还要求耐高温、高压、高负荷以及高转速，因此，在长时间的反复运行中系统部件的损耗不可避免。
由于系统部件的损耗，航空发动机故障就会随即产生，并直接影响了航空器的正常运行，严重威胁飞行安全。
对航空发动机故障进行排除和测试能有效避免器路部件故障等导致的飞行安全隐患，提高发动机的稳定性和安全性。
本文将就几种典型的航空发动机故障诊断技术进行分析和探讨，并浅议航空器发动机故障测试平台，对其功能参数进行监控和测试，从而使发动机的性能得以提高并更具可靠性。
关键词：航空；发动机；故障1航空发动机故障诊断技术1.1 信号处理技术航空发动机的I/O信号模型可以通过与幅值以及频率与故障部位的相关性来检测发动机故障发生源，这是利用信号技术来检测故障的一种基本方式。
具体来说，此种分析技术包含四种分析方法。
第一，PCA分析法。
这种分析方法主要通过参照历史数据的彼岸花来进行。
建立一个在正常情况下的PCA数据模型，当实际测试的信号与此模型数据发生冲突时，即可判断发生了故障，再通过数据分离出故障。
第二，小波变换诊断法。
这种方法主要针对非平稳信号中的故障排除，小波变换信号，然后出去输入变化导致的奇异点后，剩下的奇异点即为故障点，这种分析方法克服了细节性的缺点，能够从局部信号获得特征信息。
其原理表现为，设ψ∈L2 （R）（平方可积实数空间），其傅立叶变换为ψ（ω）。
当ψ（ω）满足条件：Cψ=d<∞，则称ψ（t）为一个基本小波或者母小波。
将这个母函数伸缩平移之后可以得到一个小波序列，可以通过小波序列对信号进行分解，从而通过每一层级小波系数的重构对信号进行频谱分析，进而得出结论。
第三，利用δ算子分析方法。
利用δ算子在Hilbert空间中所构造的最小M乘正交投影向量集，能够将完整的格形滤波器推导出来，进而将其作为故障检测方式中的滤波器，再利用δ算子的后向预测，将误差向量的首位元素作为残差，配合以自适应噪声抵消技术来使得残差只对故障噪音敏感，从而判断故障发生部位。
机组静压测试实验报告
机组静压测试实验报告引言静压测试是航空航天领域中一项重要的实验技术，用于测量飞机机组航行过程中所受到的压力。
通过静压测试，我们可以了解航空器在不同高度、不同速度下的气动性能，为飞行参考数据的精确计算提供支持。
本实验旨在通过对机组静压进行测试，了解其性能表现，并对所得数据进行分析和解读。
实验中，我们将通过使用静压传感器来测量机组所受到的压力，从而得到准确的静压数据。
实验目的1. 了解机组静压测试的原理和方法；2. 使用静压传感器测量机组所受到的压力；3. 分析和解读实验结果，对机组的性能进行评估。
实验仪器和材料1. 静压传感器：用于直接测量机组所受到的压力；2. 数据采集设备：用于采集静压传感器所得到的数据；3. 计算机：用于数据分析和处理；4. 实验航空器模型：用于模拟真实飞机机组。
实验步骤1. 将静压传感器连接到实验航空器模型的相应位置，并确保连接稳固；2. 打开数据采集设备，并将其与静压传感器连接；3. 确保所有设备均处于正常工作状态后，进行校准操作，以确保实验数据的准确性；4. 将实验航空器模型置于绝对平稳的环境中，以保证实验数据的可靠性；5. 开始记录静压数据，并在航空器模型上进行不同高度和不同速度的变化，以模拟真实飞行过程；6. 实验结束后，停止记录静压数据，并进行数据分析和处理。
实验结果与分析通过实验我们得到了一系列机组静压数据，根据这些数据我们可以进行以下分析和解读：1. 不同高度下的压力变化：根据实验数据，我们可以绘制高度与静压之间的关系曲线，得到一个高度压力分布的图像。
从图像中我们可以看出，随着高度的增加，静压逐渐降低，这是由于空气的密度随海拔的上升而减小导致的。
2. 不同速度下的压力变化：根据实验数据，我们可以绘制速度与静压之间的关系曲线，得到一个速度压力分布的图像。
从图像中我们可以看出，随着飞行速度的增加，静压也相应增加，这是由于气流的动力学压力随速度的增加而增大导致的。
通过以上分析，我们可以得出机组静压性能良好，具备高度与速度相关的压力变化特性，符合航空器设计和飞行运行的要求。
直升机上几种常用的传感器介绍剖析
直升机上几种常用的传感器介绍直升机作为20世纪航空技术极具特色的创造之一，极大地拓展了飞行器的应用范围。
它不仅可以作低速、低空和机头方向不变的机动飞行，还可以小场地进行垂直升降。
这些优点使得直升机具有广阔的前景和使用价值。
作为一个复杂的系统，直升机内部安装了大量的传感器来保证直升机的安全、平稳、正确地飞行，其中包括了测量攻角的归零压差式攻角传感器，保证直升机平稳飞行的姿态传感器，测量油箱油位的变介电常数电容传感器，以及测量高度的高度传感器。
1 归零压差式攻角传感器攻角，也称迎角，是指气流与直升机旋翼之间的夹角。
飞机的火力控制系统、巡航控制系统以及失速警告系统都离不开飞机的攻角信息，攻角可以校正静压和动压，而静压和动压可以进一步计算气压高度和空速，因此获得精确的攻角对于飞机的大气数据系统具有十分重要的意义[1]。
美国等一些国家将其用于运输机、轰炸机、战斗机和导弹上，我国也曾将其应用在歼5战斗机和运1运输机上。
1.1 工作原理传感器的结构如图1-1所示，主要包括：敏感部分——探头；变换传动部分——气道、气室和桨叶；输出部分——电位器；温控部分——加热器和恒温器[2]。
归零压差式攻角传感器是一种空气动力装置，探头纵轴与飞行器纵轴相垂直，其上有两排互成90度的测压口，根据柏努利定理，圆柱表面的压力分布与该点径线相对气流的夹角有关。
因此，其压力分布系数θ2sin 41-=P当攻角不变时，两排测压口的气压是相等的。
而当攻角改变时，测压口在流场中敏感的压力差为()1212212sin sin 2θθρ-=-=V p p p d该压差经过气道、气室变换传动为压差力矩，推动浆叶，带动探头转动，直到压差为零；同时，探头转动时，与探头同轴的电刷便在电位计的绕组上产生角位移，从而电位计产生与攻角成比例的电信号，其原理图如图1-2所示。
整个过程均是自动调整的。
为保证在各种使用条件（速度、高度、温度…）下传感器仍能正常工作，传感器内配有恒温器，探头内有加热器。
全静压系统的简单介绍
全静压系统（PITOT-STATIC SYSTEM）全静压系统仪表有空速表、高度表、和垂直升降表，这些仪表就是根据气压的压力差来计算空速和高度。
全压（PITOT是空速管，测量的压力是RAM压力，有的叫冲击压，国内一般翻译为全压）直接影响空速表，静压则影响空速表，高度表和垂直升降表三个仪表。
空速表空速表通过计算全压和静压的压力差（动压）来指示空速，飞机相对空气的运动越快，测量到的压力差越大。
制造商采用指示空速来确定飞机性能。
在POH操作手册上飞机的起飞速度、着陆速度、失速速度都是指示空速，通常不会因为高度和温度的改变而改变。
因为空气密度的改变同样也影响到飞机结构的空气动力学因素。
空速指示空速、校正空速、当量空速（EQUIVALENT AIRSPEED）、真空速、马赫数校正空速CALIBRATED AIRSPEED是对指示空速修正安装误差和仪表误差后获得的空速。
这种误差主要发生在大迎角状态，全压管（PITOT TUBE）并不是直接位于相对气流中，（存在角度），这就使得飞机在低速度的时候指示空速偏小。
当量空速是对校正空速在特定高度修正空气压缩误差获得的空速。
在空速大于200节或者高于24000英尺的高度，飞机在空气中穿行会引起飞机前面的空气压缩。
真空速是飞机在完全理想状态下空气中的相对速度。
当空气和标准大气一致的时候真空速=当量空速=校正空速。
校正空速一定或者转速一定，当密度高度增加（大气温度增加），真空速增加。
可以使用航空计算尺根据校正空速，气压高度和气温来计算真空速。
假如空气状态接近标准大气状态，真空速随高度的变化大概为每1000英尺增加2%指示空速。
马赫数是飞机的真空速和所在高度音速的比率。
V-SPEED和表盘信息VSO、VS、VFE、VNO、VNE、VR、VX、VY、VCC、VA。
白色表示全襟翼状态操作范围，绿色表示正常状态操作速度范围，黄色表示警戒区域，只能在平稳的空气中操作，红色是极限速度（最大操纵速度）。
飞机起落架液压收放系统故障诊断方法研究
0引言
飞机起落架系统是飞机至关重要的部件,作为在 起飞和着陆阶段的液压收放系统能够根据检测到的相 关信号或指令将起落架自动收放［1-2］。飞机起落架系 统结构非常的复杂，其自身并不是单纯的机械系统，起 落架系统是一个机械、电气以及液压耦合的综合控制 系统,影响其收放功能的非线性因素很多，其动态载荷 的变化直接影响到液压收放系统的稳定性 。
机在
产生动态
效的问题，在机
力学模型基础上，
了 式的
，并在
液压收放 液压收放 模型进行重
行
致功 和动 及建立 模拟。
1液压收放系统动力学模型
机
机和
间重要的执
行 件， 机
的 放机 在 机
将
回 机内部，
间推出
，利
现了 机
和 个 机的 间
动， 了机 和 的安全运行。飞机 ：
液压收放
要 放动作筒、上 杆、支
上，构建状态观
取驱动 的工作状态，采 •
式的
拓
，实现机械臂
节点的
，提高
效率和 性， 在机械臂 :机械臂
提供
和参考。
考文献
:1 ]王宣银，陶国良•气动机械臂模糊控制的研究:J] •液压气 动与密封,2001,(3 )：5-6.
:2 -邱东苑，施光林•基于混合驱动多关节机械臂控制系统的
要由电控
单元进行控制,dSPACE的主机和电控单元通过信号接
口 来实现信息交互。在
飞机电源系统状态监测与故障诊断技术研究
飞机电源系统状态监测与故障诊断技术研究摘要：飞机电源系统是飞机最重要的系统部件之一，承担着为飞行控制、导航、无线电通信、雷达以及电子对抗、导弹发射等装置提供电力的功能，关系着飞机上各种用电设备的正常运行和飞行安全，电源系统的故障和失效都可能造成非常严重的后果。
因而，本文对电源系统状态监测与故障诊断等进行了研究。
关键词：飞机电源系统；状态监测；故障诊断一、监测与诊断技术的原理和方法1.1状态监测与故障诊断技术的原理状态监测与故障诊断技术是指在故障产生的初期尽早发现故障，并预测发展趋势，合理安排设备的工作，避免故障扩大到使设备严重受损或造成临时性的停运事故。
（1）机理研究。
机理研究主要是明确设备异常或故障在状态信号中的反映情况。
状态信号包括各种化学和物理量，如机械量A（振动等）、电气量（电流、电压或其组合）、热工量（温度、压力、流量）及化学成分等。
（2）信号采集与处理。
借助各种与状态信号相匹配的传感器，对选定的状态信号进行采集，并传输至信号处理单元。
（3）特征提取。
利用机理研究的成果，从状态信号中提取与设备状态有关的特征信息。
在故障诊断阶段，根据状态监测判别出设备状态有异常或故障情况下，进一步确定故障的性质、故障类别、严重程度、故障部位、故障原因，乃至说明故障发展趋势和对未来的影响。
为预报、控制、剩余寿命预估、维修、调整、治理及事故分析提供依据。
1.2状态监测与故障诊断技术的方法（1）基于FFT原理的算法。
对于大多数机电系统而言，其周期性工作特征使得频谱分析法成为应用最成熟的故障特征分析方法，功率谱分析成为FFTr最广泛的应用。
（2）非线性信号处理方法。
在机电设备故障领域，转轴裂纹、动静碰磨等故障非线性特征非常明显，因此非线性信号处理方法非常适合于机电设备故障领域。
（3）非稳态信号处理方法。
常见的非稳态信号主要包括谐和变频信号、宽带变谱信号及瞬态信号。
谐和变频信号处理方法通常包括短时陕速傅氏变换的三维谱等方法；宽带变谱信号较适用的方法主要是现代谱分析算法；对于瞬态信号，常用方法为小波分析法。
大气数据系统的发展及展望
大气数据系统的发展及展望大气数据指航空器与机体气流的相对参数，主要包括总压、静压、静温、侧滑角、高度、指示空速、马赫数等参数，这些重要的大气参数是飞机动力系统、飞控系统、导航系统、指示系统等不可缺少的信息。
文章针对大气数据系统发展过程进行描述，并且对其所面临的技术问题等方面进行深入分析，最后对大气数据系统的发展趋势进行展望。
标签：大气；数据系统；发展；展望1 传统大气数据系统介绍传统大气数据系统由全静压传感器、全静压管路和大气数据计算机组成。
全静压传感器安装在机体外部，主要用于准确收集气流的全压和静压，全压孔用来收集气流的全压，全压口位于全静压传感器中正对气流方向，空气流至全压孔时，完全受阻，流速为零，因而得到气流的全压。
静压孔用来收集气流的静压，静压孔位于机身周围没有紊流的地方，静压经静压管路进入大气数据计算机。
全静压传感器是流线型的管子，表面十分光滑，其目的是减少对气流的扰动。
大气数据计算机通过对全静压传感器和全静压管路收集到的全压和静压进行解算，得到飞机重要的参数如高度，空速，升降速度，马赫数等等。
传统的大气数据系统的缺陷也十分明显，首先全静压管路存在压力延迟，若飞机当前压力变化较快，会出现飞行指示空速或高度滞后于实际飞机空速或高度，对于民航客机，这种情况主要影响地面起飞滑跑，由于飞机起飞时，总压变化较快，管路的迟滞对起飞速度和滑跑距离有着直接的影响，所以FAA发布109号修正案，针对延迟情况进行了具体的规定。
同时，为了保证测量的准确性，对全静压管路的安装和维护有着很高的要求，同时，管路越长，出现管路堵塞或泄漏的可能性越大，而管路堵塞或泄漏会造成飞机空速和高度的误指示，给飞机带来灾难性的影响，所以FAA咨询通报AC25-11A将飞机所有空速高度误指示定为灾难类的风险，法航447事故也是由于全静压传感器的堵塞造成飞行员得到错误的空速高度指示，最终导致机毁人亡的惨剧。
但是传统的大气数据系统存在的问题也非常明显，首先，过长的压力管路会导致管路压力延迟过大，影响飞机测试参数的实时性；其次，为了保证大气数据测量的准确性，对大气数据管路的安装要求非常高，不利于维护工作；再次过多的组件导致此类大气数据系统结构复杂，不利于减重并且降低了可靠性。
运输类飞机RVSM适航审定中的机体差异分析及处理
（ ｈ ｎ ｈｉ ｉ ｒｆ Ａｒ ｏｔｉｅｓＣ ｒｆ ａｉ ｅ ｔ ， ｈｎ ｈ ｉ ０ ３ ５ ｈｎ ） Ｓ ａ ｇ ａ Ａｒ ａ ｉ ｒ ｎ ｓ ｅ ｉｃｔ ｎＣ ｎｅ Ｓ ａｇ ａ ２ ０ ３ ，Ｃ ｉａ ｃ ｔ ｗ ｈ ｔｉ ｏ ｒ
图 １ Ｃ Ｄ计 算 的飞 机 理 论 表 面 和 测 量 表 面 的 压 力 场 曲线 Ｆ
用 于确 定 机 体 差 异 的基 准 飞 机 一 般 是 进 行 空
速校 准用 的试 验 机 ， 以该 机 的 Ｒ Ｓ Ｓ Ｅ为基 线 。基 准
由此 ， 以通 过 Ｃ Ｄ软件计 算 各架 飞 机在 不 同 可 Ｆ
１ 机 体 差 异 对 剩 余 静 压 源 误 差
（ Ｓ 的 影 响 ＲＳ Ｅ）
在 现代 大 型 运 输类 飞 机 的 型 号 合 格 审 定 过 程 中。 要通 过 实 验 室 试 验 、 行 试 验 等 方 法 对 飞 机 需 飞 大气 数据测 量 系统进 行 校 准 ， 以确 定 飞机 的仪 表 指
摘
要：
对 运输 类飞 机 的 Ｒ Ｓ Ｖ Ｍ适 航 审定要 求进行 说 明 ， 就机体 差 异导 致 的高 度测 量误 差 进行 了分析 。提 出 了评 并
估机体差异导致的剩余静压源误差的一种思路和方法 ， 以及 Ｒ Ｓ Ｖ Ｍ适航审定 中预算分析应考虑 的各误差分
量 。最 后指 出 了为满 足飞机 持续适 航要 求 而应 进 行 的工 作 。 关键词 ： Ｖ Ｍ 机 体差 异 ； 差预算 ； 航审定 Ｒ Ｓ 误 适 ［ ｓｒｃ］Ｓｕｙｔｅｒｑｉｍｅｔ ｏ Ｖ Ｍ ｐｒ ｒａｃ ｎ ａｓ ｆ ｏ ｐｉ ｃ ｒｈ ｒｕ ｐｒｖｌ ｆ ｅ Ａｂｔ ｔ ｔｄ ｅｕｒ ｎｓ ｆ Ｓ ｅｆ ｍ ｎｅａｄｍｅｎ ｍ ｌｎｅｆ ｅｇｏｐａｐｏａ ｏ ｎｗ ａ ｈ ｅ Ｒ ｏ ｏｃ ａ ｏｔ
基于卷积神经网络的飞机液压系统故障诊断
巨人的花园一、紧扣特色说教材1.教材剖析《巨人的花园》叙述的是一个巨人看到孩子们在自己的花园里嬉戏，很生气，便在花园的四周筑起了围墙，将孩子们拒之门外。
此后，花园里花不开，鸟不语，一片荒芜。
以后，在一个小男孩的启迪下，巨人拆掉了围墙，与孩子们共同生活，感觉非常的幸福。
2.教课目的(1)知识与技术：学文与学词联合，经过对照朗诵感觉本篇童话在表达上的特色。
(2)过程与方法：学会多元沟通，能依据课文内容想象画面。
(3)感情态度与价值观：理解快乐应该和大家分享的道理，愿意和大家沟通阅读感觉。
3.教课重难点要点：抓住童话中不一样人物的言行描绘细细品尝。
难点：在悟读中初步领会本篇童话在表达上的突出特色。
二、促使发展说教法《新课标》指出，学生是学习的主人，阅读是学生个性化行为，语文教课中要指引学生自读、自悟，充足调换学生的感情体验，关注学生的内心感觉。
所以，依据课文特色，我将环绕“对照”睁开教课。
我将采纳多媒体协助教课法、朗诵教课法、情境教课法等。
让学生经过对照思虑，指引学生深入感悟来实行教课，同时在教课中扶放结合，浸透学习方法。
三、培育能力说学法新课标踊跃倡议自主、合作、研究的学习方式。
所以，在本课的教课中我浸透了读中悟，悟中读的学法。
正所谓书读百遍，其义自见，经过形式多样的朗读，让学生领会文章内涵；运用想象、小组合作学习方法，能够实现文本、学生以及学生之间的多元互动，进而提高学习的成效。
四、顺序渐进说程序第一环节：出色回首，持续学文。
上课伊始，我这样问学生：“经过上节课的学习，我们已经对这篇童话有了初步的了解，下边，我们来玩个跟童话有关的小游戏——看图片，猜猜看，它们来自于哪篇童话？”我会在屏幕上出示几位童话主人公，很自然地导入课文的学习。
第二环节：精读课文，打破要点。
（一）花园变化前后的对照读1.提示说话，接触对照让学生用自己喜爱的方式读读课文，想想巨人的花园本来是什么样的，以后又是怎样的？并在有关的语句下画上记号。
SAE AS 8002A-1996大气数据计算机最低性能标准
-3-
SAE AS8002 A 版
3.4 互换性 标有同一制造商零件号的仪表和元器件应是可互换的。
3.5 阻燃性 除了对火情蔓延无重大影响的小部件外（如：按钮、紧固件、密封件、绝缘垫片和小的电气零件），
所有材料均应按照 FAR 第 25 部附录 F 中（b）条要求或按照 FAR25.1359（d）和附录 F 的要求具有良 好的阻燃性。 3.6 参考高度
SAE AS8002 A 版
高度（ft） 0.
1000. 2000. 3000. 4000. 5000. 8000. 11000. 14000. 17000. 20000. 30000. 40000. 50000.
表 1 - 高度
高度（m） 0.
305. 610. 914. 1219. 1524. 2439. 3353. 4267. 5182. 6096. 9144. 12192. 15240.
如计算机自身的结构使其可在飞行前和/或飞行中实施自检测，应避免自检测对子系统工作产生影 响。飞行中自检测要保证在不影响系统运行的前提下向驾驶员提供告警信息。自检测应为可恢复式设 计，即自检测完成后子系统应回到正常工作状态。
-3-
-4-
SAE AS8002 A 版
3.10 加压 计算机应符合本造成
输出气压高度的大气静压传感机制的校准（含气压修正，如提供）应按《美国标准大气的地球位 势高度表》（1976）开展。 3.7 校准空速和马赫数参考
校准后的空速和马赫数表输出应按照按《NASA 技术说明》D-822（1961 年 8 月）的表格内容核 准。 3.8 告警信号
当计算机无电源（电压和/或电流）供电时，应能触发告警装置。如该设备有自检测能力，应自主 指示影响计算机精度的故障。 3.9 自检测能力
飞机起落架液压收放系统的故障程度诊断
ｚ ＝ μ( ｘꎬｙ) ＋ ε∑ ( ｘꎬｙ)
ｌ ｄ ＝ [ ｘ－ｆ( ｚꎬｙ) ] ２
ＣＶＡＥ 损失函数如式(４) 所示ꎮ
ｌ ｉ ＝ ｌ ｅ ＋ｌ ｄ
(２)
(３)
(４)
ＣＶＡＥ 模型训练完成后ꎬ可将模型的解码部分作为生
成模型ꎬ将 Ｎ(０ꎬ１) 中随机采样的数据与标签 ｙ 相组合来
量ꎻσ 为 ｓｉｇｍｏｉｄ 函数ꎮ
ＢＬＳＴＭ 展开结构如图 ３ 所示ꎮ ＢＬＳＴＭ 模型计算公式
如式(１１) －式(１３) 所示ꎮ
ｈ ｔ ＝ Ｌ ＳＴＭ( ｘ ｔ ꎬｈ ｔ－１ )
重构数据 ｆ( ｚꎬｙ) ꎬ再计算 ｆ( ｚꎬｙ) 与输入 ｘ 的平方差来优化
解码器部分ꎮ 其中 ｚ 由式 ( ２) 获得ꎬ 解 码 器 损 失 函 数 如
ｈｉｇｈ ａｃｃｕｒａｃｙ ａｎｄ ｓｔｒｏｎｇ ｇｅｎｅｒａｌｉｚａｔｉｏｎ ａｂｉｌｉｔｙꎬ ｗｉｔｈ ｗｈｉｃｈ ｔｈｅ ｆａｉｌｕｒｅ ｄｅｇｒｅｅ ｏｆ ｔｈｅ ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｒｅｔｒａｃｔａｂｌｅ ｓｙｓｔｅｍ ｏｆ ａｉｒｃｒａｆｔ ｌａｎｄｉｎｇ
ｇｅａｒ ｃａｎ ｂｅ ｄｉａｇｎｏｓｅｄ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙ._来自otCtσ
σ
tanh
ht
ht-1
(P)
xt
kxf(z, y)k2
图 ２ ＬＳＴＭ 细胞结构
f(z, y)
图 １ 条件变分自编码器结构
可以通过已知的简单分布映射得到ꎮ ＣＶＡＥ 编码的目的
ＬＳＴＭ 细胞结构相较与传统循环神经网络加入了忘
记门、输入门和输出门ꎬ其公式如式(５) －式(１０) 所示ꎮ
动机寿命的复杂关系ꎬ提升预测精度 [５] ꎮ
基于CAN总线的分布式翼面压力测量系统
Ｃ Ｎ总线 驱 动 器 。Ｃ Ｎ控 制 器 决 定 了数 据传 输 的各 Ａ Ａ
种 细节 ， 括数据帧格式 、 包 总线 仲裁和错误检测等 ；
Ｃ Ｎ总线 采 用 两种 互 补 的逻 辑 数值 “ 性 （） 和 “ Ａ 显 ０ ” 隐
性 （ ）。信号以物理总线 Ｃ Ｎ Ｈ和 Ｃ Ｎ Ｌ １” Ａ— Ａ — 两线之间 的“ 分” 差 电压 。＝ 一一 一形 式 出现 。在 “ 。 隐
传统风洞试验 中的压力测量多采用压力扫描 阀 测 量 系统 ， 通过 测量 机翼 表 面 固定 位置 处 压力 导孔 的
压 力 值 ， 整个 翼 面压 力进 行评 估 。该 检 测 系统 的 主 对 要 缺 点是 气 压传 导 造成 测量 迟 滞严 重 ， 力平 衡 时 间 压 过长 ， 无法 满足 动态测 量 的需求 。 ＭＥ 技术 的发 展为 翼 面压 力 分布 检测 提供 了较 ＭＳ
图４ 压力传感器放大 电路
性” 状态 下 ， 。近 似为 零 ，显 性 ” 时 肼＝ 因此 “ 位 ２Ｖ，
需要 Ｃ 供接 Ａ Ａ
口 。
其 中 ， 。 称 为增 益调 节 电 阻 ， 照 增益 计 算公 尺被 按 式 Ｇ＝４ ．ｋ 。 ９４ Ｑ ＋１， Ｇ ２ 可得 尺 ２３ ｎ 。 若 ＝２ 。 ．６ ｋ ＡＤ ２ 的第 ５ ６０ 引脚 用 于设 置放 大器 的输 出零 位 电 压 ， 论 上 零 位 电 压 定 义 为在 绝 对 气 压 为 ０Ｐ 理 ａ
３ 因此 ， － Ｖ， ３ 运算放大器 Ａ ６０ Ｄ ２ 需要将压力传感器的 输 出 电压 放 大 约 ２ 倍 。压 力传 感 器 与 Ａ ６０的连 接 ２ Ｄ２ 如 图４ 所示 ， 中， 其 压力传 感器被 表示 为 电阻桥 形式 。
飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究
飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究杨应凯【摘要】The Bump inlet dynamic characteristics wind tunnel test is introduced.When air-craft pitching maneuver ,the bump inlet performance parameters show periodic change with time, atα>10°,under uppitching,inlet total pressure recovery coefficientσ,integrated total pressure distortion of inlet W ,inlet total pressure circumferential distortion Δσ0 reduce,under down pitch-ing,the above parameters increase,which are less than those under up pitching,and for a pitch period to form a closeloop.The inlet total pressure pulsation average turbulence Tu change littlein the process.%对两侧Bump 进气道进行了动态特性风洞试验研究。
研究表明：飞机做俯仰机动时，进气道相关性能参数随着时间作周期性变化；迎角α＞10°时，上仰过程中，进道总压恢复系数σ、出口总压综合畸变犠、出口总压周向畸变Δσ0降低，下俯过程中则升高，且上仰过程中上述参数值明显小于下俯过程，一个俯仰周期形成一个闭合环路；进气道出口总压脉动平均紊流度犜狌在整个过程中变化不大。
【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】4页(P39-42)【关键词】进气道动态特性;Bump 进气道;进/发匹配;流场畸变【作者】杨应凯【作者单位】成都飞机设计研究所，成都 610091【正文语种】中文【中图分类】V211.7符号表α 飞机飞行迎角Δσ0 进气道出口总压周向畸变W 进气道出口总压综合畸变W=Δσ0＋Tuσ 进气道总压恢复系数Tu 进气道出口总压脉动平均紊流度Φ进气道流量系数0 引言过失速机动能力是新一代战斗机的基本特征之一。
机载翼面压力分布测试系统校准技术研究
飞行测压模块是一种同时集成先进的模拟电子电路与 数字温度补 偿 设 计 的 高 精 度 双 处 理 器 试 飞 数 据 采 集 系 统% 系统构成如图'所示%该系统由主机和压力扫描阀两部分 组成%其中主机包含数据采集单元和系统控制单元&最大 可 兼 容 $ 个 (* 通 道 的 扫 描 阀 & 提 供 +'" 通 道 的 压 力 测 试 %
压力扫描阀是高性能的一体式气体压力测量装置&用 于多通道干燥无腐蚀性气体的压力测量&扫描阀内部集成 (*或%"个硅压阻式压力传感器阵列以及相同 数量 的温 度传 感器%每个传 感 器 内 部 还 包 含 一 个 KKYZ-[ 电 路&KKYU Z-[ 电路用于记忆传感器相 关的 信 息&诸 如 校 准 系 数*传 感器编号.,*量程*出厂 校 准 日 期* 用 户 校 准 日 期 等% 压 力扫描阀是 具 有 数 字 温 度 补 偿 功 能 的 微 型 差 压 测 量 模 块% 通过精确测量扫描阀内惠斯通电桥的桥路电阻&采用特殊 补偿算法实时消除测试热误差&使得传感器在整个工作温
对于压力扫描阀而言&由于其在飞行试验参数的测试 中起着重要的作用&因此对校准的精度与效率的要求更加 严格&本文基于其结构和工作原理&提出采用一种高效率 的多通道系统校准方案%
压力扫描阀内部设计了一个专用的气动阀组&可以设 置每个通道 的 测 试+参 考 端 使 用 公 共 压 力 测 试+参 考 或 者 使 用单独的压力测 试+参 考 !真 正 的 差 压 模 式"% 两 种 模 式 下 还为输入气路设计了内部吹扫和检漏功能%
基于SPC的飞机液压系统性能衰退模式识别方法
Internal Combustion Engine &Parts0引言作为飞机上重要的能量传递系统，飞机液压系统承载着液压能传递，可以有效实现襟翼、尾翼、起落架收放等重要功能，因此，液压系统一旦出现故障，则将会导致重大事故发生，轻则降低飞机的使用效率，重则导致重大事故的发生，在以往发生的飞机事故中，其中因液压系统出现故障导致的各类事故占到百分之四十左右，其中尤为严重的事故中，液压系统出现故障导致的事故约占17%。
由此可见，飞机液压系统的运行安全是保障飞机安全飞行的重要内容[1]。
在对飞机液压系统进行监测过程中，常用的监测参数有液压油压力、液压管路流量、液压油的温度等，常用的监测方法有神经网络、模糊综合评判等，由于在机上对液压系统的实时监测，需要对数据的快速处理，因此，神经网络、模糊综合评判等方法无法达到实时监测的能力。
因此，基于此，文中提出了基于SPC 的飞机液压系统性能衰退模式识别方法，借助数理统计方法对液压系统的运行状态进行监控，从而实现飞机液压系统性能衰退模式的快速识别。
1统计过程控制对于系统来说，在其运行过程中，任何一个过程状态的变化都会受到来自其自身或外界客观存在事物的影响，有些影响是偶然的，有些影响则是必须的，然而不同的影响将会导致不同的事物发生[2]。
统计过程控制（Statistical Process Control ，SPC ）技术是以数理统计方法为核心思想，把监测对象数据进行有效转换，并开展数据的有效监控，科学地对数据出现的随机波动于异常波动进行准确识别，从而实现对监测对象的异常状态的提前预警[3]。
从本质上讲，SPC 也称为统计性能监控（Statistical Performance Monitor ，SPM ），用以及时发现过程故障隐患，实现对事故的有效避免，从而达到对监测对象进行准确监控及故障模式进行准确识别的目标[4]。
SPC 按照其原理，可以分为以下三个步骤：①健康过程模型，选取过程变量，采集系统健康状态下的运行数据并提取均值、方差等统计特征；②稳定性检测：主要是对测试数据进行统计特征提取，并根据SPC 控制图对系统进行检测；③故障模式识别过程：主要是分离造成系统不稳定的变量，从而确定故障原因。
大气数据
系统的动态误差 在动态测量时输入参数与输出参数之间随时间而变化的函 数关系。