飞机新原理电液自馈能刹车系统设计与优化

当前,传统飞机液压刹车系统普遍采用集中式的机载液压源作为动力,液压能通过能源管路传输到刹车作动器,整个系统零部件数目众多,管路布局复杂,由此带来的管路振动、液压油泄漏等问题突出,限制了飞机刹车系统可靠性和可维护性的提升。近年来,一种飞机新原理电液自馈能刹车系统被提出,将模块化的"自馈能装置"安装在机轮附近,回收机轮着陆时的旋转动能,并将其转换成液压能,用于刹车作动。提出了一种利用波浪曲面进行取能的专用取能机构,设计了自馈能系统紧凑型专用取能机构,研制了高可靠、低能耗、高抗污染的自馈能刹车系统原理样机,完全实现了自馈能,即使飞机失去全部动力也能正常完成刹车功能,使抗污染等级从NAS6级提升到NAS10级,可靠性和可维护性优于传统液压刹车。     

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。     

一种改善飞行员抗荷服性能的新方法

在管式抗荷服的腹囊和两侧管囊间分别装上分压装置和泄压活门,将腹囊内的压力降至管囊内压力的40%左右.在管式抗荷服研制中采用这种新型的分压技术,克服了飞行员穿着时的腹部压痛问题,改善了其舒适性,提高了飞行员的正向过载防护能力.具有分压装置的新型抗荷服进行了10人次的离心机生理试验,在过载增长率3 G/s、最大试验过载9 G条件下,分压装置工作正常,装备抗荷效果达到了3.5 G.对60名歼击机飞行员调查表明,分压装置和泄压活门的大小、安装部位及其舒适性均可接受.该技术已用于其它新型管式抗荷服的设计中.      

高速开关阀的复合PWM控制策略分析与优化

针对单一PWM控制的高速开关阀（HSV）存在响应慢和功耗大的问题,从信号产生机理出发,提出了一种复合PWM控制策略,该复合PWM由基准PWM、激励PWM、高频PWM及反向PWM组成。首先,给出复合PWM的作用机制与工作原理;其次,通过仿真分析了激励PWM、高频PWM及反向PWM的占空比在不同工况下对高速开关阀性能的影响规律;最后,分别为激励PWM、高频PWM及反向PWM的占空比设计了相应的基于状态量反馈的闭环控制器。结果表明:与单一PWM控制相比,所提出的复合PWM控制器可以有效减少线圈的功耗和阀芯的关闭时间,线圈电流在阀芯最大开口维持阶段降低约80%,阀芯关闭时间减少约62.5%。      

CAN总线在电液伺服阀性能测试系统中的应用

伺服阀性能测试系统中,测控电路和计算机间的模拟信号传输易受外界干扰,而把信号以数码形式通过CAN总线传输的方法,可以彻底消除外界干扰问题,还能提高系统的性能和可靠性。介绍了CAN总线硬件电路、程序设计及CANopen通讯协议的实现,讨论了CAN总线在测试系统上的实际应用。     

一种自锁阀在振动与冲击环境下的特性研究

通过建立数学模型和数值仿真,研究了一种航天器用气体自锁阀在飞行过程中的振动和冲击力学环境下的工作特性,讨论了不同力学条件对自锁阀工作过程的影响,并进行了试验验证。研究表明:自锁阀受导阀控制气压力、随机振动量级和冲击方向的影响较大。采取增大导阀复位弹簧力、降低导阀排气通道流阻等措施有利于提高自锁阀在随机振动和冲击力学环境下的工作可靠性。试验结果证明了该研究方法的有效性。     

电子扫描压力测量系统的特点与应用

本文叙述了电子扫描压力测量系统的主要特点及其在风洞中的应用。对如何发挥该系统的优良性能,保证所测信息的精确性作了研究,并对有关问题提出看法,以便共同探讨。     

尾喷口机构的伺服力加载系统研究

对飞机尾喷口鱼鳞片伺服机构的地面伺服力加载系统作了分析，给出了以压力伺服间组成系统的实用工程设计方法，提出了带有余度性质的技术措施。在压力问实测参数的基础上进行仿真研究，取得了满意的结果。     

多点压力扫描阀测量系统在激波／湍流边界层干扰实验中的应用

多点压力测量是航空气动力研究及高性能流体机械研究中的重要测试手段。利用计算机和多点压力扫描阀系统，可以高效地完成这项任务，并可能在实验中实现数据采集及整个实验过程的自动化。我们利用ＨＰ１０００／Ａ７００计算机－ＨＰ２２５０－测控装置－压力传感器－高速扫描阀组成的测量控制系统，在超音速风洞内对激波／湍流边界层干扰产生的流场进行了快速多点压力数据采集，并取得了可靠的结果。本文对测试和校正过程中的程序设计、测试方法和应用经验进行了介绍。     

两例飞机氧气系统着火事故共因分析

基于某两型飞机氧气系统着火事故,分析了两例事故的异同点。根据两例事故所用充氧阀,基于氧气系统火灾安全性分析,从类似部件借用原则、氧气兼容性评估方面,指出了充氧阀在材料选择、阀体结构设计的不足。得出导致两型飞机氧气系统着火事故的共同原因:在两型飞机氧气系统的使用工况下,充氧阀阀体结构设计存在不足且材料选用不合适。