涵道风扇升力系统的升阻特性试验研究

近几年出现了许多构形新颖的垂直起降无人飞行器 ,都以涵道风扇作为升力系统。为了研究涵道风扇系统的气动特性 ,尤其是在复杂流场中涵道本身的升阻特性 ,在 3 .4m× 2 .4m开口风洞中对涵道风扇进行了吹风试验。试验模型由直径 1 .5 0 m的可变距风扇系统和外径 1 .8m的圆筒状涵道组成。试验状态变量包括涵道高度、吹风速度、涵道前倾角和风扇桨距。试验结果表明 :涵道在前飞状态比悬停状态产生更大的升力 ,但这一优势却被涵道的较大阻力所排斥 ,因而涵道风扇如果用作升力系统 ,仅适用于强调悬停和低速飞行的飞行器。

旋翼/涵道/风扇升力系统的前飞气动特性

旋翼/涵道/风扇组合构成的升力系统,是一种结构紧凑、新颖、操纵较简易的垂直起降飞行器的升力系统。由于旋翼和风扇、旋翼和涵道、风扇和涵道之间等存在相互气动干扰,尤其是在前飞状态下,涵道风扇同时受到旋翼尾流和前方来流的共同作用,流场十分复杂,给该升力系统气动力的分析与预估带来很大困难。本文提出了一种确定旋翼/涵道/风扇组合升力系统气动力的理论分析方法,并通过理论与实验结果的比较,验证本文所述理论方法的有效性。

旋翼式微型飞行器升力系统设计

在综合分析多种微型飞行器升力系统方案的基础上,提出了3种旋翼式微型飞行器的升力系统布局方案.通过对其中的双电动机双旋翼微型飞行器升力系统布局方案进行的实验验证,证明了该升力系统布局方案的可行性.

直升机升力系统数字化装配设备设计

针对直升机升力系统手工装配质量不稳定、效率低等问题,提出基于6-PUS并联机构的数字化装配设备方案,进行机构构型分析、运动学建模与分析、误差映射分析等,设计用于直升机升力系统装配的6-PUS并联机构。面向装配精度需求,研究关键零部件的加工、装配精度设计及分析技术。分析结果表明该机构可用于直升机升力系统的数字化装配,代替人工操作,提高装配质量。

翼面升力系统

本系统克服了目前普遍采用的前橼缝翼容易引起大迎角的缺点。前橼缝翼安装在机翼前端，其产生的升力不过重心，形成力矩，使飞机上仰。翼面升力系统产生的升力与原升力方向相同，不会形成力矩，所以不会造成大迎角的问题。经过试验验证，本系统具有很强的实用性。

超高速EtherCAT助力空客高升力系统

位于德国不莱梅的空客工厂测试并生产A380的机翼，在其测试系统中采用了倍福（Beckhoff）的工控机和EtherCAT系统。空客测试平台的尺寸与系统的原始几何大小相匹配，巨大的钢架结构包含了高升力系统所有的功能元件，虽然每次只对一个机翼进行配置，但是一次全部完成对驱动轴的装配。为了检测在不同情况下驱动和控制系统之间的交互情况，相应的机翼以一个四象限的驱动和若干模拟的信号建立模型。

直升机升力系统自动化装配工艺设计及验证

直升机升力系统包括主减速器、自动倾斜器、主桨毂等,自动倾斜器与主减速器通过球铰与主减速器精加工配合面套合的方式连接,而主桨毂与主减速器通过精密齿型花键进行连接,装配精度要求较高。目前国内直升机升力系统组立装配仍依靠手工完成的现状,本项目通过开展升力系统关键部件自动化检测及精密装配技术研究,突破相关关键技术,以此提高装配效率、精度和质量,提升我国直升机装配的技术水平与能力。

短距起飞/垂直降落飞机升力系统研究进展

短距起飞/垂直降落(STOVL)升力系统是一种允许飞机在极短跑道甚至无跑道条件下起降的航空技术,提供了飞行器在受限空间和复杂环境中实施起降操作的能力,对军用和民用领域都有重要意义。尽管国际上对STOVL飞机的研究已有历史,但敏感或专用技术的信息并未广泛共享。为深入探索STOVL飞机升力系统的关键技术、难点和发展方向,在全面分析和总结最新研究进展和技术挑战的基础上,针对该领域的研究进展进行综述,特别是针对F-35B飞机深入探讨了STOVL飞机升力系统的关键技术,包括升力风扇、三轴承矢量喷管和整机推进系统性能等。在此基础上总结归纳了国内外学者在复杂结构设计、动力系统建模、环境影响评估和性能优化等方面的研究,为STOVL飞机的研发与优化设计提供方向参考。

基于6-PUS并联机构的直升机升力部件装配控制系统设计

6-PUS并联机构作为直升机升力系统关键部件数字化、自动化装配设备,主要用于夹持自倾器/主桨毂完成与主减速器的孔轴插合装配。针对这一需求,设计了一套基于倍福TwinCAT3软件的6-PUS并联机构控制系统。推导了适用于该控制系统的并联机构运动学正、反解算法,并通过TwinCAT3的C++高级语言功能生成了可供PLC程序实时调用的正、反解TcCOM模型。结合该模型,利用TwinCAT3NCI的运动轨迹生成功能和外部给定的同步控制方式,通过EtherCAT总线实时对并联机构的6个支链的伺服电机进行同步控制,完成六自由度位置和姿态的调整,从而实现插合装配控制。

高升力及其加载系统AMESim-Simulink联合仿真

高升力系统是通过增加飞机飞行中的升力,改善飞机飞行起降性能,提升飞机飞行安全。高升力加载系统在研究和检验高升力系统性能方面起着至关重要的作用,它能将传统的全实物试验转变为实验室条件下半实物的预测性试验。但由于高升力加载系统涉及到多学科的综合内容,而且在实际工程中,系统结构庞大、设计周期漫长、使用不具备重复性,或因为昂贵的价格不能进行反复实验,因此利用计算机进行系统仿真呈现出了不可代替的价值。本文重点应用AMESim-Simulink联合仿真技术手段,建立高升力及其加载系统的联合仿真模型,并对该联合仿真模型进行虚拟测试实验。观察加载力对主轴转速的影响,从而确定高升力系统与加载系统耦合作用的大小。

波音777高升力系统顶层设计

波音777飞机的高升力系统采用非相似设计方法、多余度设计策略、输出指令多重监控方式，有效地避免了单点故障和非指令运动事件的发生，所采用的故障保护和隔离手段，能够满足系统可用性和安全性设计目标。

升力面气动弹性系统颤振复杂响应研究

2003年度的研究工作围绕二元翼结构非线性颤振系统进行，研究非线性参数对系统颤振响应的影响，建立系统非线性颤振稳定性的分析方法。

轴驱动升力风扇发动机稳态性能仿真模型研究

以常规混排涡扇发动机性能模型为基础,结合升力系统工作原理,并以推力比为控制目标,建立了轴驱动升力风扇发动机稳态性能仿真数学模型。根据此模型编制了轴驱动升力风扇发动机整机稳态性能计算软件,并以轴驱动升力风扇发动机的三种工作状态为例进行了计算分析。结果表明,该模型软件逻辑正确,计算精度满足后续研究需要,为轴驱动升力风扇发动机性能分析及控制规律研究提供了必要的技术基础。

基于余量修正原理的多翼面气动力反设计方法

将Takanashi的余量修正方法由只针对单独翼面发展到针对多翼面问题,形成一种处理多翼面升力系统的余量修正设计方法,以此为基础发展了一种跨音速多翼面升力系统气动力设计方法,形成了相应的跨音速多翼面设计软件,并将该软件与国外先进的CFD分析软件相结合,形成跨音速多翼面升力系统气动力设计软件系统。利用该多翼面空气动力设计方法,以鸭式布局为例,进行了双翼面升力系统的气动力设计。设计实践表明本文的设计方法和软件具有很高的实用价值。

基于常规发动机发展STOVL推进系统的总体性能方案

结合F135-PW-600发动机构型,开展基于常规涡扇发动机发展短距起飞/垂直降落(STOVL)推进系统的总体性能方案研究,分析了影响性能方案的各升力部件参数,完成了针对总升力提升的方案优化。研究结果表明:以提高总升力为目标,升力风扇应选取低功耗、小压比、大流量的参数组合;滚转喷管引气量应由风扇裕度、滚转力及其力矩控制需求共同决定;增加外涵道调节机构和重新设计低压涡轮等措施,可将推进系统总升力最高提升近20%;保持主发动机部件不变,通过多学科优化设计,综合考虑质量等结构参数及耗油率等性能参数影响,可使短垂推进系统净收益提升近20%。

一种新型组合机翼/旋翼系统

介绍了一种新型组合机翼/旋翼系统—卸载升力偏移旋翼(ULOR)的原理。这种组合旋翼系统能够增大直升机最大飞行速度,提高前飞效率,使直升机具有更大的机动性,同时可以克服升力偏移旋翼的主要障碍,即减小振动。ULOR系统将机翼与升力偏移旋翼结合在一起,有效消除了后行桨叶的失速,并使旋翼效率提高了一倍。这种系统可以显著提高单旋翼带尾桨直升机以及纵列式旋翼直升机的最大速度和航程。最后,提出了一种ULOR与辅助推进系统组合的新构型设想。

直升机自动倾斜器、主桨毂与主减速器地面自动组立技术研究

针对直升机升力系统自动倾斜器、主桨毂与主减速器手工装配带来的质量不稳定、效率低等问题,分析了产品结构特点、地面自动组立装配顺序及其难点和关键技术,设计了基于视觉测量、位姿计算、装配路径规划、并联机构调姿和力位混合控制的地面自动组立总体方案,开展了关键特征区边缘精确识别与抗冗余匹配、空间相对位姿精确检测、实测数据驱动的装配姿态仿真与路径规划、多自由度调姿机构位姿误差分析与精度补偿和多维力感知的柔顺插合装配控制等关键技术,实现了AC313直升机升力系统自动倾斜器、主桨毂与主减速器的地面自动组立。自动倾斜器与主减速器主轴装配间隙不大于0.02 mm,主桨毂与主减速器主轴外齿啮合间隙不大于0.04 mm,提升了装配质量和效率。

高升力控制系统技术发展与产业化

高升力控制系统（HLCS）或称高升力系统（HLS），是为驱动飞机前缘襟翼或缝翼以及后缘襟翼，改变飞机翼型，达到提高飞机低速时的升力和飞行稳定性而构建的功能系统。在大型飞机上，高升力控制系统与主飞控系统（PFCS）、

基于时间预测的升力风扇起动过程控制规律设计

为了减少轴驱动升力风扇起动时间,针对轴驱动升力风扇式组合推进系统提出了较为通用的控制规律设计方法。建立了一种基于趋势外推和参考升力风扇转速变化曲线的剩余起动时间预测模型;基于该时间预测模型和控制规律逐点寻优设计方法,进行起动过程控制规律逐点寻优,通过进行多轮次寻优并利用每轮的优化结果更新参考转速曲线,便可获得起动过程控制规律。应用该方法设计了起始状态低压转子转速为50%的起动过程控制规律,其起动时间仅需3.1 s与常规逐点寻优方法对比缩短了22.5%,且起动过程严格满足安全工作限制;进一步设计了起始转速为90%以及在50%~90%之间的多组起动控制规律,结果表明该方法不仅适用于低转速起动,在高转速起动时依然有效。