射流管阀磁量对气动舵机抖动的影响

气动舵机作为制导装备中控制系统的执行元件,主要作用是在制导装备飞行途中控制飞行姿态和改变飞行轨迹。正常情况下装备保持稳定飞行,但在整弹检测时,偶有舵机抖动问题出现,影响装备使用性能。针对此类问题,通过深入研究气动舵机的结构、工作原理、关键部件特性,并进行大量的抖动试验进行验证分析,得出射流管阀磁量对舵机抖动的影响因素。     

高速运动舵机的气动伺服加载特性研究

高速运动舵机是一种高能量密度的作动器,具有瞬时、高速及高加速的特征.由于高速运动舵机应用的特殊性,必须对其进行严格的产品性能测试,尤其是其带载工况下的工作可靠性,需要通过模拟负载工况来进行测试.由于高速运动舵机的固有特征,传统电液和电动伺服加载方式将产生难以克服的多余力,基于此,提出一种气动伺服加载方案.首先,对气动加载进行了建模与仿真,验证了气动伺服加载的合理性,优化了系统参数;然后,构建了气动伺服加载实验台,进行了对高速运动舵机在不同工况下的载荷谱加载实验.经过实验验证表明,该气动伺服加载系统能够实现对高速运动舵机进行变梯度动态载荷的加载,并具有较高的精度和可重复性,对高速运动舵机的测试具有重要的意义.     

考虑舵机动力学的旋转弹自适应解耦控制

为解决由气动交联、控制交联引起的旋转弹俯仰和偏航通道间的耦合问题，提出了一种考虑气动不确定和执行机构动力学的自适应解耦控制方法。以一类鸭舵作用下的双通道控制旋转弹为研究对象，建立了非旋转弹体坐标系下考虑舵机动态响应过程以及气动参数不确定性的线性化动力学模型。利用模型参考自适应控制方法作为基础框架，将跟踪误差积分扩维至被控系统以改善闭环系统的跟踪性能。将舵机输入与输出之间的误差信号反馈到参考模型中实现俯仰和偏航通道之间的解耦。通过理论分析和数值仿真，验证了所提自适应解耦控制方法的有效性。仿真结果表明，设计的自适应解耦控制器能够保证闭环系统稳定并且实现俯仰和偏航通道之间的解耦。     

旋转导弹电动舵机控制器超前补偿方法

针对旋转导弹控制系统交联耦合问题,采用执行机构控制器前置动态补偿环节,指令端附加稳态解耦补偿矩阵的方法,削弱了由于执行机构延迟造成的通道间控制耦合。通过对舵机控制系统仿真建模及实验验证,计算出不同转速相角延迟情况,为动态补偿提供依据。基于工程需求,结合实际弹体气动参数解算不同旋转速度下交联耦合角度,在舵系统前端加入动态超前环节,为设计解耦控制器提供依据,并验证可行性。     

基于PXI的舵机仿真器伺服系统控制方法

舵机是导弹飞行控制系统的执行机构,导弹的各种姿态运动都是靠舵机带动舵面偏转来实现的。文章在详细介绍舵机仿真器硬件设计基础上,完成了系统软件设计,对伺服系统进行了仿真,分析了系统的性能。     

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。     

一种用于铁鸟舵机气动铰链力矩模拟的力臂建模方法

根据某飞机铁鸟舵机气动铰链力矩模拟的工程实际情况,对力矩的力臂计算原理进行数学建模分析,并提出工程建模方法.这个方法可以实现在铁鸟环境下快速、低成本、高效的建模,对铁鸟舵机气动铰链力矩的模拟精度进行分析.     

直线气动舵机加载测试系统设计与实现

直线气动舵机加载测试系统用来模拟铰链力矩对直线舵机进行加载,同时也可对舵机的静态和动态指标进行测试。通过对力加载系统实现形式的分析,给出了系统总体方案和部件选型,对系统调试过程中遇到的问题进行了分析说明,最后给出了系统的测试结果,完全满足系统指标要求。     

低雷诺数下吹吸气射流对NACA0012翼型气动性能的影响

基于Favre过滤的大涡模拟方法,对雷诺数Re=10^4,迎角α=6°下的NACA0012翼型上表面吹吸气射流进行了数值模拟,从翼型周围流场流线图、速度场云图、上下表面压力系数曲线以及上表面边界层位移厚度等多角度地分析了射流位置以及速度变化对翼型气动性能的影响。结果表明:射流位置对翼型气动性能影响较大,且吸气射流要明显优于吹气射流。对于吸气射流,前缘吸气要明显优于中后缘吸气,可有效增升减阻,并减小翼型尾部流动分离,抑制翼型气动参数扰动,其最佳吸气位置随着速度的增大逐渐向下游移动;而吹气射流对翼型气动系数的作用效果较差,但中后缘的吹气射流可减小飞行过程中的气动扰动量,且吹气越大,效果越明显。     

超声速自由旋涡气动窗口的气动光学特性计算与分析

笔者讨论了超声速自由旋涡气动窗口的气动结构，对设计的超声速自由旋涡气动窗口射流流场及超声速自由旋涡气动窗口的光学性能进行了分析研究。研究了自由涡射流对透射激光产生的气动透镜效应，给出了计算结果。     

波音737-300飞机"起飞爬升时引气压力低"故障隔离方法

在波音737-300型飞机的维护中,飞机起飞爬升时引气压力低是一个多发的、易重复的故障.从引气和机翼防冰系统的工作原理出发,通过发动机大功率状态下的机翼防冰系统操作测试来快速有效地确定引气系统中的失效部件.多次的验证测试表明,这个方法是易行的、高效的.     

膜片激励器控制同轴射流掺混的试验

利用试验方法研究合成射流激励器对同轴射流掺混控制的作用效果,探索在激励器控制作用下掺混效率的变化规律和流动结构,分析了掺混效果被控制的物理机制。利用激励器零质量射流大幅度提高内外涵道射流的掺混效率,缩短高速区的长度,流动掺混更均匀。     

发射发动机气动分离机构设计与试验

对发射发动机气动分离机构工作过程进行数值仿真，着重分析了突缩突扩气流不等熵流动过程的流量计算方法，给出了内弹道p-t曲线、活塞腔压强p-t曲线、推力F-t曲线、分离剪切力Fτ－t曲线和分离时间的预示结果，并通过真实发动机试验获得验证。计算与试验结果为分离机构设计与分析提供了依据。     

适用于空间站各系统的密封材料

介绍了空间站各系统密封材料的使用环境及对材料的性能要求；对空间站中气动系统、推进系统和液压系统使用的密封材料进行了配方研制；重点对气动系统密封材料的环境适应性与空间卫生性给出了评估。结果表明，材料满足航天器使用环境的需要。     

两位五通电动气阀动态特性研究

将电动气阀的工作过程分为电动过程和气动过程，建立了两过程的动力学模型。分别对电动过程和气动过程的响应特性进行仿真，并与试验结果比较，验证了动力学模型的正确性。分析了控制气体压力、最大气隙以及工作电压等因素对电动过程的影响。     

An architecture decomposition method of pneumatic catapult system based on OPM and DSM

The architecture strategy of the Unmanned Aerial Vehicle (UAV) pneumatic launch system should continue to evolve to adapt to complex and variable operating environments. Architecture representation, decomposition perspective, and cluster analysis play a vital role in the early phase of system architecture development. In order for the system to emerge anticipated and desirable intrinsic functional properties, an architecture decomposition method based on the Object-Process Methodology (OPM) and Design Structure Matrix (DSM) is put forward in this paper. The OPM is proposed to model the UAV launch process formally, and the matrix representation of the architecture of the pneumatic launch system is established. After the extension of the definition and operations of DSM, with the Idicula-Gutierrez-Thebeau Algorithm plus (IGTA + ) clustering algorithm, the transformation of the pneumatic launch system architecture from process decomposition to function decomposition is demonstrated in this paper. The analysis shows that the architecture decomposition of the pneumatic launch system meets the functional requirements of stakeholders.     

Pneumatic pressure control based on improved NMPC and its application to aeroengine surge simulation

In the semi-physical simulation of aeroengines, using the pneumatic pressure servo control technology to provide realistic pneumatic excitation to the sensors and electronic controller can improve the confidence of the simulation and reduce the test cost and risk. However, the existing methods could not satisfy the precise simulation of large-amplitude and high-frequency pulsating pressure during aeroengine surge. In this paper, a pneumatic pressure control system with asymmetric groups of the High-Speed on–off Valve (HSV) is designed, and an Improved Nonlinear Model Predictive Control (INMPC) method is proposed. First, the volumetric flow characteristics of HSV are tested and analyzed with Pulse Width Modulation (PWM) signal input. Then, a simplified HSV model with the volume flow characteristic correction is developed. Based on these, an integrated model for the whole system is further established and used as the prediction model in INMPC. To improve the computational speed of the rolling optimization process, the mapping scheme from control signal to PWM duty cycle of HSVs and the objective function with exterior penalty function are designed. Finally, the random step, sinusoidal and real engine surge data are set as the reference pressure in multiple comparative experiments to verify the effectiveness of the pressure tracking system.     

燃速仪压强的自动控制方案

本文介绍了一种燃速仪压强的自动控制方案.这种方案结构简单,工作可靠.经过燃速实验测定,在4MPa压强时,其压强波动相对误差小于±1%.该方案应用于固体推进剂中止实验时,没有废气回流污染中止表面,也不影响降压速率的测量.     

合成射流激励器控制喷管矢量研究

利用试验方法研究合成射流激励器对喷管气流矢量控制的作用效果,证明在恰当条件下喷管气流矢量角可改变30°.试验结果证实,喷管射流角度的改变不但与激励器工作参数和喷管流动速度、流量相关,同时还与激励器工作时产生的向下游迁移的"涡对"对周围流体"卷吸"形成的低压卷吸场有关,并与卷吸涡对与主流自由剪切层之间的耦合作用有着密切联系.以上可以认为是喷管矢量受控的机理.      

新型锁键螺套在树脂基复合材料上的应用研究

锁键螺套作为一种新型的内螺纹紧固件,具有安装方便、连接可靠、便于拆卸等优点,解决了钢丝螺套使用中的一些问题。结合使用中的经验,介绍了锁键螺套的结构特点和安装原理,详细论述了锁键螺套在树脂基复合材料上的安装方法、工艺参数和应用效果。应用结果表明,采用气动冲压工艺可以实现锁键螺套在树脂基复合材料上的安全装配,安装效率高且拆卸方便。