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为满足独联体(CIS)适航相关条例要求,对新舟60飞机现有的单套机械硬式升降舵操纵系统进行了改进。将升降舵左右驾驶联动操纵,改进为卡滞情况下可以断开联动,左右驾驶员分别控制左右升降舵。针对改进情况,通过风洞试验,获得了无动力和带动力条件下单边升降舵卡滞的升降舵效率。根据试验结果分析了纵向操纵恢复飞行品质及适航条例符合性,为后续飞行试验验证及适航取证奠定了基础。 相似文献
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孙勇 《西安航空技术高等专科学校学报》2018,(3)
某型飞机在进行机体定检工作过程中,当地面通电时,升降舵离合器出现无法正常断开现象,手动使离合器断开后,离合器工作正常。针对该故障现象,对离合器的结构及工作原理进行分析,通过厂内试验及外场数据确定了故障原因,并提出了改进电磁铁,增大电磁铁吸力的解决措施,同时对改进后方案进行了试验验证,措施有效。 相似文献
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沈泽润 《自动驾驶仪与红外技术》2008,(3)
让我们研究一种微电子机械系统转换陀螺仪,当测试块进行重要位移时,该支撑棵的非线性硬化特征变的更为明显。因此,该结构的谐振随着较高频率的变化而弯曲。这一特征用于简单的同步感应和驱动反应从而增加微电子机械系统陀螺仪的感应度。通过测试结构设计进入支撑揉的高失真区域,它的非线性振动在实验性和数值性上都进行了研究。一般情况下,一个简单的非线性集合参数模型时可以充分解析该陀螺仪系统的,并且通过半分析整合方法可以很快的得出该系统动力学反应的稳定和不稳定部分结构解析。 相似文献
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某型飞机在校正舱门开合度过程中发现舱门打开/闭合检测传感器电压输出值偏大,反复进行试验出现相同故障。对舱门驱动系统工作原理进行分析,最终确定了舱门检测传感器电压值偏大的原因,并提出了相应的解决办法。 相似文献
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在介绍自举式集成驱动电路IR2110的结构特点和工作原理的基础上,给出了自举电容的选择方法,设计了一种舵机驱动电路,实验表明该驱动电路运行性能良好. 相似文献
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面向故障仿真的舵机系统建模方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
传统的基于传递函数和非线性微分方程的舵机系统模型无法直接描述舵机组件的物理参数,而这些参数直接反应组件的健康状况。专业的电路仿真软件的出现,为解决这一问题提供了方法。针对舵机系统故障仿真的需求,设计舵机模型原理框图;选用电路仿真软件Proteus搭建舵机的电路模型,设计单片机程序,实现舵机位置随动功能;分析模型的时域响应和频域响应特性,验证舵机系统电路仿真设计方法的可行性。以直流电机线圈电阻的故障模式为例,进行了故障仿真分析。 相似文献
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某型舵机平板阀在外场使用过程中出现了液压油渗漏这一故障现象,通过对该故障进行故障现象确认、故障定位、故障机理分析和故障验证等分析,明确了故障原因,提出了改进方案,并在实际应用中验证了改进措施的有效性。 相似文献
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本文研究了一种基于单片机的高灵敏、分体式小型电动舵机系统。首先分析了电动舵机的组成与功能,并分别从舵机结构、控制算法两方面对舵机系统的性能设计进行了分析和阐述。针对舵机高灵敏度的性能要求,对控制算法进行了优化并进行了相应仿真。最后经过试验验证,电动舵机满足了高灵敏度的指标要求,验证了控制算法的正确性。 相似文献
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针对某型飞机进行二元推力矢量改装时,出现的发动机出口气流转换问题,设计了喷管导流管,将导流管气流截面由圆形过渡到长方形。利用有限元软件PATRAN对导流管进行了应力分析和变形分析,得出导流管的应力分布场和位移场,通过对不同厚度的导流管的分析计算,得出导流管最大应力和最大位移随管壁厚度变化曲线,从而确定最佳的管壁厚度。最后对导流管的结构进行了优化设计,得到较为理想的结构。 相似文献
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针对传统结构设计中依据经验对机翼构件布局设计容易导致结构刚度偏大、重量偏大的问题,采用分离设计变量的方法,分别对机翼构件的尺寸和位置变量,采用改进的可行性方向法和Hook-Jeeves方法进行优化,将尺寸非线性优化嵌入到无约束位置优化中,以结构的刚度、位移、扭转和强度为约束条件,对布局进行调整.采用多学科框架软件对整个优化过程进行集成,将机翼结构重量作为目标函数,分级对位置和尺寸优化,充分考虑耦合位置和尺寸变量间的相互影响关系,循环迭代,直至得到结构重量的最优值.采用方法对某型飞翼无人机的机翼结构进行优化,结果合理,具有一定的工程应用价值. 相似文献
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对深海载人平台舵翼结构疲劳可靠性问题进行了研究,分析了舵翼结构的主要疲劳载荷和结构热点,提出了舵翼结构疲劳可靠性定量指标。以升降舵结构为例,建立了舵结构疲劳可靠性分析模型,给出模型中各参数的建议取值,并进行疲劳可靠性系数与疲劳寿命计算,计算表明:深海载人平台升降舵结构疲劳破坏几乎全部由水面砰击载荷导致,且采用 1.5倍强度安全系数进行设计不能满足长期服役的疲劳可靠性要求。最后,研究给出满足疲劳可靠性要求的安全系数与寿命的关系曲线,可供设计人员参考。 相似文献
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大柔性飞机在气动力作用下产生较大的弯曲变形,线性理论难以获得比较合理的载荷分析及优化解答。为了综合考虑结构气动非线性效应的影响,飞机结构由相互连接的几何非线性欧拉梁表示,升力面由顺来流方向沿展向分布的可压缩马蹄涡网络表示,通过多控制面协调偏转对飞行载荷进行优化。算例表明:随着变形增大线性分析结果将产生误差,最大误差接近20%;通过协调偏转升降舵与机翼上的4组控制面显著减缓了翼根弯曲载荷13.6%。得出以下结论:结构弯曲效应将导致升力损失,线性理论的分析结果将产生显著误差;多控制面协调偏转方法可有效减缓结构载荷。 相似文献