飞翼飞行器气动伺服弹性耦合动力学特性研究

针对飞翼飞行器不同于常规布局的特点,该文以飞翼飞行器为对象讨论了其气动伺服弹性耦合问题。利用分支模态法建立了考虑刚体动力学的综合动力学模型,并结合控制结构及传感器布放位置获得全机的气动伺服弹性模型,详细讨论了不同高度、马赫数情况飞翼飞行器飞行-控制-结构动力学之间的相互影响关系,并对其耦合的动力学特性进行了描述与分析。该文所得的结论对此类飞机的气动伺服弹性分析和设计具有一定的参考价值。     

气动伺服弹性系统结构陷幅滤波器优化设计

为解决飞机气动伺服弹性耦合频率低且随飞机重量构型变化大,使用结构陷幅滤波器改善飞机气动伺服弹性稳定性易于影响飞机操稳特性的问题,建立了一种基于多目标遗传算法的结构陷幅滤波器优化设计方法。以气动伺服弹性系统的弹性模态频响峰值最小作为优化目标,刚体模态频响特性作为设计约束,通过设计罚函数修正个体适应度对陷幅滤波器的频率与阻尼参数进行优化。结果表明：该文方法能够兼顾飞机的气动伺服弹性与刚体运动特性,有利于充分利用高增益控制系统提升飞行性能。     

应用结构奇异值进行频域气动伺服弹性稳定性分析

基于鲁棒气动弹性分析理论,在气动伺服弹性系统中直接应用频域气动力,并引入复数速压摄动,导出了相应的μ分析框架,在此框架下应用结构奇异值理论,提出一种气动伺服弹性稳定临界点预测求解的完全频域方法。该方法既能保证系统结构奇异值的连续性,又可获得较为精确的计算结果。针对某型飞机及其偏航/滚转增稳回路构成的多输入/多输出气动伺服弹性系统的稳定性分析,采用本文方法求得的系统闭环稳定临界点与传统p-k法计算的结果吻合较好。     

弹性机翼阵风响应和载荷减缓与风洞试验验证

针对弹性机翼风洞模型,采用经典控制理论设计能够同时减缓翼尖加速度(WTA)和翼根弯矩(WRBM)的阵风减缓控制律.试验在航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞进行.风洞试验段尺寸为3m×3m.理论和试验结果均表明,当来流速度为14m/s时,针对频率为2Hz-3Hz的阵风,阵风减缓控制律可使WTA和WRBM分别减小25...     

高精密伺服阀气动测量的研究

在自动控制系统中采用的电液、气电伺服阀精度很高,测量困难。本文提出了用喷嘴盖板式气动测量方法有效地解决这一难题。用该方法制成的仪器可达到指标:(1)重复测量精度为 0.1微米;(2)仪器稳定性为0.1微米;(3)仪器测单件重复性误差为3σ=0.2微米;(4)不同时间,不同条件的重复精度为0.4微米;(5)仪器的分辨率为0.1微米。     

气动伺服控制系统的自适应模糊控制器的研究

介绍了一种新型的自适应fuzzy-PD控制器，并研究了它在气动伺服位置控制系统中应用的适应性问题和非线性摩擦力的补偿方法，提出了一种新的模糊逻辑控制补偿算法，它通过一个自适应模型参数Ma的调整控制，提高了气动伺服系统的控制精度，试验结果表明：与传统的控制方法相比较，自适应fuzzy-PD检制器具有动态性能好，自适应能力强和位置控制精度高等优点。     

关于颤振/ASE试飞的探讨

详细分析了GJB67A军用飞机结构强度规范对颤振/ASE的要求,总结过去颤振/ASE试飞的经验和存在的问题,并结合新型飞机的特点,对颤振/ASE试飞的相关技术进行了探讨,包括试飞状态点的安排、包线扩展方法和颤振边界预测技术等。     

基于LPV模型的颤振试飞响应预测及激励优化

针对颤振飞行试验中实时监控和试飞效率的需求,基于具有极点约束的频域子空间算法和状态空间插值算法建立线性变速压气动弹性系统局部模型.设计结合模型迭代的颤振试飞速度扩展流程,实现了基于试飞数据的结构响应预测和激励优化.通过仿真算例和实际试飞数据验证预测响应的准确性及激励优化的有效性:预测响应值的精度随着建模数据的累积逐步提...     

2D气动数字伺服阀静态特性分析

利用一种伺服螺旋机构构成的二级气动数字伺服阀(简称“2D气动数字阀”),简化了传统二级气动伺服阀的结构而性能却有较大提高。这种2D气动数字阀是一种闭环机构的结构设计,所以其稳性、快速性及精度、刚度等性能指标是相互制约的,要使这些性能指标得到同时提高比较困难。改变2D气动数字阀结构参数对上述各性能指标的影响是非线性、非单调递增或递减的,所以单纯地改变该阀的某一结构参数对改善其动、静态特性也是难以奏效的。因此,为了提高2D气动数字阀的综合性能,必须对其特性作进一步的仿真研究。主要就2D气动数字阀的静态特性予以MATLAB仿真分析。     

浅谈气动焊枪与伺服焊枪在实际使用及维护中的优缺劣比较

整车厂车身车间目前主要的焊枪由工作方式可分为气动焊枪与伺服焊枪。两种焊枪在使用与后期维护过程中各有优缺点。由于结构的不同在维修与控制中有着很大的差别,影响设备利用率。了解两种焊接设备原理及解决办法,是分析、解决问题的关键。     

等效飞行航迹在民用飞机噪声适航审定中的运用

民用飞机的噪声适航审定需要多次重复的飞行试验,飞机每次的起降都会消耗大量的燃油、产生巨大的噪声。为了降低适航审定成本,减少噪声对机场周围环境的影响,基于中国民航局航空器型号和适航合格审定噪声规定,对某型飞机的起飞和进近噪声数据和起飞降落程序进行分析,得到适航规定接受的等效飞行程序和等效飞行航迹。等效飞行航迹的得出和使用,既降低了国产大飞机在适航审定过程中的适航成本和噪声污染,又为工程技术人员在新型飞机的噪声适航审定过程中提供了一种可参考的办法。     

民用飞机机载电子系统分布式体系架构研究

为了解决机载电子系统处理平台高度综合带来系统资源竞争及深度耦合的问题,将系统综合扩展到前端机电领域,采用分布式综合模块化机载电子系统(DIMA)架构理念,把计算资源分离到与信号源相近的区域,以分离式小机柜取代集中式大机柜,采用高速总线进行分布式机柜互联,重点分析了航电全双工交换式以太网(AFDX网络)、时间触发式以太网(TTE网络)、基于以太网的无源光网络(EPON网络)在DIMA系统中的应用,对比了这3种总线网络技术特点,最后以空客分布式机载电子系统架构为例分析了分布式机载电子系统架构的优势和特点．通过采用DIMA系统架构,解决了机载电子系统处理平台资源竞争和深度耦合问题,同时简化了背板结构,在民用飞机上具有广阔的应用空间．     

现代民用飞机气动弹性模型低速风洞试验适航符合性验证技术研究

现代民用飞机须严格按照适航规章要求进行设计,国内现代民用飞机的气动弹性设计参照的适航条款主要为CCAR25.629条款"气动弹性稳定性要求"和咨询通报AC25.629-1A"Aeroelastic Stability Substantiation of Transport Category Airplane"。低速颤振模型风洞试验是飞机气动弹性设计中的一种有效技术手段,用以摸清飞机的亚音速颤振特性、影响颤振特性的敏感参数及其影响规律,并验证理论分析结果;低速颤振模型风洞试验同时也是民用飞机适航符合性的一种验证方法,用以表明飞机气动弹性设计的适航符合性。结合某型号飞机研制经验对民用飞机低速颤振模型风洞试验的适航符合性验证技术进行探讨研究,提出了切实可行的民用飞机低速颤振模型风洞试验适航符合性设计和验证方案。     

复合材料在新一代大型民用飞机中的应用

新一代大型民用飞机机体结构的突出特点是广泛采用复合材料。总结了复合材料在大型民用飞机中的发展,其用量已经从1980年整机质量的4%上升到目前的50%,并广泛应用于主承力结构和复杂曲面结构。以波音787和空客A350飞机为例,分析了波音和空客公司复合材料的应用情况,发现复合材料不仅减轻了飞机的结构质量,提高了飞机结构的使用寿命,降低了飞机的维护费用,而且可以增加舱内压力和空气湿度,提高民用飞机的经济性、舒适性、环保性。复合材料取代金属和非金属等常规材料制造结构件已经成为世界民机制造业的主流趋势,这对中国自主研制的大型民用飞机的市场竞争力提出了严峻的考验,为此提出了中国在研制大型民用飞机时应用复合材料应注意的一些问题。     

倾转旋翼/机翼耦合系统过渡状态气弹动力学试验研究

研制了半展长的倾转旋翼／机翼耦合系统动力学模型,进行了模型的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动随倾转角变化的气弹动力学特性分析及风洞试验,研究倾转角及前吹风速度对倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动气弹动力学特性的影响。理论分析与试验结果表明：随试验模型从直升机模式倾转过渡到飞机模式,倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动频率将会提高;在小前进比的前吹风倾转过程中,倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动的阻尼随倾转角位置的不同而显著变化,随试验模型从直升机模式过渡到飞机模式,倾转旋翼／机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲／扭转耦合振动的阻尼明显降低。     

民用飞机标准体系构建模型与方案确定

本文在明确民机标准内涵与分类的基础上,通过分析民机标准体系构建需求,结合民机标准体系构建特点,提出了基于"九屏幕法"的体系构建模型,阐述了模型构建的过程及要素,并解析了民机标准建设技术方案,为后续民机标准化工作的开展提供了明确的技术途径以及可行的技术方法。     

民用飞机翼面结冰颤振特性研究

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款（CCAR25.629）规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态的颤振模型风洞试验,采用希利普法外推得到颤振速度;同时对不同结冰状态进行了理论分析。试验与分析结果表明,该型飞机翼面结冰状态下颤振形式为机翼弯扭耦合;翼面结冰对该型飞机颤振速度无不利影响;该型飞机翼面结冰状态满足颤振包线要求。     

MIMO随机振动试验频响估计中激励和响应的同步方法

频响函数估计是多输入多输出随机振动试验控制算法中的必要环节。在振动环境试验中,通常不采集振动台的实际激励信号,而用实测的响应信号和计算机内存中的激励信号来进行系统频响函数估计。由于计算机内存中的激励信号与实际振动台上的激励信号之间在相位上存在着差异,从而导致实测的响应信号和计算机内存中的激励信号不同步。这给系统频响函数的估计带来了较大困难。为此,根据线性系统中激励和响应之间的关系,结合随机减量法,提出了一种二次相关法用于系统频响函数的估计。用该方法进行频响函数估计只需要采集响应信号。在三轴振动台上进行了对比试验,结果验证了本文所提出的二次相关法的正确性。     

典型民机机身段水上冲击数值模拟方法及其耐撞性研究

为了改善民机在紧急迫降情况下的安全性能,对典型机身段水上冲击数值模拟方法及其冲击特性进行了研究。通过合理的简化建立了机身段有限元模型,对有限元方法(FEM)、任意拉格朗日/欧拉方法(ALE)和光滑粒子方法(SPH)水体模型进行了研究,探讨了水体材料模型对机身段结构动态响应特性的影响。在7 m/s垂向冲击速度下,对比分析了水面和刚性地面情况下的机身段结构的耐撞性能。结果表明ALE方法具有最佳计算精度和计算效率。由于忽略了偏应力,采用空材料得到的机身结构响应与弹性流体和弹塑性水体材料有明显不同。在水上冲击过程中,由于水体耗散了大量冲击动能,因此机身加强框变形较小。机身底部蒙皮结构承受较大的均布载荷,因此蒙皮吸能结构吸收了较多的冲击动能,是最重要的吸能结构之一。相对于刚性地面,水面冲击情况下机身具有更小的加速度过载。在紧急迫降情况下,选择湖泊或者江河等水域作为迫降地点可以减小乘员承受加速度过载。