民用飞机高升力系统扭矩限制器触发特性分析

扭矩限制器是民用飞机高升力系统中重要的过载保护装置,能够在触发后阻止过量的载荷沿传动线系传递。触发特性的研究对于扭矩限制器的设计有重要的意义。设计了一种滚子-摩擦片式的扭矩限制器,提出了一种球窝结构的建模方法,建立了动力学有限元仿真模型,研究了扭矩加载速率、动静摩擦片初始安装距离、预加碟簧力和球与球窝摩擦系数对触发特性的影响。研究结果表明,扭矩加载速率改变会影响触发时间但不改变触发扭矩值。相同初始安装距离时,触发扭矩分别与碟簧力和摩擦系数呈线性关系。研究为高升力系统的设计提供了参考。

液压油箱卸压活门三参数威布尔寿命分布灰色建模

针对三参数威布尔分布参数估计的难题,提出一种三参数威布尔分布参数的灰色估计方法。基于某型液压油箱卸压活门使用阶段的随机截尾型可靠性数据,采用GM(1,1)估计三参数威布尔分布模型的参数。结果表明:应用灰色模型GM(1,1)能够估计出三参数威布尔分布的3个参数,避免了迭代过程,具有求解速度快、所需子样少、精度高、计算机编程方便等优点,同时也验证了三参数威布尔分布模型比两参数威布尔分布模型更为精确,可为武器装备在使用阶段提供一种更为精确的可靠性分析方法。

典型飞机脚操纵机构动力学建模与分析

脚操纵机构作为驾驶舱操纵系统的一部分,是重要的人机交互界面,用于控制飞机的航向姿态。以典型飞机脚操纵机构为研究对象,采用参数集中法建立机构的动力学模型,通过时域和频域分析法详细探究摩擦、间隙等非线性因素对输出特性的影响。仿真结果表明:摩擦力能够有效加快振荡收敛,但也会带来相位滞后的问题,影响舵面执行机构对指令的精确响应,因此应保持合适的摩擦力;间隙会引起超调量和延迟时间的增加,影响左驾脚操纵机构和右驾脚操纵机构输出指令的一致性,设计中应尽可能减小间隙。本模型较准确地实现了脚操纵机构动力学特性的分析,可用于飞机脚操纵机构的性能预测和优化设计,具有较大的参考意义。

基于Multisim飞机纵向操纵系统力臂调节性能仿真

针对飞机纵向操纵系统力臂自动调节装置调节性能的主要影响因素,开展仿真分析。通过分析力臂调节规律中阶梯型迟滞误差的阶梯大小和回线宽度对力臂调节的准确性及工作可靠性影响机理,研究力臂控制电路中不同匹配电阻对力臂调节性能影响规律。分析结果表明:阶梯误差宽度随差动放大电路的共射极电阻增大而减小,能降低系统调节的准确性,同时力臂电机在总行程内的工作次数减少;回线电压随施密特触发电路调节电阻增大而增大,进而影响力臂调节的准确性;维护过程中必须关注控制电路匹配电阻的变化情况,并根据需要及时进行调整,保证飞机纵向操纵的安全性。

民用飞机刹车控制系统软件构型管理研究

民用飞机刹车控制系统构型管理在系统设计开发过程和适航符合性验证过程中发挥着关键作用。为了提升民用飞机刹车控制系统软件构型管理能力,使该系统设计开发的软件满足适航要求,介绍刹车控制系统软件构型管理的概念和方法,描述如何运用系统思维和信息化流程手段将构型管理和软件设计相结合,开展软件全生命周期过程构型管理活动。结合DO-178C的要求,提出建立以产品构型为核心的构型数据数字化管理机制,实现刹车控制系统软件研制的单一数据源。结果表明:通过与构型基线管理相结合建立一个统一的构型数据库,在该构型数据库中严格按照阶段的状态进行准确记录,确保了状态信息的实时性、可追溯性、完整性及有效性,达到了最终构型控制目标,可以满足适航要求。

B738飞行模拟机操纵负荷系统典型故障自动化分析与排除

该文针对某型B738飞行模拟机操纵负荷系统中的刹车故障进行分析,提出以电流传感器为基础的物联网监控系统对典型故障进行监控及分析。首先对典型刹车减速故障进行分析,对制动控制器的监控电流进行实时监控,并上传云服务器,用Web页面显示运行状态;同时对B738飞行模拟机当中的典型故障进行分类,并选取典型故障做出分析;最后对物联网监控方式以及传统故障分析方式进行对比。经测试,该文方式更具高效性和适用性。

MA600飞机刹车系统常见故障分析

MA600飞机机轮刹车系统对缩短滑跑距离、地面停放和辅助飞机转弯有着重要的作用,一旦出现故障会延误停场,甚至导致事故发生。该文主要介绍机轮刹车系统的特点,总结出常见故障并对故障原因作出简要分析,为维护人员提供可靠的参考资料,保证飞行教学工作的顺利进行,对飞行安全和出机率有着重要意义。

基于Multisim飞机纵向操纵系统力臂自动调节电路仿真研究

基于飞机纵向操纵系统中飞行高度和飞行速度变化对飞机舵面偏转角调节需求,研究杆系操纵系统力臂自动调节装置的电气控制原理及工作过程。首先根据不同飞行高度和速度对飞机单位过载平尾偏角固有影响规律,得出力臂自动调节规律,然后利用Multisim软件分别开展敏感电桥、差分放大、施密特触发及功率放大电路设计与仿真,得出各级控制电路电气参数传输特性变化规律,为进一步研究飞机力臂性能超差故障分析和故障预测提供借鉴。

可变直径旋翼直升机飞行性能及操纵策略

可变直径旋翼作为旋翼变体技术的重要组成部分,能够有效解决旋翼自适应工作在高性能状态下的需求。为获得可变直径旋翼对直升机飞行性能的影响,首先,建立了一套直升机全机飞行力学模型,并开展可变直径旋翼对直升机垂直和水平飞行性能的影响分析,结果表明:通过增加旋翼直径可以有效提高垂直爬升率、实用悬停升限和悬停效率,缩短旋翼直径则能增加航时、航程和最大前飞速度。然后,给出了一套需用功率计算方法,分析了可变直径旋翼直升机不同飞行状态的需用功率变化规律。最后,根据需用功率最小原则并考虑操纵复杂度,制定了一套直升机旋翼变直径操纵策略。

基于多种未建模动态估计与补偿的电液舵机自适应容错控制

针对多种未建模动态影响下的电液舵机内泄漏故障容错控制问题,提出一种基于未建模动态估计与补偿的自适应容错控制方法。将舵机模型划分为2个子系统,分别设计扩展状态观测器估计匹配及非匹配未建模动态。结合未建模动态估计结果,基于反步法设计自适应容错控制器。利用基于内泄漏故障参数自适应更新的控制器重配置调节故障影响,采用前馈补偿方式抑制未建模动态影响。对所提方法进行严重内泄漏条件下的半物理仿真试验,结果表明:当作动筒最大内泄漏流量达到10.53 L/min,即约占伺服阀最大负载流量的56.77%时,伺服阀开口接近最大,所提方法仍可实现高精度的位置跟踪控制,故障暂态及故障后稳态的最大位置跟踪误差均可控制在给定的±1.5%以内。

主动侧杆装置机械结构设计与仿真分析

根据2自由度陀螺仪的原理设计主动杆俯仰与翻滚隔离操纵机构。从静强度、模态方面对主动杆进行仿真分析,获得操纵杆的最大变形为0.971 56 mm,最大应力为109.17 MPa,以及机架不同阶数的固有频率(522.39~1 436.9 Hz)、振动应力分布云图(X向26.624~79.871 MPa;Y向30.751~92.252 MPa;Z向28.975~86.267 MPa)。仿真结果显示:设计满足材料要求,可为下一步实验提供参考。

高超声速飞机机载作动系统发展分析

吸气式高超声速飞机面临严酷的高动压、大热流飞行环境,要求机载系统既要兼具高功率、高效能与高耐热能力,又要满足严苛的体积、重量(质量)与能量约束,给飞控作动系统设计带来了极大的技术挑战。本文通过对高超声速飞机任务和平台动力特点的分析,系统地论述了其飞控作动系统面临的挑战,包括能源、结构和热管理等问题。基于已有高速飞机的公开资料,对作动技术发展现状进行了梳理,结合热管理与机载能源的发展趋势,展望了高超声速飞机作动系统的重点发展方向,并给出了具有可行性的发展路线。

基于双金属柱塞体的缸体轻量化设计分析

柱塞-缸体部件是航空柱塞泵功能实现的核心部件,功重比是柱塞泵的一个重要指标,高功重比是航空柱塞泵的发展趋势。针对目前航空柱塞泵中柱塞-缸体部件中缸体质量大的问题,基于双金属柱塞体,对双金属缸体进行轻量化设计。对柱塞-缸体部件进行运动学分析,获得其载荷分布;通过有限元方法,分别对单、双金属柱塞体模型及缸体轻量化设计前后模型进行强度、刚度等性能分析。结果表明:双金属柱塞体可以满足航空柱塞泵工作需求,且在保证缸体的强度、刚度条件下,轻量化设计后的缸体外圆直径减少4.4%,质量降低14.42%。

直升机脚蹬异常低频振动分析

针对一次直升机空中脚蹬异常低频振动故障,利用频率分析、滤波分析等方法对飞行振动数据进行分析;基于飞行振动实测数据和尾操纵拉杆固有频率测试数据建立了集中质量模型,计算分析了尾操纵杆系的动力学特性以及对于不同频率振动的传递特性;确定了该起脚蹬异常低频振动的原因,揭示了脚蹬振动的来源;得到了尾操纵杆系对于不同频率振动的传递特性;依据计算分析结果提出了相应的解决方案。试飞验证表明改进措施有效,为后续类似问题提供了解决思路。

民用飞机标准操作程序风险评价研究

飞机标准操作程序对飞行安全至关重要,分析和评估操作程序时,需要综合考虑多方面因素。参照波音737NG飞机,征求737NG现役飞行员和专家的意见,通过研究分析737NG现有SOP和国内相关文件的要求,建立评价指标。评价指标体系模型分3个层次,能够筛选和优化评价指标,确定评价指标体系。以此编制量表问卷,面向现役737NG飞行员,对每个指标的风险程度进行打分,并分析问卷数据的信度。评价指标的组合赋权采用序关系分析法和权法两种方法,最终构建飞行运行程序评价指标体系。

基于PEM的飞行操纵系统辨识

为检查飞机飞行操纵系统的动态特性,通常需要开展升降舵、副翼和方向舵操纵系统的地面频率响应试验,用于评估操纵面的反应相对于座舱操纵力输入的相位滞后和时间延迟情况。为进一步了解某型飞机操纵系统的固有频率和阻尼特性,采用预测误差法(简称PEM)基于该型飞机全动平尾操纵系统的地面频率响应试验数据,建立操纵系统的等效模型并辨识模型参数,通过损失函数和最终预测误差(简称FPE)评价模型结构和参数的准确性。系统辨识结果表明,使用二阶传递函数作为飞行操纵系统的等效数学模型,损失函数和最终预测误差较小;等效模型真实反应操纵系统的动态特性,系统固有频率和阻尼比均远大于飞机本体模态运动的频率和阻尼比,满足系统设计要求。

C/C复合材料飞机刹车盘的结构与性能

采用企业、行业及国家相关标准的试验方法,对超码复合材料公司,英国Dunlop公司,法国CarbonIn-dusty公司,美国B.F.Goodrich、ALS公司等生产的9种C/C复合材料飞机刹车盘的物理、力学、热学、摩擦磨损的性能特征,以及中南大学生产的C/C复合材料刹车盘的有关性能,进行了对比分析。结果表明,选择适宜的炭纤维预制体结构,控制热解炭基体微观结构为光学粗糙层结构,合理的热处理温度是获得高性能炭刹车盘材料的关键。我国拥有自主知识产权研发的大型民机炭刹车盘在高摩擦特性方面获得了重大突破,已用于波音757-200型飞机,实现了国内C/C复合材料具有里程碑意义的第四个重大突破。

基于安全性分析的民用飞机襟翼倾斜探测设计

基于安全性分析与评估的民用飞机复杂机载系统的设计是现代民机设计中的一个难题,民用飞机襟翼倾斜探测对飞机飞行安全具有很大影响,通过对襟翼倾斜探测的安全性评估,给出了一套基于安全性分析的设计理念和设计流程,并对能够满足襟翼倾斜构架的两种襟翼倾斜方案进行了权衡和评估。预计基于安全性分析的民用飞机复杂机载系统设计将会越来越成熟地应用于民机系统设计中。

基于视觉的飞机操纵系统输入端位置测量技术

飞机操纵系统输入是飞行性能、安全监测的重要数据来源,针对传统飞行数据采集方式需对真机进行改装并加装传感器所带来的改造成本大且影响飞行员操纵感觉的弊端,提出一种基于视觉的飞机操纵系统输入端位置测量技术。为避免视觉输入中飞机驾驶舱复杂环境的影响,将随机生成的二维码固定在飞机操纵系统输入端,使用计算机视觉技术识别二维码并进行特征点提取,通过PnP(Perspective-n-Point)问题的求解将飞机操纵输入端的位移测量转换为相机位姿求解。实验结果证明了所提方法的有效性,并通过与红外测距仪的对比实验验证了本文算法在精度上的优势,其测量平均误差在2 mm内,能达到实时处理速度,丰富了飞行数据的采集方式。

信息物理融合系统及其应用

信息物理融合系统是一类将感控、计算和通信与物理对象在网络环境中高度集成的新型智能复杂系统,可以实现系统的实时性、自治性、鲁棒性和高性能等。介绍了CPS的基本概念、发展现状和系统架构,分析了CPS与嵌入式系统、无线传感器网络和物联网的联系与区别;重点研究了CPS在电力、交通、医疗和航空航天等领域的应用研究现状及面临的突出问题;对CPS的研究方向进行了总结与展望。