空气舵抖振载荷地面模拟试验技术研究

固体火箭的空气舵在挂机飞行中受到抖振载荷作用,出现了异常偏转现象,需要通过地面试验排查原因,并开展抖振载荷适应性考核。由于传统的试验方法未能复现故障,本文提出了一种新的抖振载荷地面模拟试验新技术,通过挂机飞行舵面实测数据计算舵面抖振载荷,并基于优化算法完成地面模拟试验条件制定,通过多激振器联合激励方法来完成抖振载荷加载。该试验技术在地面试验中成功实现了产品故障复现,大幅提高试验考核的真实性,该研究结果可以推广应用到其它舵产品气动载荷地面考核中。

空气舵绕轴转动动力学响应分析

针对空气舵绕舵轴转动动力学模型,考虑含转动间隙、Stribeck效应的干摩擦模型,建立含间隙、干摩擦空气舵转动受迫振动方程,应用平均法解析分析转动方向幅频特性,研究不同摩擦力矩系数及外激励频率对绕轴振动幅频响应的影响。结果表明:外激励频率变化时,绕轴振动幅频曲线呈现软硬不同的迟滞非线性特性,频域出现多解频带,且频域多解频带随摩擦力矩系数的增大而增大。

基于有限元的制导火箭弹空气舵裂纹成因分析

针对制导火箭弹中空气舵表面出现裂纹的问题,进行有限元仿真分析。通过模拟固化过程的边界约束及固化压力载荷,得出的剪切应力较大位置与实际出现裂纹位置一致;复合材料成型过程中外部施加压力过大会导致空气舵金属芯网格位置与复合材料产生剪切压溃效应,增加结构残余应力,特别是舵芯根部等较薄的复合材料区域出现较大的剪切力时会导致在相应位置的舵面处出现穿透性裂纹;通过优化控制工艺参数能有效改进施压过大以及降温速率过快的情况进而预防表面裂纹的产生。结果表明,该分析为后续空气舵结构设计以及生产制造提供了指导参考。

一种基于视觉检测的导弹空气舵装配精度测量系统设计

导弹空气舵作为导弹结构中的重要组成部分,是导弹保证飞行姿态,调整和改变飞行轨迹的关键部件,其装配精度是保证导弹控制飞行精度的关键因素之一。文章基于视觉检测技术,设计了一种空气舱装配精度的测量系统,该系统能够准确、快速、高效地完成测量工作。根据实际测量工况要求,设计了测量系统机械部件和视觉检测部件,编写了空气舵刻线测量软件系统,用于进行自动检测工作,设计了反映空气舵装配校准刻线的自动瞄准算法,实现了视觉自动瞄准功能。

电动空气舵执行机构建模与参数辨识

针对使用机电作动器(EMA)的飞行器空气舵执行机构模型确认需求,考虑舵轴弹性及机构中的干摩擦,通过综合两自由度(DOF)开环动力学方程和EMA伺服系统PID控制器,建立了执行机构五阶传递函数(TF)模型。根据TF特征,提出了模型参数约束条件下,采用频率响应函数(FRF)测量数据辨识TF模型参数的改进正交多项式拟合法,完成了参数辨识。辨识结果表明:两自由度动力学模型比一般广泛采用的单自由度模型更准确地反映了空气舵执行机构动力学特征;本文提出的改进正交多项式拟合法可以实现位置跟踪系统TF参数辨识,辨识模型FRF曲线与实测数据吻合良好。

大尺度空气舵超声速烧蚀热结构试验

针对全尺寸大尺度空气舵热环境参数,对地面试验的流场参数进行了计算,设计了测试探头,进行了流场校测。将校测结果与计算结果进行了比较分析,结果表明二者吻合较好,最大偏差在30%以内。校测后的流场已成功应用于试验。

基于自适应控制的空气舵位置伺服系统研究

针对空气舵位置伺服系统强耦合、强时变、非线性的特点,设计了具有良好鲁棒性能的自适应空气舵位置伺服系统。采用机理法建立伺服系统的数学模型,并在工作频段范围内将系统模型简化降阶处理。建立系统状态空间方程,在此基础上根据Popov超稳定性理论,引入补偿器,设计系统的自适应控制律。通过MATLAB/Simulink进行仿真分析,研究电机力矩系数和铰链力矩差异对伺服系统动态性能的影响。结果表明,基于自适应控制的空气舵位置伺服系统具有良好的控制精度和鲁棒性。

集成仿真优化技术在某机动导弹弹头空气舵伺服系统中的应用

针对某型号导弹弹头空气舵伺服系统研制中出现的电机支座疲劳断裂问题,给出疲劳断裂机理;基于流程集成及设计优化环境(ModelCenter),通过对常用设计仿真软件(Pro/E,ANSYS等)的包装技术,计算电机支座最佳结构尺寸和应力状态及其疲劳寿命;通过集成仿真,显著提高空气舵伺服系统经受循环载荷作用下的疲劳寿命,并在地面测试和实际飞行试验中得到考核和验证,该方法是集成仿真优化技术在实际导弹型号产品研制任务中的成功应用。

空气舵-伺服系统动态特性试验技术研究

对空气舵—伺服系统的动态特性试验技术进行了研究,提出采用空气舵—伺服系统工作状态下的特性试验方法,获取工作频率内空气舵的模态;利用脉冲/随机激励进行模态试验,获取伺服系统工作频率范围之外空气舵的模态。为模拟空气舵在飞行状态不同受载状态,设计了5种舵面边界模拟方法,获得不同载荷下频率的变化。

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。

一体成型复合材料空气舵模具设计技术研究

本文研究了一种蒙皮+舵芯结构复合材料空气舵的RTM成型模具方案。通过产品结构分析,确定了组装式的模具主体设计方案,进行了定位机构和合模缝结构设计,有效地解决了舵芯定位和织物缝合的问题;同时采用有限元分析方法对空气舵灌注过程进行仿真分析,对注胶口和出胶口进行了设计优化,采用舵面注射方式时,根据计算结果结合实际情况,适当设置出胶口,可避免缺胶或浸润不良的现象。进行了复合材料空气舵产品试制工作,成型产品外形尺寸较好。通过以上研究,形成了模具设计方案,并根据实际情况对模具进行了有效的优化设计,解决了复合材料空气舵的制作难题,实现了产品的一体成型。

某空气舵系统非线性建模及参数识别

可靠的空气舵系统动力学模型对飞行控制系统设计非常重要。以某飞行器空气舵系统为对象,考虑运动副间隙和摩擦,研究系统非线性动力学建模问题。分别基于Coulomb摩擦模型和Stribeck摩擦模型建立了系统的四参数和六参数动力学模型;采用系统频响测试数据和参数辨识方法考察了模型的可靠性;改进Coulomb摩擦模型,提出系统的五参数非线性动力学模型。研究结果表明,用五参数模型拟合不同工况测试数据,获得的系统参数一致性优于四参数和六参数模型,可靠性更高。

基于PLC的某型气垫船空气舵控制系统的设计

某型气垫船空气舵单片机控制系统,存在稳定性差、抗干扰性不足的问题,为此提出一种以施耐德PLC M340为核心的控制方案,利用触摸屏XBT GT5330进行人机交互,采用ATmega8515单片机实现舵角信号采集、滤波。在Unity-Pro软件环境下,开发了模糊自适应PID控制程序,并现场进行了基于所设计系统的模糊自适应PID控制算法的抗干扰试验和大舵角转舵试验。试验结果表明,所设计的系统稳定性好、抗干扰性强,满足控制要求。

基于时域法的火箭空气舵系统频率特性分析

针对火箭非线性舵系统的串联结构特点,建立空气舵系统刚度模型。基于时域法分析火箭空气舵系统频率特性,通过建立有限元分析模型得到舵系统的非线性频率特性。有限元计算结果与模态试验得到舵系统的非线性频率特性进行对比,两者一致性较好,验证了基于时域分析舵系统非线性频率特性方法的正确性。通过计算和试验得到:间隙会导致舵系统一阶频率降低,增加舵面负载和增大激振力均可消除舵系统间隙,使舵系统一阶频率随舵面负载、激振力的增大而变大。

高超声速平板/空气舵热环境数值模拟研究

针对高超声速平板/空气舵模型开展了热环境数值模拟研究,重点分析了舵偏角δr、舵缝高度h和边界层流态对缝隙内舵轴及干扰区热环境的影响规律。研究结果表明:零舵偏状态缝隙内气流速度为亚声速,热环境可以忽略;舵面偏转时,缝隙入口气流速度和压力显著增大,在δr=5°～15°范围内,舵轴及干扰区热环境随舵偏近似线性增长;舵轴及干扰区热流随h增大呈现先上升后缓慢下降的趋势,h从5 mm增大到7mm时,舵轴热环境增加超过1倍;边界层流态对空气舵缝隙内热环境影响很大,在15°舵偏条件下,层流状态舵轴及干扰区热环境约是湍流的3～5倍,这是因为层流边界层较薄,缝隙内流速更高。

高速飞行器空气舵前缘三维烧蚀/温度耦合分析研究

为了准确预测空气舵前缘三维烧蚀/温度场,针对通用有限元软件采用自编热流加载和烧蚀移动边界用户子程序方法,仿真分析了空气舵前缘局部模型的三维烧蚀/温度场,给出了空气舵前缘烧蚀外形、烧蚀量和三维温度分布,并与试验结果进行了对比,结果表明:理论计算的烧蚀量和表面温度与实测值的偏差均小于10%,证明方法正确可行。

空气舵系统摩擦模型及参数识别方法研究

空气舵作为常用的飞行器执行机构,存在间隙与摩擦等非线性特性,其非线性建模是一个反复迭代的过程,需要选择合适的模型反映其真实的动力学特性。为此,该研究采用库仑摩擦模型和Stribeck摩擦模型建立了含间隙和摩擦的舵系统非线性动力学模型,并分别采用最小二乘非线性拟合法和遗传算法使用试验数据对模型中的未知参数进行识别。研究表明,相较于Stribeck摩擦模型,库仑摩擦模型能较为准确地反映系统中的摩擦力矩,两种参数识别方法均能有效完成未知参数的识别。

空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究

空气舵作为常用的航天飞行器执行机构,具有饱和、间隙与摩擦等非线性因素,如不能准确表征其非线性动力学特性将会影响飞行控制系统的稳定性,甚至造成飞行失利。针对上述问题,开展了空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究,旨在为非线性动力学特性分析提供工程方法,为控制系统设计提供重要依据。通过研究,提出了试验测试方法、多维空间重构表征方法和传递函数表征方法,三种方法依次递进,可用于控制系统工程设计的各个阶段,对于提高飞行器稳定裕度和飞行可靠性奠定了重要方法基础。

大型空气舵舵体数控加工工艺研究

从某型号大型空气舵舵体的结构和工艺性分析入手,通过制定合理的加工工艺方案,设计制作专用装夹工装,研究适合产品加工特征的数控编程方法,并运用虚拟仿真技术,有效解决了大型空气舵舵体的加工难题,实现了产品的高精数控加工。

点阵结构空气舵及内部流体热流固耦合研究

开展了钛合金TC4材料激光粉末床熔融(LPBF)工艺研究,在此基础上设计了多孔轻质空气舵模型,并基于有限差分法(FDM),采用三维流固耦合共轭传热数值计算方法,利用流体体积法(VOF)追踪流体自由液面,研究了典型的点阵夹层结构的空气舵内部冷却液动态换热过程的相互影响过程,考虑了冷却液与钛合金材料蒙皮间的耦合传热及湍流换热。结果表明,空气舵的内部流体压强随速度的增加而增加,从而导致流体出口的速度增加。当压强增加到一定程度时,流体的出口以水柱形式喷出。虽然较大的流体速度可以带走较多的热量,但是影响远小于对压强的影响。综合考虑空气舵的服役要求,获得了合适的冷却水入口速度。