舵类结构件几何量误差视觉检测方法及误差评定

针对现有接触式测量方法装夹定位后只能测量一种或两种参数、检测效率低等问题,提出一种舵类结构件几何量误差和装配误差视觉检测方法。首先,利用计算机视觉系统获取舵轴和舵面区域图像,利用图像预处理技术去除图像畸变和噪声,为了更有效地提取舵类结构件边缘,分别采用Sobel算子、Scharr算子、Laplace算子和Canny算子对图像进行边缘检测以确定轮廓,实验对比发现Scharr算子处理后的舵轴图像边缘更清晰且无间断,Canny算子处理后的摇臂图像边缘比较清晰,因此选用Scharr算子提取舵轴图像边缘、Canny算子提取摇臂图像边缘。结合被测要素特点,采用霍夫直线和霍夫圆检测方法提取舵面边缘线特征、舵轴母线特征、摇臂圆轮廓特征;确定了舵芯对称度、舵轴垂直度、摇臂夹角的基准要素,构建了几何量误差检测目标函数,运用自适应遗传算法计算最优解;结合相机标定的内外参矩阵,得到舵芯对称度、舵轴垂直度、摇臂夹角的测量值。最后,研发了舵类结构件几何量误差和装配误差视觉检测软件,搭建了视觉检测实验平台,实现了几何量误差及装配角度误差快速检测功能。经过多次重复测量实验,对称度检测精度达到0.055 mm,垂直度检测精度达到0.225 mm,装配角度检测精度达到0.772°,完成单次检测耗时7 s。该方法不仅提高了几何量误差检测精度和检测效率,同时有助于提高舵类结构件成型-制造-在机检测的自动化和智能化水平。

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。

基于干扰观测器的机电伺服系统PI控制策略

空气舵机电伺服系统的主要任务是接收控制指令,并驱动负载按指令角度摆动,在各类航空航天飞行器中具有越来越广泛的应用价值。然而在运行过程中存在的未知干扰给机电伺服系统高精度控制带来了巨大挑战。针对这一问题,提出基于干扰补偿的空气舵机伺服系统控制策略。首先进行空气舵机电伺服系统模型分析,其次运用径向基函数设计神经网络的状态观测器,将不可测量的舵面角度用估计值替代进行反馈控制,最后应用Lyapunov方法分析了有限时间收敛条件。仿真结果表明:与传统电机角度反馈相比,所提出的控制策略使空气舵机电伺服系统的稳态误差减少97%以上。

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。

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。

舵类传动机构动态性能试验系统设计

空气舵广泛应用于各类飞行器,用以控制飞行过程中的气动特性,舵类传动机构是一种将舵机和舵面连接并传递运动的一种机构,是舵面控制的关键环节。为了探究舵类传动机构的动态特性,提出一种新型舵类传动机构动态性能试验系统及试验方法,为舵类传动机构的动态性能研究提供了支撑。

基于建模仿真的飞机桶滚机动规避空空导弹效果及原因分析

基于飞机桶滚机动规避空空导弹攻击的作战背景,建立了导弹与飞机的空间交会模型。以导弹脱靶量、过载以及舵偏角速率为依据,对桶滚机动不同机动时机、周期下的规避效果以及规避原因进行了仿真分析。研究结果表明,导弹脱靶量与机动时机的关联性较弱,可随着机动周期的增大而减小。当机动周期为2~3 s时,导弹脱靶量较大,飞机规避效果较好。飞机桶滚机动规避导弹的原因不仅在于导弹交会过程中过载的增大,而且还在于导弹交会过程中舵偏角速率的增大。

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。

空气舵颤振特性的不确定性及全局灵敏度分析

针对结构参数不确定性引起颤振特性波动的现象,进行了空气舵颤振特性的不确定性及全局灵敏度分析。当进行不确定性分析时,计算效率会随着变量维数的增加而大大降低。为了解决该问题,将稀疏网格技术应用到不确定性及全局灵敏度分析中,该方法对于高维问题能够高效地进行不确定性分析及全局灵敏度分析,并通过数值算例验证了该方法。在全动舵算例中,考虑了结构的弹性约束及材料属性的不确定性,并通过调用颤振分析模型进行了空气舵颤振特性的不确定性及灵敏度分析。该工作能为工程上确定颤振边界提供定量的参考,并能够找出对颤振特性的影响最大的不确定性因素,具有较高的工程实用价值。

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。

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。

飞行器舵面模拟负载系统的设计研究

为模拟飞行器舵面的负载特性,为地面试验提供技术支持,该文提供了一种可实现舵面负载模拟系统的设计方法:利用弹簧钢板的弯曲力矩模拟舵面铰链力矩,通过调整弹性钢板压板位置改变系统结构刚度,通过增减惯量盘实现转动惯量的调整。经过试验验证,该系统与真实舵面负载特性保持一致,具有良好的工程应用价值。

基于LabVIEW的气动舵机耗气量实验系统设计

传统的气动舵机耗气量测试是由实验人员手动完成,耗时长、精度低。为解决这一问题,以图形化编程语言 LabVIEW 为软件平台,采用多种新型高精度传感器采集被测非电量参数,开发出了一套界面友好、操作简便的自动化实验系统,该系统可以接近全自动地完成6项关于舵机及射流管阀特性的实验,大大提高了测试效率和精度,降低了测试成本。

航天复杂产品智能化装配技术应用研究

针对航天复杂产品多品种、小批量的特点,提出了一种基于搬运机器人与柔性功能点的智能化装配生产模式,通过工位功能的柔性集成技术实现设备动态重用与装配工艺兼容。同时,以空气舵为应用验证对象,进行空气舵智能化装配技术研究。结果表明,通过工业机器人、柔性工装及末端执行器协作能够实现空气舵装配所需的复杂装配路径,基于视觉识别技术进行的精度补偿和装配结果确认能有效保证产品质量,为航天复杂产品装配生产提供了新型解决方案。

同时受方向舵和脚蹬力限制的空中最小操纵速度理论研究

从横航向运动方程的基本形式出发,推导出了受方向舵限制的飞机纠偏能力,并根据CCAR25部要求推导出了受脚蹬力限制的不对称推力水平,综合两者,可以得到同时考虑了受方向舵限制和受脚蹬力限制的飞机纠偏能力,利用精确的推力模型数据可以得到在任何WAT条件下的最小操纵速度及其限制因素。

控制飞行器舵面的电液伺服系统数字动压反馈算法

建立了控制飞行器舵面的电液伺服系统的质量弹簧物理模型,辨识了特性参数,推导出伺服机构数学模型。采用电子动压反馈的位置闭环控制算法,通过仿真分析和样机带载试验,表明控制算法有效,能有效提高系统的动态特性。

考虑舵机故障的空空导弹飞行控制系统主动容错控制

针对空空导弹的舵机卡死、驱动电路失效、伺服电机故障等单片舵失效的故障,设计了一种主动容错飞行控制系统,利用导弹尾舵中各舵面的内在联系和功能上的冗余,改变控制指令分配方式,实现弹体三通道稳定控制,仿真表明该方法对于典型的舵机失效问题具有较强的容错能力,提高了空空导弹飞行控制系统的可靠性。