飞机舵机作动器局部应力与疲劳寿命分析

通过有限元分析软件ANSYS Workbench对飞机舵机作动器进行了力学分析建模,通过引入非线性接触设置模拟了作动器筒体的实际工作的接触效应,分析了结构在复杂工作状态下的局部应力分布,并且根据第四强度理论校核了结构的静强度设计;然后,在静力分析的基础上,根据第一强度理论确定结构的疲劳危险点,并结合名义应力法和线性累积损伤理论估算了结构在设计疲劳谱下的疲劳寿命。本文的分析流程可以给工程设计单位在处理类似复杂航空结构的静强度与安全寿命设计问题方面提供参考。     

电磁式作动器与受控结构的耦合特性研究

本文分析了电磁式作动器与受控结构的耦合特性。以某典型电磁式作动器为例,建立了它与恒流输出功率放大器、恒压输出功率放大器配套使用时的数学模型,以及它与受控结构的耦合模型,研究了受控结构耦合作用下电磁式作动器的频率特性,计算结果与试验结果一致。另外,本文还推荐将恒流输出功率放大器与电磁式作动器配合使用。     

压电固体作动筒及其在结构中的应用

建立了大位移压电固体作动筒（Ｐｉｅｚｏｅｌｅｃｔｒｉｃ ｉｎｄｕｃｅｄ ｓｔｒａｉｎ ａｃｔｕａｔｏｒ， ＰＺＴ ＩＳＡ）的动力学模型。探讨了压电固体作动筒在结构应用中的力学驱动模型，研究了压电作动筒和结构之间的驱动传递关系，以及在结构应用中获得最大输出位移和最大作用力的匹配关系；研究了利用压电作动筒驱动直升机伺服襟翼的一种初步构想以及机械放大机构，用于替代现有的液压装置，对旋翼进行主动减震降噪。同时在不同的频率及负载下，对压电作动筒的驱动性能进行了实验，并作了讨论。结论表明：利用压电作动筒作为直升机伺服襟翼控制的驱动器件，可以实现对伺服襟翼的主动变形及振动控制。     

基于旋转激励作动器的工程振动控制

介绍了振动主动控制中旋转激励作动器的概念,分析了旋转激励作动器的特点。旋转激励作动器具有易集成、低功耗等优点,适用于工程应用,且随着旋转运动的引入能够解决传统直线作动器存在的行程受限问题。对基于旋转激励作动器的振动控制技术在航天、交通运输以及土木工程等不同领域的实验研究及工程应用进行了阐述。最后展望了关于旋转激励作动器的主要研究趋势,以及潜在的应用领域。     

巨-子型有控结构风振主动控制的作动器位置影响研究

基于线性二次型性能指标极小的最优控制设计,推导并建立了巨-子型有控结构（MSCS）在随机脉动风载作用下的主动控制方程,对作动器位置对结构响应和控制力的影响进行了时程分析。研究的结果表明通过改变作动器在巨-子型有控结构中的设置位置可以有效的提高主动控制的效果,对MSCS进行主动控制时应合理设置作动器位置。     

在主减速器斜撑杆上安装压电叠层作动器的直升机主动隔振

采用安装在主减斜撑杆上的压电叠层作动器建立了直升机主动隔振系统。基于压电材料本构关系推导了压电叠层作动器的驱动方程,建立了压电叠层作动器驱动的主减主动隔振系统动力学模型。采用了自适应滤波控制方法,通过最小均方算法实现了自适应控制。直升机主动隔振仿真实验表明了该系统具有高效的隔振效果。     

基于x-LMS算法的直升机主动消振电力作动器系统研究（英文）

直升机前飞时,气动环境会导致不同方位角的桨叶出现气动载荷的瞬间不对称,通过基础结构传递会在机身形成大幅度的低频振动。为了消除多方向幅值变化的振动力,利用结构响应主动控制原理,设计了基于x-LMS算法的主动消振电力作动器系统,并进行了减振实验。首先,通过比较确定了单台作动器中两台电机同向旋转的方案。通过两台作动器的组合使用,推导出输出力的数学模型。其次,采用负载相位差交叉耦合的控制策略设计系统控制框图。针对存在耦合的相位外环,通过回差阵特征值法确定满足系统稳定裕度要求的参数范围,再根据灵敏度函数和输入跟踪性能在所得的参数稳定域内寻找最优解。然后,提出了基于x-LMS算法的直升机主动振动控制系统,并通过仿真验证了该系统的减振效果。最后,研制的实验样机进行了动稳态实验以及减振实验,验证了系统的实际减振效果。     

全尺寸运载器结构的横向动力特性 分析与试验研究

导弹、卫星运载器的研制与发展过程中。结构动力特性是必不可少的一个重要研究内容。它直接关系到结构的设计和控制系统的稳定分析,而且控制系统敏感元件安装位置选取的正确与否,将影响到飞行试验的成败。在国内外运载器的飞行试验中,都曾出现过这样的事例。结构和控制系统设计者共同关心的结构动特性参数有:固有频率、振型、振型斜率,     

主动式惯性作动器特性研究

研究一种在主动式动力吸振器的基础上发展起来的主动式惯性作动器，它具有简化设计的优点，文中将自适应优化设计方法用于主动式惯性作动器，克服传统设计方法的若干缺陷，研究结果表明，采用本文方法设计的这种这动器在许多方面有其特点与优点，尤其是对各种类型的外扰，外扰的频带以及作动器内不同的对中弹簧刚度等都有较强的适应能力，达到有效减振的效果。     

结构振动主动控制技术的现状与发展趋向

本文对结构振动主动控制技术的现状进行了评述,介绍了受控结构的模型降阶、溢出的产生和抑制方法,阐述了目前所采用的各种控制器的设计方法及在设计过程中应考虑的几个问题(例如:模型误差及溢出、传感器与作动器的类型和位置的优化选择、参数不确定性、时滞等)以及振动主动控制系统实现时所采用的各类作动机构,指出了振动主动控制技术的发展方向。     

不同机匣-枪管联结系统的动特性实验

从实验方面对两个具有不同结构形式的机匣－枪管联结系统的动特性作了研究，验证了实验结果和计算结果的一致性，证明了系统结果不同是影响其动特性的主要原因，从而为动特性的优化提供了理论依据。     

直升机机体－主减－旋翼耦合系统动稳定性分析

对单桨常尾桨铰接式直升机机体－主减－族翼耦合系统动稳定性进行了分析研究。在建立的数学模型中,除了考虑机体沿侧向和纵向的平动,机身的横滚、俯仰和偏航,旋翼的挥舞和摆振外,还特别考虑了机身的横向运动及主减的摆动和传动特性。以某型直升机为基础的研究表明：挥舞对耦合系统的动稳定性有一定影响;不考虑挥舞和主减支承特性时,对耦合系统动稳定性的分析偏于保守;在合适的主减支承条件下,主减对耦合系统的动稳定性影响不大;旋翼的挥舞与主减的摆动是耦合的,这使主减的固有频率提高。     

俯仰-滚转动导数天平装置

本文介绍俯仰-滚转动导数天平装置,着重介绍其运动机构和测量机构。此裝置已经做过三期实验,重点介绍第三期实验用的改进型。装置的特点是 M_z 电桥电气中心、俯仰运动转心、模型气动参考中心和模型质心四心重合。俯仰振动是由步进电机驱动的,通过轴承支撑的模型又能在气动力驱动下自由滚转。俯仰频率和滚转速度被 LDC-825计数器和 B·K 公司转速计记录。模型的俯仰力矩 M_z和俯仰角θ值分别用应变电桥测量。信号被 Neff-720系统和 XR-7000磁带机进行数据采集处理和模拟量记录显示。这是国内第一套成功地用于跨超声速风洞飞机模型实验,四心重合的俯仰-滚转实验装置。力矩 M_z 和俯仰角θ的输出信号是非常满意的,已经为某预研型号提供了(?)导数的测量结果。     

拍翼模型实验中一种控制实验模型运动的新方法

设计了一套运动机构和控制系统,利用单片机控制存储器以恒定速度读写来实现步进电机的位移脉冲,使实验模型按拍翼运动规律同步地平动和转动.叙述了实验装置的机械结构和控制系统组成,同时还对实验结果进行了分析.     

带有连接结构的导弹动特性试验研究方法

导弹的头体连接对导弹的整体结构动力学特性会产生很大的影响,这种结构会呈现较强的非线性特征,其动特性参数会随着外界载荷和振动量级的变化而变化,而该参数又是飞行稳定控制系统设计的重要依据。因此,为了考察和评定带有间隙结构的导弹动特性参数随载荷和振动量级变化的情况,本文阐述了一种不同于以往导弹全弹结构动特性试验的新的试验思路-加载试验方法和变量级试验方法,针对一个具体的导弹型号,给出了典型载荷的加载实现方式,最后还给出了试验结果并对结果进行了原理性的解释。通过本文的研究表明,本文提出的试验方法在今后的导弹型号研制当中是十分必要和可行的。该方法也可推广到其他类似的民用结构的应用当中。     

磁致伸缩作动器的设计及其动态特性研究

磁至伸缩材料是一种特殊的智能材料，置于磁场中会发生物理变形。本文利用它的一特性，设计研制了一种用于试验的磁致伸缩作动器。此作动器具有变形大，承载力强和响应速度快等特点。     

考虑执行器动态的飞行器姿态分散式容错控制

针对飞行器姿态控制系统,基于分散式容错控制框架设计飞行控制系统的作动器损伤和卡死故障检测和辨识单元,以及观测器的辅助系统单元。首先,给出系统在作动器卡死、损伤,操纵面损伤故障下的姿态控制系统。其次,设计一种多观测器的作动器回路故障检测和辨识单元,利用一种决策机制判断当前所发生的确切作动器故障形式。接着,基于自适应滑模观测器隐含操纵面损伤故障和干扰信息,所得到的故障和隐含信息实时反馈给控制器以实现各种类型故障下的容错控制。最后,仿真结果显示所提方法的有效性。     

一种作动器自动测试平台的设计与实现

针对飞控系统作动器测试自动化程度低的问题，设计了一种作动器自动测试平台，采用基于PXI总线的计算机虚拟仪器系统进行构建,可实现作动器性能参数的“一键式”自动测试。测试结果表明，该平台可满足用户测试及批量生产的需求,且操作简便、测试效率高。     

RAT系统作动筒阻尼孔的设计与仿真技术

冲压空气涡轮（Ramjet air turbine，RAT）在紧急情况下释放能够为飞机提供所需的电能和液压动力，从而保证飞机安全。RAT系统能否在规定时间内顺利释放是保证飞机安全的关键，其释放速度主要靠作动筒的阻尼孔来控制，但是目前国内在RAT作动筒阻尼孔的设计方面缺乏研究。为此，利用仿真技术，开展了RAT系统作动筒阻尼孔的设计研究。首先根据RAT作动筒的结构和工作原理，使用AMESim建立了RAT作动筒模型，并验证了模型的正确性。AMESim是一种基于物理模型的建模仿真平台，其中包含液压元件设计库、动力传动库等，在液压系统的建模仿真方面应用十分广泛。然后通过仿真试验，研究了阻尼孔的设计对RAT释放时间的影响规律及程度。最后，针对支线飞机和小型飞机的RAT释放时间要求（0.6~0.8 s），对阻尼孔进行了最优设计，从而为RAT系统作动筒阻尼孔的设计工作提供支持。     

环路热管改善用于电作动器散热研究

研究利用环路热管改善飞机电作动器的驱动电动机的散热性能。利用环路热管传热效率高,不受空间和方位限制等优点,可以将电机产生的热量传导到飞机上特定的冷源,有效地降低了电动机绕组温度,保证电动机安全的运行。