航空发动机通用飞行台建设关键问题剖析

针对中国航空发动机通用飞行台(FTBs)在建造和使用中所关注的关键问题尚未清晰的现状,开展了针对飞行台的相关研究。阐明了通用飞行台的概念和作用,梳理了国外典型发动机飞行台建设主要内容和工作方法,总结了国外发动机挂点方案选择、气动仿真评估、引气、液压和电功率负载模拟系统总体结构、灭火、燃油和测试系统等方案,分析了通用飞行台在建造和使用过程中需特别关注的关键问题:试验对象与使用场景规划、需求制定与分解、详细设计与飞/发一体化协调、系统研制集成和验证、技术状态管理、人员资质要求、适航性评估等。根据国外飞行台建设经验和未来发动机飞行试验需求,分析了通用飞行台的未来发展趋势,给出了中国发动机飞行台建设和使用过程需特别关注的关键问题和关键环节,可为中国未来发动机通用飞行台能力建设和使用维护提供参考。

航空发动机通用飞行台试验与能力研制

通用飞行台是重大基础试验设施,在航空发动机研制过程中发挥着重要作用,在高空试验中具有独特的优势。本文分析了通用飞行台与高空模拟台的差异性及通用飞行台可承担的新型发动机试验科目和内容,从飞行安全性、载机飞行包线、挂载能力、载机来源等多个维度提出了通用飞行台研制需重点考虑的因素。针对我国通用飞行台能力研制,提出统筹规划、系列化发展、长期持续性投入的建议,以形成系列化、规模化的通用飞行台,推动我国航空发动机的研制与发展。

航空发动机通用飞行台液压负载系统设计与应用

随着航空发动机试验技术的发展,航空发动机通用飞行台作为未来发动机试验技术的关键环节将越来越重要。为解决绝大多数航空发动机飞行测试项目中的液压功率加载技术问题,设计航空发动机通用液压负载系统,并详细介绍通用系统的基本设计原则、换热设计、管路压损设计以及整体施工技术。最后,进行现场地面调试试验和空中试飞验证。结果显示:设备集成度高、对流换热性能好、维护性高,可以达到对某型号航空发动机液压泵机械效率的提取要求。

重视通用飞行试验台建设 支撑航空发动机自主创新

通过对国内外军用标准和适航条款中关于航空发动机高空试验相关规定的解读,明确了飞行试验台(简称飞行台)在发动机研制中的地位。介绍了国外通用飞行台及其历史发展,探讨了通用飞行台在发动机研制中的作用。参考国内外使用经验,对国内航空发动机飞行台进行了定位,并根据后续型号发展谱,对国内航空发动机飞行台的后续发展给出了建议。标准和分析均表明:飞行台是航空发动机高空试验的必要手段;航空发达国家重视建设系列化的通用飞行台,国内应重视和加快航空发动机通用飞行台的系列化建设。

航空发动机飞行试验台电动油门系统的研制

为了满足航空发动机飞行试验台被试发动机试验的要求,研制飞行试验台电动油门系统。介绍了飞行台电动油门系统研制过程中的技术难点,电动油门系统的技术指标、组成、工作原理及试验过程。通过飞行台地面及飞行试验证明,研制的电动油门系统能保证空中使用环境的要求,满足飞行台试验过程中对被试发动机状态变化控制的要求。

空中飞行试验台新型网络化测试系统设计

随着航空科学技术的发展,空中飞行试验台的试验参数呈几何级增长,基于脉冲编码调制(PCM)架构的空中飞行试验台测试系统已不能满足不断增长的测量参数要求,需重新设计空中飞行试验台测试系统。本文分析了PCM架构测试系统的特点,并基于成熟的网络化数据采集技术,设计了空中飞行试验台新型网络化测试系统,并详述了构成测试系统的各个子系统。同时,分析了新型网络化测试系统的优势以及新老测试系统的数据延迟问题。实际应用表明,新型网络化测试系统能够满足目前的测试要求。

民用运输类飞机工程模拟器虚拟飞行试验台设计

为了让工程模拟器更加方便快捷地用于电传飞控系统的研制、试验、适航取证等过程,需要提前对工程模拟器上各模型进行初步验证,本文设计了一个由模块化功能单元组成的虚拟飞行试验台。试验的结果表明此平台具有很好的稳定性和可靠性,满足试验要求,还可以通过进一步改进,此平台还可以为后续机型的试验服务,具有可重复利用性。

发动机飞行台插板空中逼喘试验研究

为了验证被试发动机消喘系统的有效性和可靠性,采取在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置的方法,对被试发动机进行了空中逼喘试验。地面分别安装30%、40%及50%堵塞比的插板进行发动机逼喘试验,空中安装40%堵塞比的插板进行不同高度的发动机逼喘试验。本文简要介绍了试验的相关设备及试验的方法和程序,并对试验结果及试验数据进行了分析研究。

某飞行台机载试验数据处理系统设计

根据某飞行台被试发动机试验要求,针对该阶段试验过程中所需测试参数多、类型复杂、信号采样频率差别大、数据流量大等特点,在网络化分布式数据采集系统构架基础上,设计完成了一套机载数据处理流程及系统。文章介绍了该机载数据处理系统的结构、数据处理流程、方式、实现方法及功能特点。试验表明,该机载试验数据处理系统能够满足某发动机飞行台试飞过程中测试及监控、数据处理分析要求,具有较高的效率。

基于三轴云台的飞行仿真器精度验证试验设计

针对基于三轴云台的飞行仿真器定位控制精度考核,设计了验证试验方案,采用全站仪进行目标点位空间位置坐标测量。利用缩比飞行轨迹进行模拟,模拟验证结果表明,试验方案设计合理,试验结果精度较高,满足使用要求。

航天飞行器用高温密封测试技术研究

航天飞行器用高温密封的工作环境苛刻,为保障飞行安全需进行密封件性能测试,然而现有的测试设备和方法无法达到理想的高温高压且可变的模拟工作环境。以W形金属密封圈气密性测试为例,设计密封件试验器并搭建高温热密封试验平台;对试验器模型进行瞬态热分析,得到试验器温度场分布和结构总变形;完成W形金属密封圈从室温至740℃的多种温度、0~1.2 MPa内外压差工况下的连续、自动化的泄漏率测试。结果表明:试件在试验器内受热均匀,可达到要求的最高温度740℃,试验器可承受1.1 MPa内压,在高温工况下无塑性变形;提出的测试技术可有效判定不同W形金属密封圈的密封性能优劣,可实现W形密封件在多种压差、温度工况的气密性测试。

飞行器负载仿真台速度反馈克服多余力矩的仿真研究

提出了速度反馈克服飞行器负载仿真台的多余力矩方法，建立了负载仿真台两种速度反馈方式的数学模型，详细分析了这两种速度反馈克服多余力矩的特点，为设计高性能负载仿真台提供依据。

航空小型动力装置试验台测试系统

针对航模、无人驾驶侦察机和靶机等飞行器经常采用带螺旋桨的活塞式小型动力装置 ,本文设计了一种小型台架测试系统。文章介绍了系统的组成、硬件设计、软件设计及系统的应用。测试结果表明 ,该系统具有测试精度高、可靠性好、操作和维护方便等特点 ,可用于小型飞行器的生产、科研。

直升机旋翼健康监测系统地面试验台方案设计与开发

研究了直升机旋翼健康监测系统地面试验台的硬件方案设计和旋翼健康监测软件的开发,阐述了旋翼数据采集系统、机体数据采集系统和上位计算机3个子系统的组成方案。由于采用了数字传感器、远程多路复合器和无线集流环采集旋翼状态数据,解决了原采集系统中存在的集流环磨损问题和传感器数量问题。提出了一种基于短时模型残差的故障检测方法和基于混合模型的故障诊断方案。地面旋翼实验台的实现对于旋翼故障的研究和各种诊断方法的评估有重要的现实意义。

基于CAN总线的飞行模拟器油门台控制系统

针对飞行模拟器开发了一套油门台控制系统,以AT90CAN128为主控芯片,采用该芯片的内嵌CAN通信收发功能,设计了飞行模拟器油门台控制系统方案。采用电磁离合器切换工作模式,从而满足油门台在随动、手动工作状态下不同控制要求。系统通过高精度电位器实时反馈双油门杆的位置信息,并将反馈信息传给上位计算机。最后进行整机模拟系统联调试验,验证本系统方案可行性,试验结果表明所测试数据结果稳定,微调的分辨率小于0.5°,位置信号的偏差小于1%,响应时间小于0.1s。

一种少自由度飞行模拟实验台的尺度综合方法

研究了一种少自由度飞行模拟实验台,该实验台由动平台、静平台和二者之间3条互成120°的PRS欠约束主动支链组成。提出了一种基于尺度参数平面的多评价指标尺度综合方法,将实验台模拟性能、刚度、操作性能和铰链最大转角作为评价指标,研究并讨论了各尺度参数变化对各评价指标的影响规律。在尺度参数平面内绘制出各评价指标的等值线,根据影响规律和等值线综合出满足各评价指标的尺度参数区域,进而在满足各评价指标的尺度参数区域内确定实验台的尺度参数,最后通过算例验证了该尺度综合方法的有效性。

多旋翼无人飞行器机载云台的复合稳定控制方法

针对多旋翼无人飞行器机载云台的稳定控制要求,提出一种采用双速度环控制结构的带有模糊切换条件的模糊自适应PID复合稳定控制方法。在深入分析控制结构扰动抑制能力的基础上,通过模糊自适应控制中自调整因子的引入和控制规则的在线修正,提高系统的快速响应能力;利用变速积分PID控制保证系统的高稳定精度,模糊切换条件实现复合控制的平稳切换。动态响应和稳态精度实验表明,系统的调节时间约为20 ms,稳定精度为0.13mrad。该方法有效地实现了机载云台的稳定控制,完全满足了多旋翼无人飞行器的应用需求。

面向对象的商用飞行模拟机教员台设计与实现

教练员控制台是商用飞机飞行模拟机的指挥和监控中心,是飞行模拟机的重要组成部分。根据飞行模拟机的应用需求,设计并实现了用于商用飞机飞行模拟机的先进教员台系统。描述了教员台系统的总体结构、组成原理和网络体系。采用模块化方法进行了功能分解并提出了功能四分法。通过面向对象技术设计了教员台系统的软件类库层次结构、通讯框架和人机交互界面。所开发的教员台系统的应用情况表明,教员台系统功能齐全,显示丰富,界面友好,运行稳定,操作方便快捷,并且具有一定的通用性和扩展性。

某飞行台被试发动机液压负载系统设计

文章针对某飞行台被试发动机试验要求,设计研发了一套被试发动机液压负载系统。该系统以流量作为加载目标,用于实现对被试发动机转子机械功率的提取与考核,同时考察飞机液压负载对发动机工作稳定性和性能特性的影响。文章介绍了该液压负载系统的结构、控制方式、实现方法及功能特点。试验表明,该液压负载系统能够满足某发动机飞行台试飞过程中液压系统试验的要求。

采样控制系统H_∞设计方法及在飞行仿真转台中的应用

给出了一种基于提升技术的采样控制系统Ｈ∞设计方法，并结合某高频响电动仿真转台系统的实际情况，给出了一种能够考虑系统中连续信号的全部信息，以系统的连续指标为设计目标的仿真转台系统数字控制器设计方法。仿真表明方法可行并具有优越性。