新型非对称变距结构及其力学分析

针对旋翼飞行器本体微型化的瓶颈问题,介绍了一种新型非对称变距结构,研究并分析了其变距机理和控制特性,并对变距关键件弹性连杆进行了弹性力学分析和有限元计算,得到桨距变化与旋翼主轴电机的输出扭矩成线性关系.再通过光电传感器和位置控制码盘检测旋翼所在相位,以便在预期变距相位改变电机转速,从而实现微型旋翼飞行器各向机动飞行.     

基于全相位FFT的介质损耗因数测量算法的研究

全相位FFT频谱分析法具有优良的抑制谱泄漏性能及相位不变的特性,在工程上展现出了其重要的应用价值。虽然全相位FFT理论上具有相位不变的特性,相位无需校正,然而实际运用时,由于数据采样时间不能关于零点对称,即无法测得初相位,要想利用全相位FFT算法来求介质损耗因数,依然需要求得精确的频率来求解基波初相位。文章从实际应用出发,提出利用全相位FFT进行介质损耗因数的测量,并利用相位差校正法进行频谱校正,实现了从任意时刻点测量初相位,理论分析了算法实现过程。最终,通过计算机仿真,验证了该算法在频率波动、谐波干扰下能够有效提高介质损耗因数的测量精度。     

谐波小波相位谱研究及其在设备故障诊断中的应用

通过对谐波小波相位特性的理论分析，结合仿真信号进行分析研究，针对其相位谱难以理解的问题，提出了基于谐波小波的重构相位谱分析方法。     

航天用速变参数测量的相位问题分析

针对航天型号振动、冲击等速变参数测量,分析传感器调理电路中滤波环节引起的相位变化.通过理论分析和仿真,表明多频率成分的复杂信号经过非线性相位滤波器,将产生波形失真,而线性相位滤波器则完全跟随原波形.利用采集卡硬件、虚拟仪器技术和数字信号处理理论,设计了0.02°精度的相位差测试仪,实际产品通带内相位差测试结果与理论计算之间的最大误差为0.3°.最后,按照用户对产品应用的相位特性等参数的不同要求,提出滤波器电路根据特性要求选择不同的解决方案.     

头部局部轮廓变形飞行器气动特性的研究

针对智能细长体飞行器头部局部轮廓变形缩比模型,以通用流体计算软件FLUENT为计算平台,研究多种飞行器头部局部轮廓变形方案在不同来流速度下的气动特性,分析飞行器所受到的气动升力、阻力和偏航力矩系数得出定性变化规律,再通过低速风洞试验分析验证多种头部鼓包和变截面变形方案对飞行器气动特性的定量影响,由大量的数值模拟仿真和风洞试验结果总结出了飞行器头部局部轮廓变形位置和形状对飞行器机动特性影响的定量规律。     

基于飞行器随机振动工艺方法适应性研究

飞行器工程振动试验是模拟飞行器实际工况的一种测试方法,工程振动试验为飞行器环境应力筛选方法的一种,其能够在试验过程中较早地剔除生产过程中由于飞行器安装或飞行器本身而引发问题的潜在隐患,使其能够在不触及飞行器关键部位的前提下提前发现飞行器的故障。因此工程试验振动测试设备成为飞行器环境应力筛选试验工艺可靠性的重要保证。本文将基于飞行器随机振动,对飞行器的环境应力筛选试验的工艺适应性进行研究。     

基于机电伺服系统动结合部的刚度特性解析建模研究

机电伺服系统在航天应用中已初具规模,航天装备的特殊性决定了航天机电伺服系统对其体积、重量、可靠性、环境适应性的要求极为严苛,客观上对机电伺服技术发展提出了更高要求。在航天机电伺服系统研制的工程实践中,产生了具有自身鲜明特点的分析、设计理论和方法,推动着机电伺服技术的发展。其中,机电伺服系统的动态特性对伺服系统本身及飞行器的控制精度和振动等特性具有重要影响。针对机电伺服系统理论建模中结合部刚度难以确定的问题,以典型机电伺服系统结构为研究对象,根据机电伺服系统结合部的特点,提出基于Hertz接触理论的伺服系统动结合部刚度计算方法。所提方法为机电伺服系统动结合部刚度的识别提供了参考,研究结论可为机电伺服系统的改进设计和动态性能优化提供依据。     

基于ADAMS的双输入行星减速器刚柔耦合动力学分析

针对某航天飞行器舵机的要求,设计出双输入行星减速器,并在三维建模软件中建立模型。在动力学仿真软件ADAMS中分别进行多刚体和刚柔耦合的动力学仿真,得到行星齿轮的啮合力周期性变化,其频谱与旋转频率和啮合频率有关,与理论分析结果接近,证明了仿真的准确性和可行性。结果表明刚柔耦合的动力学仿真结果啮合冲击和振动较小,更具有实际意义,可为齿轮的减振降噪提供参考。运用相位调谐理论能使各行星轮受力均匀、振动减小,为减速器的优化设计提供了理论基础。     

高超声速飞行器助推段纵向姿态控制

针对飞行器的飞行特点和自身的气动结构,建立了其助推段纵向控制的非线性数学模型,给出了静稳定性和模态特性的分析,发现了飞行器纵向快速发散的动态特性。根据飞行任务和运动特点,从稳定性、频率特性、轨迹敏感性等方面对两种控制策略进行对比分析。结果表明,控俯仰角作为高超声速飞行器助推段的控制律是更为有效合理的纵向控制策略。     

基于有载品质因数的低抖动时钟电路研究

抖动作为衡量时钟信号质量的重要指标,对电子系统的性能具有重要意义。数据采集系统要获得良好的信噪比,就必须要有高性能低抖动的时钟信号。本文应用相位噪声与抖动的关系,同时结合相位噪声Leeson模型,研究了时钟信号发生电路的抖动及相位噪声特性,分析了电路有载品质因数QL对抖动的影响,并给出了电路主要器件与抖动关系的显性表达式。以一种100 MHz低抖动时钟信号发生电路为例,进行了理论分析、仿真和实验验证,并将其应用到2.5 GHz采样时钟信号发生电路中进行了对比测试。结果表明,提高电路的有载品质因素QL可以明显改善其抖动及相位噪声特性。     

高转速差航空摩擦离合器的接合特性与控制策略研究

摩擦离合器是航空飞行器动力系统的关键部件，其接合过程中的动力学特性直接影响航空飞行器的灵活性、平稳性和安全性。在高转速差接合情况下，摩擦离合器接合过程转速变化大、接合冲击大、非线性因素复杂，如何实现摩擦离合器在高转速差接合状态下的平稳和快速接合一直是航空飞行器所需突破的难题。以某短距起落航空飞行器中传动系统中的干式摩擦离合器为研究对象，考虑摩擦系数的非线性特性、飞行器传动系统负载的非线性变化因素，根据动力学原理建立干式摩擦离合器的动力学模型，分析离合器接合过程中的主/从动盘转速、摩擦扭矩和冲击度。引入摩擦离合器的接合时间和冲击度作为接合特性的评价指标，提出分段式接合压力加载控制策略，对比分析线性接合压力控制策略，所提出的控制策略具有接合时间短、冲击小的特点。研究工作可为某短距起落航空飞行器的干式摩擦离合器接合控制提供参考，提高我国航空飞行器的机动性和可靠性。     

自旋飞行器IMU隔离的装置设计及其解旋性能

针对某小型自旋飞行器为适应惯性测量单元(IMU)量程,通过隔离装置将IMU与飞行器进行隔离的特殊要求,设计了 一款适用于中低速自旋飞行器的轻、快、稳、准的小型隔离装置.根据设计要求、使用环境和飞行器IMU测量原理,对隔离装置进行了结构设计;建立了隔离装置机电系统的数学模型,对其动态性能进行理论分析和控制器校正设计,并通过专门设计的实验平台对隔离装置的解旋性能进行试验研究,整定了控制参数,得到以下结论:隔离装置的转速误差率均低于设计要求的1％,解旋效果较好,控制精度较高,速度发生突变时系统响应速度较快.论述对深入研究自旋飞行器隔离装置解旋结构提供了新的思路,具有较高的工程应用价值.     

基于Adams的两种空气舵传动系统动特性对比研究

飞行器空气舵传动系统作为飞行器姿态控制系统的重要组成部分,以某飞行器空气舵传动系统两种常见传动方式—平面四杆舵系统和摇臂导杆舵系统为研究对象,基于Adams三维多刚体动力学仿真平台和两种传动系统中各传动环节的实际状态,分别建立了平面四杆舵系统和摇臂导杆舵系统的仿真系统模型,并对两种空气舵传动系统的间隙动特性进行了对比分析研究,所得结论可为飞行器空气舵传动系统的方案选择、设计优化及性能预测提供一定程度的理论支持。     

可变幅扑翼飞行器设计及多飞行模式实现

针对目前扑翼飞行器飞行模式单一,无法灵活调整飞行姿态的问题,设计了一款可变幅扑翼飞行器,通过调节翅翼扑动幅值,实现扑翼运动姿态和飞行模式切换.建立可变幅扑翼飞行器机构运动学模型,基于Adams和Matlab进行联合仿真,对扑翼飞行器进行运动特性分析.建立多飞行模式下的气动模型,通过XFLR5软件分析可变幅扑翼飞行器的气动特性,通过设定相关参数,实现了起飞、快速飞行、慢速巡航等多种飞行模式,提高了扑翼飞行器的灵活性,为未来扑翼飞行器的进一步发展提供了研究基础.     

某型无人倾转旋翼机过渡轨迹设计技术研究

过渡模式是倾转旋翼机全过程自主飞行的关键阶段,亦是最容易发生安全事故的阶段.过渡轨迹是飞行器过渡模式控制律和制导律设计的基础,以某型无人倾转旋翼机为研究对象,分析其气动特性,并根据过渡阶段的升力来源,将整个过渡阶段进行细化;再根据各个阶段的约束条件确定其倾转过渡走廊;依据飞行器的飞行过程以及走廊确定飞行器的过渡轨迹,并...     

飞行器控制翼动特性分析

通过采用ANSYS Workbench有限元软件对飞行器的控制翼进行动特性分析,得到了控制翼的模态参数,包括飞行器控制翼的固有频率和振型特征在内的特征参数,为飞行器控制翼结构优化提供参考依据,同时为飞行控制系统设计提供重要的参考。     

空气动力控制伺服系统位置控制精度研究

空气动力控制伺服系统作为姿态控制系统的执行结构,其控制精度对飞行器的姿态稳定性具有重要意义。以某飞行器空气舵摆角位置伺服系统为研究对象,建立了伺服系统的动力学模型,基于Simulink平台搭建系统的仿真模型,通过仿真和相关地面试验,探讨传动间隙对系统静态特性的影响。结合工程经验,优化完善系统角位移传感器安装方案,解决系统角位移测量曲线相位滞后问题。优化后系统空气舵摆角控制精度1.5%,满足姿控系统使用要求,具有较高的工程应用意义和参考价值。     

共形承载天线封装过程中几何缺陷的反演

共形承载天线(Conformal load-bearing antenna structure,CLAS)将微带天线和防护结构封装为一体,是一种可安装于飞行器外蒙皮的新型天线结构。针对封装过程中防护罩体内存在空腔、气泡等制造缺陷,根据透射理论和射线追踪-表面积分方法,提出一种由天线远场特性反演缺陷几何特征的方法。推导出远场到罩体透射系数以及透射系数到罩体材料厚度的两个反演公式,两者结合可实现由测量远场到罩体缺陷几何特征的反演,并进一步推广至多层罩体。通过一个12.5 GHz的4单元共形承载天线进行数值仿真试验,仿真结果表明反演模型理论精度高,有效性好。基于该算例,对所提出的反演模型进行误差分析,分析结果表明当远场测量精度满足幅度误差小于0.45 d B,相位误差小于±5°时,反演结果的误差小于10%,该精度完全可以满足工程使用的精度要求。     

飞行器模型质量特性参数一体化测量装置研究

质量特性参数是飞行器的重要基础参数,为实现大型飞行器模型质量特性参数的高精度测量,提出了一种将四点法和动力法相结合测量飞行器模型质量、质心、质偏、转动惯量的方法,阐述了各质量特性参数的测量原理,对测量结果进行误差分析,并研制了大型飞行器模型质量特性参数一体化测量装置,该装置能一次装夹测量所有物理参数。实验表明:该测量方法精度高,装置具有装卡工序少、操作方便效率高、稳定性好等优点。     

基于RTX的航电综合模拟系统应用研究

针对飞行器航电系统实物参与半物理仿真实验结构庞杂,实验困难的问题,提出一种基于RTX实时环境下的飞行器航电综合模拟系统体系结构方案以及工程上可实现的方法.基于该方案和方法研制的模拟系统充分利用计算机软硬件平台,采用虚拟技术,实现了对飞行器航电系统特性的模拟,从而为飞行器航电系统半物理仿真实验提供了良好的仿真验证手段和技术支持.该系统成功应用在某型直升机航电系统半物理仿真实验中,为该型直升机航电系统定型验证提供了实验手段和验证依据.