电-气比例阀研制成功

电-气比例阀是气动伺服系统中的重要器件,用于压力、位置和力的控制。 609所研制成功的MF01电气比例阀由动圈式力马达、喷嘴档板、膜片组件、平板阀、减压阀等部分组成。当力马达输入脉冲调宽控制电压(电流)信号时(DCO～5V或70mA左右),动圈式力马达产生磁力使档板运动,控制喷嘴与档板间的开启大小,经膜合组件功率放大,控制平板阀(主阀),可输出与其输入电压(电流)成比例的压力(0.01～0.7MPa),流量达300l/min。     

面向复材构件的临时紧固件安装工艺测试与验证装置设计

临时紧固件过大的夹紧力会给复材孔周带来损伤,严重影响结构的静态承载及动态疲劳性能,航空复材装配现场需要对临时紧固件的安装夹紧力进行控制。因此针对临时紧固件气动安装工具输出扭矩的波动性特点,设计了一种面向复材构件的临时紧固件安装工艺测试与验证装置,以探讨其安装工艺与夹紧力之间的关系。通过电气比例阀控制气动安装工具的输入气压,通过扭矩传感器和夹紧力传感器监测临时紧固件安装过程中的扭矩和夹紧力。对所搭建的装置进行了测量系统分析,利用皮尔逊相关系数公式验证了其重复性,并用Bessel公式计算了其不确定度。结果表明,所设计的装置可以用于复材构件临时紧固件的安装工艺测试与验证。这将为航空复材装配现场的临时紧固工艺的制定提供方法和依据。     

气动比例力伺服系统的模糊＋PID控制

对气动比例力伺服系统的控制方法进行了研究.通过PID控制实验,对气压控制系统的强非线性特性及控制特性有了认知,进而运用模糊控制理论对系统进行了进一步的研究,最终提出了模糊PID控制的控制策略,实验表明,该控制方案是有效的.     

二、DYSF-1P电液压力控制伺服阀

(一)概述电液伺服阀是电液伺服系统中一个重要元件。它将微弱的电气讯号(mA)转变成大功率的液压能(流量、压力)输出,即起转换作用又起放大作用。电液伺服阀在自动控制系统中,可用来进行位置控制、速度控制、加速度控制、力的控制和压力控制。其特点是精     

交流伺服系统特性分析与测试

分析了交流伺服系统的基本原理和电气性能特点。介绍了交流伺服系统主要性能评价指标和测试方法。据此,根据GB/T 16439—2009《交流伺服系统通用技术条件》中交流伺服系统试验测试的要求和特点,设计和搭建了用于交流伺服系统测试用的平台,并且介绍了在该平台实现交流伺服系统性能试验的方法。测试系统的设计实现为类似试验站的研制提供了重要参考。     

飞发一体化算力体系及算力参数敏感性

飞行器/发动机一体化是制约吸气式高超声速飞行器的核心和关键技术,本文针对高超声速飞发一体化构型开展了算力体系划分及算力参数敏感性研究。通过将一体化飞行器不同部件划分至气动和推进系统,研究了算力体系划分对气动/推进性能指标的影响,结果表明对于飞发一体化构型,在不同算力体系下表征的飞行器气动/推进性能可能存在较大差异,横向比较飞行器气动/推进性能必须在明确算力体系条件下进行。采用正交试验设计+方差分析的方法分析了飞行器算力对空域、速域、飞行姿态、气动热效应、真实气体效应5个因素的敏感性,结果表明壁面温度是影响飞行器轴向力计算的敏感参数,马赫数和攻角几乎影响所有气动指标。在研究范围内,雷诺数和气体比热比是飞行器气动性能的不敏感参数。     

气流激励下叶片振动响应分析方法

为开展气流激励下叶片振动响应分析方法研究,建立了气动激振力预估方法,采用非线性谐波法对叶排进行三维非定常流动分析,获得叶片表面的脉动压力,编制流固转换程序,计算叶片所受的气动激振力。建立了叶片气动阻尼分析方法,基于能量法和弱耦合分析法,对叶片与流场进行流固弱耦合分析,将气动力对运动的叶片所做的气动负功等效为黏滞阻尼力所做的功,求得转子叶片的模态气动阻尼比。建立了叶片在气流激励下的振动响应分析方法,基于气动激振力和叶片模态气动阻尼比,采用模态叠加法分析叶片振动响应。使用该方法,针对发动机中1.5级压气机转、静子叶排模型,计算了转子叶片在真实流场中的气动激振力、前8阶模态气动阻尼比以及在气动激振力与气动阻尼共同作用下转子叶片的振动响应,振动应力达到100 MPa。      

直线伺服系统在弹翼张开气动特性研究中的应用

本文介绍了在弹翼张开气动特性研究中直线伺服系统（主要包括宝德六轴控制卡、Copley直线伺服、光栅尺）的实际应用情况，简述了弹翼张开的控制要求及风洞导弹模型弹翼张开的动态和静态性能的实现。如：最大速度、最大加速度、跟踪精度、定位精度、运行平稳度等重要指标。分析了该直线伺服系统的特点及在风洞应用中应注意的问题，对直线伺服系统在风洞研究中的应用前景进行了展望。     

细长锥小迎角气动特性的Re效应

本文介绍了 10°尖锥的气动特性在M =5、α在 0°附近的Re效应的研究成果。气动特性包括法向力系导数、俯仰力矩系导数、压力中心系数、前体轴向力系数、底部压力系数、俯仰阻尼导数、俯仰气动刚度导数、边界层转捩位置系数、转捩雷诺数、转捩诱导法向力中心系数、动 /静稳定性相关因子、气动滞后时间等 12个参数。研究成果表明 ,上述气动特性除前体轴向力系数外 ,Re效应是明显的 ,主要是边界层的不对称转捩影响 ,并有确定的规律性     

气动伺服弹性系统不确定性建模与鲁棒稳定性

 气动伺服弹性系统在不确定性摄动下的鲁棒稳定性问题对于带有自动控制系统的弹性飞行器是非常关键的。利用线性分式变换形式,考虑参数和非参数不确定性的摄动,如广义刚度、广义质量、广义非定常气动力以及伺服系统的不确定性摄动,由各子系统到整个闭环系统依次建立气动伺服弹性的状态空间模型,并应用结构奇异值μ方法分析了系统的鲁棒稳定性。两个算例表明了该建模方法的方便适用以及μ方法在气动伺服弹性鲁棒稳定性分析中的应用前景。     

一维钝体竖向拍振非线性涡激力识别

基于Scanlan经验非线性模型,推导一维钝体竖向涡激振动拍振响应.借鉴Wilkinson涡激力相关性函数,探讨节段模型拍振状态下气动参数、涡激力识别方法,分析相关性对涡激力识别的作用.以一大跨度桥梁主梁断面为例,识别气动参数及其非线性涡激力,结果表明在节段模型试验分析中考虑相关性作用后,可更准确地识别其非线性涡激力.     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果——Sears函数进行了比较。结果表明：忽略抖振力跨向不完全相关性效应（即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关）而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

基于PLC控制的液压试验台电气设计

多功能液压附件试验台是用于多种液压元件性能测试的多功能设备，为了实现其电气控制：针对多功能液压附件试验台控制要求，设计了以液压数字比例阀为核心元件、以富士PLC为控制器、采用模块化结构的配套电控系统，并进行PLC控制程序设计，建立起电气控制系统，得到了可靠方便的运行结果。     

一种新型气动正交静子叶片的设计

分析了轴对称子午流面上力的平衡关系及其流线曲率、气体绕压气机轴线旋转产生的惯性离心力和叶片力三个影响因素,并研究了流动分离的机理和如何对流动分离进行抑制的思路,在此基础上提出了叶片气动正交的准则。采用气动正交准则对某风扇的第一排静子叶片进行了改型设计,获得了气动正交后的新叶片,并对其进行了全三维粘性流场计算,计算结果表明采用气动正交叶片的流场结构明显好于原型叶片。从全三维特性计算结果看,采用气动正交的叶片其喘振裕度也要明显好于原型叶片。     

机翼整体油箱清洗设备运动系统的设计

介绍了飞机机翼整体油箱的清洗设备运动系统的结构 ,重点介绍了其运动机构、气动系统及电气原理。现场使用表明该设计是安全可靠的     

地面开车状态下桨叶频率配置对载荷的影响分析

以某模型旋翼为研究对象,开展地面开车状态下桨叶各阶频率与气动激振力频率耦合对桨叶各剖面载荷的影响的研究。绘制了旋翼真空中共振图以及空气中共振图,根据共振图得出旋翼各阶频率与气动激振力频率耦合时的转速。分别计算了孤立旋翼在挥舞、摆振、扭转频率与气动激振力频率耦合转速下地面开车的桨叶各剖面载荷,并与前飞状态进行对比。计算结果表明,在耦合转速下地面开车,桨叶各剖面动载小于前飞时桨叶各剖面动载,不会影响桨叶寿命。     

介质阻挡放电等离子体气动激励的动量特性

从诱导气流速度和体积力两个方面开展了介质阻挡放电等离子体气动激励的动量特性研究,对不同激励参数下的诱导气流速度进行了测量与结果分析;通过对体积力的实验测量与理论计算,对比研究了体积力的变化规律与主要影响因素.结果表明:等离子体气动激励可以增大气流速度,但随着气流速度的增大,等离子体气动激励的加速效果减弱;激励电压或激励频率增大,体积力均表现为线性增加,但激励电压增大时可以更好的增大体积力;与增大电极内间距相比,增大下层电极宽度可以产生更大的体积力.      

民用飞机高升力系统设计载荷计算

民用飞机高升力系统是影响飞机起降性能的一个关键系统,根据高升力系统设计特点,探讨翼面气动载荷、驱动装置驱动能力、设备传动效率和阻力、卡阻、脱开故障与系统设计载荷关系,系统阐述由设计输入襟缝翼气动载荷计算高升力系统各设备的设计载荷计算流程,得到适用于工程应用的高升力系统载荷计算方法.     

多电飞机及其技术发展分析

1 多电飞机的概念 飞机主发动机除了完成提供飞行所需的动力这一主要功能之外,还为飞机上四种次级功率系统,即液压、气动、电气和机械系统提供原动力.     

飞机钛合金蒙皮复合喷射润滑的气动钻削力试验研究

为降低飞机钛合金蒙皮的止裂孔气动钻削轴向力,构建了气动钻削力试验测试系统,开展了钻削力正交试验和参数优选试验。试验表明,各因素对气动钻削轴向力从大到小的影响顺序为速度进给比值(v/f)、钻头形状和润滑条件。以材料为W6Mo5Cr4V2Al的S型钻头钻削2mm厚度钛合金TC4板材,可将马达切削转速调整至445~865r/min范围,并采用复合雾滴喷射润滑(CMJ),当润滑参数为雾化供气压力为0.4MPa,用油量为60~80m L/h,用水量为80~120m L/h时效果较佳。