某型飞机斜板系统调试解算方法研究

介绍了对某型飞机进气道自动调节系统采用计算机进行解算、调节与控制,增加了系统调节精度和可靠性的研究.阐明了在首批飞机的调试中通过对斜板调节机理的研究实验,得出了斜板在大小πk时调节曲线的对比规律.     

用解题法调试某型飞机斜板系统

某型飞机是国家重点工程项目之一 ,该机进气道自动调节系统采用计算机进行结算、调节与控制 ,增加了系统调节精度和可靠性。但在首批飞机的调试中 ,极难实现技术条件的要求 ,且无规律可循。对此 ,我们通过对斜板调节机理的研究实验 ,摸索出了斜板在大小πk 时调节曲线的对比规律 ,设置了调整计算方程 ,可靠地解决了这一难题。     

某型飞机进气道调节系统“手动”状态不工作故障研究

从一起进气道调节系统"手动"状态不工作的故障出发,从故障诊断的角度识别故障模式,在分析斜板调节规律和工作状态转换的基础上,判断"手动"状态不工作的故障原因,并验证排故结果。     

航空发动机进气道系统Ｍ数信号器的设计与实现

为了解决航空飞行器发动机进气量的控制问题,提出一种结构简单、可靠性高的M数信号器。当飞行器进气道Ma达到某一设定值时,M数信号器提供信号给发动机进气道斜板调节系统。M数信号器选用机械膜盒作为敏感元件,根据Ma的测量原理求解得到Ma值,然后对M数信号器进行设计制造。经装机试飞验证,表明M数信号器可满足发动机进气道斜板自动调节的要求。     

飞机进气道控制系统综述（续完）

4 斜板数字式控制系统4.1 系统简介 斜板数字式控制系统,以数字机取代了斜板模拟式控制系统中的压气机增压比解算装置,系统其余部分基本同斜板模拟式控制系统。 由先进的高精度的振动筒式压力传感器分别感受发动机压气机进、出口的绝对静压P_1、P_2。通过频率/数字转换,将这两个信号送入中心处理部件中;在此解算压气机的     

不同倾斜角多斜孔壁冷却方式绝热温比研究

对具有不同倾斜角多斜孔壁冷却方式绝热温比进行了研究。研究方法为传热传质类比实验方法。多斜孔壁由多斜孔试验板模拟。多斜孔试验板中小孔方向与主流夹角为0°,小孔与板表面夹角分别为30°,45°及150°.各多斜孔板的孔排距比与孔间距比保持一致。实验结果反映了不同孔倾斜角对多斜孔壁冷却方式气膜绝热温比的影响。并讨论了在航空发动机中采用多斜孔壁冷却方式时选择孔倾角的考虑。     

舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷

设置舰艏斜板以减少舰载机起飞滑跑距离、降低甲板风要求,从而实现无弹射系统情况下的短距起飞作业,这已在一些“蓝水”海军强国的航空母舰上得到了多年应用。给定航母起飞甲板长度和斜板曲线构型,飞机能否成功滑跃起飞取决于它的气动特性、最大起飞质量、发动机推力、出口速度和起落架强度。 本文提出了一种舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷的计算方法,也建立了完整的斜板曲线方程（曲线已经过飞机适配性优化）。文中还应用本方法计算了某双座多用途舰载教练机的滑跃起飞地面载荷。     

战斗机地面斜板起飞初探

应用数字仿真方法，计算了歼击7型飞机的地面斜板起飞性能，并分析了计算结果，初步探索了采用地面斜板起飞缩短飞机起飞距离问题，对斜板形状对飞机起飞性能的影响及斜板起飞中飞机姿态的控制进行了分析讨论，为进一步研究斜板起飞技术打下了基础。     

不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比研究

用传热传质类比实验的方法,研究了不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比,多斜孔壁由多斜孔实验板模拟。多斜孔实验板中,孔排列方式均为叉排,小孔与板表面夹角均为３０°,偏角从０°变化至５０°,孔排距比与孔间距比基本相等。研究结果揭示了不同孔偏角对多斜孔壁气膜冷却绝热温比的影响。     

具有复合角的多斜孔板流量系数研究

试验研究了多种结构多斜孔板的流量系数,分析了孔倾角、孔偏角、板厚等几何结构参数,和孔内流动雷诺数、主次流温比、主流马赫数等气动参数对具有复合角的多斜孔板流量系数的影响。研究结果表明：①孔内流动雷诺数小于4000时,流量系数与雷诺数呈线性关系,大于5000时流量系数变化不大;②孔偏角小于40。时,流量系数随孔偏角的增大而...     

多约束自适应控制在航空发动机自动试车中的应用

对采用模型参考自适应控制方法设计带有多项约束条件的航空发动机试车自动试车控制系统进行了研究。仿真结果表明:这种控制方法不仅对被控对象含有的非线性环节,以及被控对象参数在较大范围内的变化具有较好的适应能力。而且当约束条件超限时,通过对控制器参数的调整,可使主控参数和约束条件参数均满足相应的控制指标。      

螺桨调速系统压力膜盒破损故障分析

 某型飞机螺桨调速系统中的压力膜盒曾产生破损事故，导致发动机空中停车，影响飞机正常飞行。对该螺桨调速系统进行了理论分析和实验研究。求取了系统各组成元件及管路结构数学模型，进行了系统的液压脉动响应数字仿真计算，并在飞机地面试车条件下对实际系统进行了压力脉动测量及频谱分析。计算所得的压力膜盒前压力脉动响应的峰－峰值，与飞机地面试车实测结果吻合。进而对压力膜盒破损事故的产生原因进行了仿真计算及分析，并提出消除故障的对策，经有关部门采用，取得了较好效果     

航空发动机多变量 PI 型鲁棒控制器

首先用奇异值分解法,将航空发动机不同平衡点的小偏离线性模型统一为一个具有结构参数扰动的线性模型,然后应用鲁棒H∞控制理论及PI型H∞控制设计技术,设计了PI型鲁棒串级控制器,实现了低压转速和涡轮后温度同时保持常数的双变量发动机调节方案。最后采用某型双转子涡喷发动机气动热力学非线性数字模拟器,对所设计的控制器进行了仿真评估,结果表明控制系统具有良好的动态响应及鲁棒稳定性。     

固体火箭发动机性能蜕变的压强补偿

介绍了采用缩小喷管喉径的方法，对固体火箭发动机燃烧室压强和推力进行补偿，以达到延长发动机使用寿命的目的。     

某载人试验容器环控系统调节对象动态特性分析

介绍了某载人试验容器环境控制系统,就其调节对象的动态特性进行分析,给出了组份、温度、湿度调节过程的数学模型,并就被控参数的时间常数进行估算。     

民机座舱负压差安全释压功能试飞研究

座舱压调系统是保障试飞安全的重要系统,座舱压差过大会对飞机结构造成损坏,严重影响飞行安全。对座舱负压差安全释压飞行试验进行了研究,首先介绍了座舱压力调节系统的基本原理和设计特点,随后从试飞方法、改装方法、数据处理、试飞风险几方面对座舱负压差安全释压试飞技术进行了分析总结,可为民机座舱负压差安全释压功能试验提供参考。     

旅客机环境控制系统的发展

回顾了飞机环境控制系统在民用旅客机应用中的技术发展过程,介绍了现役各种民用飞机的不同技术方案的环境控制系统特点,比较讨论了３种不同中型民用旅客机的环境控制系统方案,展望了民用飞机的环境控制系统的发展趋势。     

基于最优控制的线性二次型调节器设计及应用

针对古典控制系统设计方法对工程设计人员经验的依赖性,提出了一种线性二次型调节器的最优化设计。并通过一个实例研究在双闭环直流调速系统中的应用,证明此设计相对于经典法的优越性。     

基于控制分配的恒压腔压力精准控制

针对采用双阀调节的恒压腔系统压力在空气流量大范围变化时的精确控制问题,提出了一种基于控制分配的恒压腔压力精准控制方法。首先,建立了虚拟放气流量的双阀控制分配算法,包括：建立满足虚拟放气流量要求且调节阀能耗最小的优化问题;通过线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality, LMI)求解该优化问题得到双阀实际流通面积值;考虑调节阀动态并计算调节阀控制信号指令值。其次,建立以虚拟放气流量为恒压腔控制输入的闭环负反馈回路,基于此,设计满足伺服性能和抗干扰性能要求的PI控制器,引入上述双阀控制分配算法,进而构建完整的基于控制分配的恒压腔压力控制系统。仿真结果表明,采用该方法的控制系统性能明显优于传统单阀PI控制系统性能,恒压腔压力动态相对误差小于0.07%;干扰流量最大变化率为77kg/s2时,压力最大偏差低于500Pa;此外,调节阀动态时间常数和流量系数的拉偏仿真结果进一步验证了该控制器的鲁棒性。     

双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统部件法数学模型与飞行特性分析

对适用于高度为10~20km的中速、低速多用途飞行器的双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统的特性计算方法进行了研究.引用涡轮发动机的部件法,建立基于各部件特性的代数数学模型,推进系统各部件工作点则由Newton法求解系统联合工作方程组得到.给出了方程组中的活塞发动机功率保持工作条件及增压器与活塞发动机联合工作条件,分析了推进系统功率保持工况和减功率工况的调节规律,及其对涡轮增压器工作线的影响.分析了推进系统总体及各部件的高度-速度特性.研究表明:该特性计算方法收敛快,一个工况点一般迭代5~6次即可;两个燃气旁通阀的调节规律不但可以满足推进系统的设计目标,同时还可对增压器工作点进行有效的优化调节;该特性计算方法可直接推广到更复杂的多级涡轮增压系统中.