某型机伺服作动器BIT测试方法及影响分析

介绍了伺服作动系统的工作原理、组成及BIT测试方法,分析了影响伺服作动系统BIT故障的原因,并对伺服作动器建立故障树,着重分析影响伺服作动器故障的因素并进行仿真,提出了伺服作动系统BIT设计优化建议。     

基金成果简讯

新型灵巧作动器研究【项目编号】2003ZE18002【项目负责人】司俊【依托单位】西安飞行自动控制研究所完成情况简介:本项目研究了灵巧作动器系统方案、先进作动系统结构设计方案、作动器故障监控方案以及数字伺服控制器设计方案等,完成了灵巧作动器的 UG 三维电子样机的设计和作动系统数学模型仿真。作动器总体方案、结构设计等方面的研究成果,已在某飞机平尾四余度电传作动器上得到应用;采用 DSP 微处理器的数字控制器技术已经在某高教机上应用;某大型无人机的 DDV 式作动器大量采用了相关技术。研究成果处于国内领先水平。     

一种新型伺服作动器的构想

提出一种新型的伺服作动器，这种作动器主要有两个特点：一是用高速开关阀替代伺服阀组成数字式电液位置控制系统，这种系统其实已经在很多领域得到了应用；二是用单柱塞泵替代传统的多柱塞泵，并且将单柱塞泵集成在作动器上，这种做法目前尚未见到。本文提出的这种新型作动器实质是一个使用数字阀并且自带液压源的独立执行单元。     

新的技术特征给传统舵机维修带来的变化

伺服作动器(舵机)实现电气至机械运动之间的信号转换,驱动飞机执行机构舵面完成机械运动。新一代伺服作动器以其余度技术及综合组合式结构特点全面代替了传统舵机及助力器,全新的修理模式应运而生。本文梳理了三代机伺服作动器与传统舵机的典型差异,并对其进行了总结分析。     

某型飞机伺服作动器漏油故障分析

某型飞机伺服作动器在外场使用中出现油液渗漏现象,通过对故障现象确认、故障定位、故障机理分析和故障验证等步骤,找到了故障根源,提出了改进措施,并在实际应用中验证了该措施的有效性。     

SAE ARP 1281《飞机飞行操纵系统液压助力伺服作动器通用规范》修订情况简介

美国国防部已计划将飞机操纵系统伺服作动器通刚规范纳入军用规范之范畴。但在伺服作动器军用规范(编号未定)正式颁布以前,美国机动车工程师协会(SAE)制订的航空与     

直升机作动器故障后的重构飞行控制

针对具有三点式布局作动器构型的单旋翼带尾桨的样例直升机,采用倾斜器故障重构控制方法,对各主桨作动器在不同故障模式下的故障重构控制进行了研究。仿真结果表明,采用倾斜器故障重构控制策略可明显改善主桨作动器故障后的控制能力。研究结果可为单旋翼带尾桨直升机作动器故障的重构控制提供一种可能的解决方案。     

DDV作动器余度数字伺服系统工程设计与实现

 介绍一种直接驱动阀（DDV）式作动器的余度数字式伺服系统设计与实现,描述了系统的余度配置、设计思想及组成,建立了DDV作动器的结构参数化模型及数字伺服回路的模型,并进行了仿真,分析了作动器动静态特性、采样频率及监控器的设计性能。最后,采用快速原型实时仿真,对余度数字式伺服系统完成了的性能试验验证,结果表明系统性能令人满意。     

系统故障模态对结构强度的影响分析

结合某型飞机前缘缝翼操纵系统，提出了三种可能出现的故障模态形式，即系统作动器卡住失效模态、作动器内部断开失效模态和作动器断裂失效模态。重点探讨了在缝翼操纵系统故障模态下，系统故障对结构强度影响的分析方法，从而为后续型号的研制提供参考。     

作动器故障下的无人机容错控制方法

在执行任务过程中,无人机的传感器、作动器等均可能出现故障。文章针对常规布局无人机的作动器故障,提出了 1种反步法和控制分配相结合的容错控制方法。首先,建立无人机数学模型,并对作动器故障进行分类和建模;然后,根据模型设计反步最优控制器和基于控制分配的容错控制器;最后,通过仿真验证表明,所设计的容错控制方法能够实现作动器故障下的姿态快速稳定控制,且稳定性好,基本无侧滑角,各操纵面均在约束范围内,达到容错控制要求。     

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。     

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。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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