人-机系统飞行安全可靠性问题的研究

在分析飞机电传操纵系统（FBW）特点的基础上，建立了习行器和电传操纵系统的数学模型，建立了电传操纵系统故障及飞行员干预的概率模型。应用马尔可夫链建立了人－机产行安全可靠性的数学模型，采用伊万诺夫法评估了某型第三代飞机在电传操纵系统故障报的排除的条件概率，并计算了电传操纵系统故障后该型飞机的飞行风险，最后提出了使用建议及技术改进建议。     

容错技术在直升机可靠性设计中的应用与研究

现代直升机的飞行关键系统如电传操纵系统及给电传操纵系统供电的电源系统,为确保高可靠性高安全性要求（λ〈10-7／飞行小时）,通常都采用由多个（3个或4个）分系统组成的容错系统。首先论述了容错技术及容错系统的组成,然后对容错系统不同构型的可靠性进行了分析,并建立了容错系统的可靠性计算方法。之后,以相应的实例讨论了容错系统可靠性计算时必须考虑的问题。最后简述了相关的设计准则。     

飞机主操纵系统疲劳定寿

本文对飞机主操纵系统疲劳定寿以及所涉及与机体疲劳同试的全机主操纵系统疲劳试验方案制定、基于操纵载荷及操纵位移实测数据的动态及静态疲劳试验载荷谱编制、疲劳试验验证、零组件拆检、系统寿命计算、外场故障统计、问题分析处理以及疲劳寿命评定等内容进行了阐述。同时,对系统疲劳定寿的相关问题进行了分析和讨论,说明实施飞机主操纵系统疲劳试验验证、系统疲劳定寿,以及其寿命评定,应涉及系统疲劳和静态性能2个方面,这样,不仅可以真实考核或验证飞机主操纵系统零组件及其支持件的疲劳性能、带有寿命指标要求的系统静态性能,而且实际有效地暴露操纵系统疲劳设计的薄弱部位及薄弱环节。由此,有针对性地进行系统设计改进、补充和完善现有飞机维护规程及相关条款,能够进一步保障外场飞机的正常使用和飞行操纵安全。     

浅析某超声速飞航产品舵系统滚动轴承的设计选用方法

对于飞航产品,舵系统的操纵灵活性与工作可靠性是尤为重要的。为保证舵系统的操纵灵活性与工作可靠性,除舵系统自身的控制规律与结构强度需要满足要求外,舵系统转动支撑元件的设计与选用无疑也是决定舵机系统两大重要特性的关键因素之一。本文从轴承选型、布置形式以及载荷计算等方面,对典型的轴承设计选用方法进行分析,可为类似工况的轴承设计选用提供参考。     

某型炸弹制导化改造舵面及其操纵系统颤振分析

进行伺服系统的刚度试验,获得了舵面操纵系统的刚度;依据试验数据构建了舵机伺服系统及舵面结构有限元模型,并进行了整个系统的固有频率计算;结合固有频率计算结果,利用偶极子网格空气动力模型,进行舵面及操纵系统颤振计算。计算表明,随着海拔高度的升高,舵机及其操纵系统的颤振速度有所提高,颤振频率均为337Hz左右,颤振速度为500m/s左右。     

直升机飞行操纵系统动刚度特性研究

对直升机操纵系统一个重要参数──动刚度特性进行了研究。在分析直升机操纵系统结构的基础上,建立了直升机操纵系统的力学模型和数学模型,并推导出直升机操纵系统动刚度的计算公式。用机械阻抗法对某型直升机操纵系统动刚度进行了分析计算。对某型机计算结果与试验结果进行了对比。计算结果与试验结果符合性较好,说明力学模型正确、计算方法可行。     

民用飞机偏航控制系统设计策略研究

偏航控制系统是保证飞机安全飞行的关键系统,其性能优劣不仅直接影响飞机的操纵品质和性能,失效状态下还会危及飞机的飞行安全,方向舵作为偏航控制主要操纵面,其权限管理、余度配置以及稳定能力的设计都需要高的可靠性和安全性;如果使用闭环控制回路,设计措施来避免系统与飞机弹性模态之间的不良耦合是必须的。     

歼×机操纵系统飞行特性和瞬时操纵品质的试飞研究

本文介绍了歼×机瞬时杆力和操纵系统频率响应特性的试飞结果,并把飞机机体加操纵系统的组合特性作为等效的二阶系统来研究歼×机的瞬时杆力。文中通过“计算操纵系统的频率响应特性”和“飞行提取操纵系统反馈增益”来进一步分析操纵系统的飞行特性对瞬时杆力的影响。经过分析确认:歼×机操纵系统的飞行特性与地面特性差别较大,歼×机操纵系统存在着正的惯性反馈增益。因此,存在着等效阻尼比大于纵向短周期阻尼比,存在着松杆短周期无阻尼自振频率小于握杆短周期无阻尼自振频率;操纵系统不存在相位导前,不存在由于瞬时杆力过轻而引起驾驶员诱发振荡。本文给出的k(?)值是利用已有少量试飞数据提取的,故只供参考,其准确值可参考有关试飞报告。     

基于降阶模型的翼型颤振主动抑制研究

为了解决CFD/CSD计算效率低下的问题,基于气动力降阶模型建立开环气动弹性分析系统,耦合操纵面模态对应的气动状态空间方程,发展了一套伺服气动弹性分析系统,设计主动控制律从而进行二维翼型颤振抑制。结果表明,基于ROM计算的无量纲颤振速度准确性及精度高;使用开、闭环气弹系统时基于ROM和CFD分别仿真时域仿真结果吻合较好;基于ROM闭环气弹系统的NACA0012翼型气弹颤振边界比开环气弹系统提高了约20%。研究结果为有效抑制翼型颤振提供一种快速计算和设计方法。     

某型飞机发动机操纵系统钢索断裂故障分析及设计改进

针对某型飞机发动机操纵系统钢索断裂问题,从装配质量、钢索质量、操作情况和钢索应力四个方面进行了原因分析,并对发动机操纵系统进行了设计改进,通过试验验证,大大提高了产品的可靠性。     

一种共轴式直升机操纵机构的运动学建模与分析

 共轴式直升机操纵机构的输入/输出运动学关系复杂、非线性严重,不同通道间控制耦合大,其中航向采用全差动的操纵机构最为复杂。为了分析用比例关系简化建模所引起的误差及利用逆运动学进行操纵系统线性化,必须对操纵机构运动学进行精确建模。针对一种航向全差动操纵机构,首先,运用机构学原理,通过去除过约束、局部自由度对机构进行简化,计算得到操纵机构自由度;然后,将操纵机构分为3个子模块,通过对每个模块应用空间机构位置分析方法进行正向、逆向运动学推导,建立系统完整的运动学模型;利用光学测量原理设计了测试系统,并通过实验验证了所建模型的正确性;最后给出了所建模型在共轴式直升机建模、操纵解耦及线性化方面的应用方法。     

基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

飞机操纵拉杆自振频率工程估算问题

国内目前使用的航空设计参考资料中对于操纵系统拉杆自振频率的工程估算公式,大多形式上接近但各参数的量纲单位却不一致,估算得到的结果差别较大;对于操纵拉杆与飞机发动机转速达到共振的描述也不尽合适。从机械振动原理推导证明使用公制量纲参数的拉杆自振频率计算的工程公式,并用Nastran软件分析非等截面拉杆的自振频率。     

飞机操纵系统动态特性在对称机动飞行载荷计算中的应用

本文将飞机操纵系统动态特性用于对称机动飞行载荷计算,直接由飞机座舱操纵规律出发,求解飞机及操纵系统运动方程,并满足操纵系统的约束条件,得到计及操纵系统影响的飞机机动载荷,使飞行载荷更接近真实情况。     

具有柔性传动机构的机械式飞行操纵系统研究

<正>随着科学技术和航空业的不断创新,人们对航空器的可靠性和操纵性提出了更高的要求。新型电传动系统相对复杂,机械传动系统相对简单可靠,因此具有柔性传动机构的机械式操纵系统得以应用发展。本文列举了柔性传动机构的特点及其参数设计确定和发展应用。飞机操纵系统是用来传递操纵信号(指令),偏转舵面(升降舵或全动平尾、副翼、方向舵等操纵面),使飞机完成预定动作的。在现代航空器的设计制造过程中,操纵系统的重要性不言而喻,电传操纵系统在现代航空器设计领域的主导地位一直在提升,但其设计成本、干扰性更高且复杂,而     

无人机拉索式发动机操纵系统精度特性及试验研究

精度是拉索式操纵系统的重要性能指标之一,其高低直接影响发动机的稳态和瞬态性能。介绍拉索 式发动机操纵系统的组成及原理,通过拉索式操纵系统精度试验,从单程精度、回程差和重复性精度三个维度 分析其精度特性;采用单一变量法,通过试验依次分析弹簧力臂和刚度系数、拉索导向套路线布置以及拉索的 长度等对操纵系统精度的影响。结果表明:拉索式操纵系统单程精度绝对值小于5%,在死区外的范围回程差 小于3%,重复性精度小于2%;可通过合理设计拉索长度及弹簧刚度系数缩小死区范围;拉索导向套两端的横 向间距过大会降低操纵系统精度。     

电传操纵系统设计技术

提出了电传操纵系统的战术、功能及可靠性设计要求,给出纵向主操纵系统大迎角、推力矢量及备份电传操纵系统控制律设计原则。在横侧向控制律设计中,阐明了差动平尾调参规律、滚转-偏航运动的去耦方法、控制律参数的选配原则及动特性分析方法。最后给出了起飞着陆控制律的设计原则。     

余度伺服作动系统可靠性分析

可靠性是飞机设计的重要指标,现代民用飞机电传操纵系统的伺服作动系统普遍采用余度技术,传统的可靠性分析方法无法描述其动态过程。针对主备结构和三余度结构2种不同的民用飞机伺服作动系统方案,应用马尔可夫过程对其分别建立了可靠性模型,并仿真分析比较了两者的可靠性及故障覆盖率对系统可靠性的影响,对实际中系统方案的选择提供了理论依据。     

AC500型飞机操纵面破损颤振分析

提出了一种全机操纵面破损颤振分析的工程方法。这种方法是为了适应适航CCAR&#167;23．629条例关于“全机操纵面颤振分析要考虑主飞行操纵系统中任何单个舵面元件损坏、失效或断开情况”的要求而提出的。利用经地面振动试验验证的AC500型飞机全机有限元模型,采用降低操纵面模态频率的方法模拟单个舵面的破损情况,完成了AC500型飞机操纵面破损10种计算状态的颤振分析,并对计算结果的合理性进行了仔细分析,表明方法是可行的、有效的。     

飞机地面操纵转弯半径和转弯速度计算方法研究

对于具有前轮操纵系统的飞机 ,本文给出了飞机地面操纵转弯半径和转弯速度的计算方法 ,并分析了飞机地面操纵转弯半径与转弯速度之间的关系