一种电液伺服系统非线性补偿方法

分析了一类电液伺服阀的中立位非线性特征及其对电液伺服系统的影响,提出了一种非线性补偿方法。根据电液伺服阀的非线性特性,推导出补偿方法的函数并且进行计算,结合传统的PID控制获得具有非线性特征的补偿控制器。以某型电液伺服阀和液压缸组成的电液伺服系统为例,进行仿真与分析。仿真结果表明提出的方法具有较好的补偿作用,能够减少电液伺服阀非线性对电液伺服系统的影响。     

飞机电液伺服阀早期故障征兆诊断

电液伺服阀是飞机刹车系统的重要执行部件,影响着飞机的着陆安全。针对某型飞机电液伺服阀故 障多发的问题,运用一元线性回归分析方法构建刹车系统电液伺服阀的分析模型,根据分析模型和故障征兆判 据对电液伺服阀近期的工作数据进行分析和故障征兆诊断。结果表明:基于回归分析的故障诊断方法可以准 确地诊断电液伺服阀存在的故障征兆;早期故障征兆诊断可以预先发现电液伺服阀潜在的故障隐患,降低故障 发生率,显著提高飞机刹车系统的安全性和可靠性,也有助于优化维修策略和降低飞机全寿命维护成本。     

利用校正环节提高三级电液伺服阀动态响应的探讨

论述了通过三级电液伺服阀控制器的改进，利用校正环节提高三级电液伺服阀的阻尼，降低谐振峰值，进而提高三级电液阀的动态响应．     

“中航所”的电液伺服阀及其应用

“中航所”研制生产电液伺服阀已有二十多年历史,早在六十年代,“中航所”就是国内研制电液伺服阀的主要厂家,1967年已向社会提供产品,用于三自由度模拟转台(如664A 和     

基于电液伺服控制燃油泵的航空发动机控制与仿真

为探索轻质化燃油系统结构,基于电调燃油变量泵的航空发动机转速控制系统,构建了柱塞泵斜盘位置电液伺服控制系统,油泵出口燃油直接输入电液伺服阀;建立了电液伺服阀线性化模型。通过数字仿真,研究了电液伺服阀工作特性,并得到了其适应性模型;在航空发动机特性半物理试验系统上,对斜盘位置电液伺服控制系统实物进行了验证试验,并与航空发动机模型一起构成了发动机转速闭环控制系统。结果表明：变输入压力的燃油电液伺服位置控制系统有效可行,变量泵工作稳定可靠,电液伺服阀模型能够准确反映实际工作状况;基于变参数PI控制算法的转速闭环控制初步取得成效。     

一种新型的电液压力控制伺服阀

由于电液伺服系统具有响应快、灵敏度高、输出功率大和控制容易等优点。随着液压伺服元件特别是伺服阀和液压伺服马达的研究和发展,引起广大科研和生产人员的重视。目前国内各行业应用电液伺服系统从事科研和生产的单位也越来越普遍。     

变推力发动机电液伺服阀振动问题分析与计算

变推力发动机的电液伺服阀在试车时曾出现过剧烈振动,造成推力比下降.经分析,我们认为,电液伺服阀的振动是由瞬态液动力诱发的负阻尼引起的.当时,阀就振动,当时,阀就不振.我们从结构上采取措施,使保证了阀的稳定性,在这个条件下,电液伺服阀在试车中,未出现振动.     

三级电液伺服阀研制情况简介

1.三级电液伺服阀的结构及工作原理:三级电液伺服阀是一种新形式的宽频带大流量伺服阀。由于它在大流量情况下,具有比同等流量的标准的二级阀高得多的动特性,因     

DYH-100电液伺服阀中力矩马达的设计、计算与试验

DYH—100电液伺服阀用于我所自行设计、制造的SKX—3000三坐标数控铣床电液伺服驱动系统中,其力矩马达的设计参考了美国MOOG公司的伺服阀和北京机床研究所的QDY_1伺服阀中的力矩马达。与MOOG阀中的力矩马达相比,结构有所简化(反馈杆和挡板合成一件,材料为铍青铜),参数也有所改变(线圈改为2400匝,额定电流改为30毫安),工作原理仍一致。     

液压放大式超磁致伸缩直驱式伺服阀的设计与实验

研制了一种基于液压式微位移放大机构的超磁致伸缩直驱式电液伺服阀,在保证较大体积流量的前提下,提高了直驱式电液伺服阀的频响.采用弹性力学理论、有限元和计算流体力学(CFD)方法对直驱式电液伺服阀进行了结构设计和分析,并制作了超磁致伸缩直驱阀样机,在AMESim下建立其磁-机-液耦合模型.仿真和试验表明:所设计的超磁致伸缩直驱阀的频响超过100Hz和系统油压21MPa下的负载体积流量达到30L/min.      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。