飞机起落架收放作动器的设计方案与仿真分析

为了适应飞机多电化发展需求,针对某小型飞机的起落架收放机构特点,设计了一种能源双余度、集成一体化、高比功率起落架液压作动器,提出了一种具有到位缓冲功能的单出杆对称液压缸的设计方案。基于AMESim建立了起落架液压收放器和收放机构的模型,并对起落架收放运动进行了仿真。仿真分析结果表明,所设计的能源双冗余液压系统、作动器到位缓冲结构,原理合理可行,为实际工程应用奠定了基础。     

变频调速无人机舵机液压助力系统设计技术研究

无人机液压系统一般包括舵机助力液压系统,起落架收放系统及刹车系统。设计了一种无人机舵机使用的变频调速液压系统,通过对系统的动态特性进行仿真分析。结果表明,系统的动态特性稳定,能够满足无人机舵机的助力需求。设计的变频调速无人机舵机液压助力系统具有伺服电动机控制的灵活性和液压系统功率输出大的双重优点,其结构简单,可靠性高,可控性强,功率损失小,能够满足无人机的要求,对无人机液压系统设计具有重要的意义。     

全电起落架系统集成技术应用研究

通过某型无人机起落架系统研制,开展了起落架电动转弯系统、电动应急收放系统和电刹车系统集成设计研究,实现了起落架收放、转弯及刹车功能全电化集成设计,打破了国外对我国全电起落架系统集成技术的封锁.     

模糊PID控制器在飞机电刹车上的应用

全电刹车系统在减小失火危险,减轻飞机重量,降低维护要求以及改善防滑性能方面都有着传统液压刹车系统无法比拟的优点.针对依据传统控制律设计的刹车系统常出现鲁棒性差、低速打滑的缺点,将模糊PID控制器运用到飞机刹车系统中,设计出了一种新的刹车控制方式:模糊PID PBM控制律.仿真结果表明,这种控制方式可以达到满意的控制精度,并且刹车平稳,没有出现低速打滑和脱胎的现象.     

某型通航飞机液压系统故障诊断仿真研究

飞机液压系统发生故障会直接影响飞机运行安全,为准确分析通航飞机液压系统常见故障,根据某型通航飞机液压系统工作原理及相关参数,采用AMESim软件对该机型液压系统工作过程进行仿真。该型通航飞机液压系统常见故障为系统气塞和系统泄漏,因此通过AMESim软件对系统气塞、系统泄漏、气塞+泄漏三种故障状态下飞机起落架收放作动筒活塞杆位移量的变化时间进行仿真计算。仿真结果表明当空气含量达到30%时或者当节流孔直径达到1.5mm时飞机起落架收放作动筒活塞杆收放时间超标。这一结果为该机型液压系统机务维修提供技术支持。     

起落架系统收放时间仿真及优化分析

本研究的主要目标是建立起落架虚拟仿真分析系统,包括起落架机构、液压回路等主要模型。该系统充分考虑模拟起落架收放过程中的运行环境,完成以起落架收放系统正常收放功能、收放时间计算为检测指标的多系统耦合仿真分析,用以验证起落架收放系统的设计方案和关键参数,支持后续优化设计。     

飞机全电刹车系统设计与分析

飞机全电刹车与传统液压刹车的主要不同在于机电作动机构代替了原来的液压活塞机构,且具有带刹车力矩反馈的特点。论文分析了全电刹车系统机电作动器的结构和工作原理,建立系统整体数学模型;对机轮速度和刹车力矩两个反馈信号,分别采用PBM(压力偏调)和PID控制,仿真结果基本符合要求,体现了全电刹车系统的优越性。     

基于机电液联合仿真起落架收放系统性能研究

起落架是飞机的重要承力部件,其设计直接影响到飞机的使用和安全性能。针对典型飞机前起落架,基于Simulink平台搭建其收放系统联合仿真框架,采用S-Function接口方式,导人在ADAMS、AMESim和Simulink专业软件中建立的机械、液压和控制子系统模型,实现起落架收放系统的联合仿真。结果表明,联合仿真可以很好地考虑复杂系统多个学科间的耦合作用,准确地模拟起落架收放的动态过程,并真实反映实际结构的物理特性,对于现代飞机起落架收放系统设计初期的结构参数选择与优化、液压元器件的设计与选型和控制系统控制策略的设计,均有参考意义。     

模糊PID在飞机全电刹车系统中的应用

文章介绍了飞机全电刹车系统的电作动机构,分析了刹车过程中的滑移率控制原理,针对滑移率变化的非线性提出了模糊PID控制方案。在滑移率偏差较大时,使用模糊控制提高系统的响应速度,在小偏差下切换入PI控制消除静差和极限环。使用模糊PID控制器,对某型飞机刹车过程的仿真表明,系统取得了很好的刹车性能。     

起落架液压系统的多余物控制及结构改进

起落架和液压系统是飞机结构中的关键部件和系统，起落架的收放作动筒和其它液压系统内部有多余物存在，将导致飞机起落架收不上、放不下或放不到位，危及飞行安全，这里对多余物产生的原因进行了系统的分析，提出了控制重点和结构改进方案，并进行了试验验证，使得起落架和液压系统的可靠性有了较大的提高。     

基于加速度计和角速率陀螺的超小无人直升机姿态控制系统

设计了一种基于加速度计和角速率陀螺的超小型无人直升机姿态控制系统;由卡尔曼滤波算法融合加速度计和陀螺数据,实时估计最优的直升机姿态信号;根据最优的姿态反馈信号,飞行控制系统采用参数自整定的模糊PID控制方法得到舵机控制信号,从而实现了超小型无人直升机的姿态控制。     

飞机拦阻系统PID控制及Matlab实现

主要介绍了飞机拦阻器的控制原理,并以钢缆式液压飞机拦阻系统为对象,采用线性化的方法得出系统传递函数模型,以恒加速度为控制目标设计出了PID控制器。并将该控制器应用在飞机拦阻系统的控制中,仿真结果表明,采用此控制器的控制系统具有较好的拦阻效果,可应用于我国大多数型号军用飞机的拦阻。     

横列式双倾转旋翼机控制系统研究CSCD

针对横列式双倾转旋翼机平飞加速过渡过程中的标称速度轨迹跟踪问题,提出了通过升力占比划分过渡阶段,实现标称轨迹的工程化设计。基于经典PID理论,分别设计了各过渡阶段各通道控制律和控制参数,提出了总距余弦分配的操纵分配方法,并解决了过渡过程中严重的纵垂向耦合问题。仿真结果表明,该纵向控制策略在强干扰下仍可以实现对象飞行器的平稳过渡。     

电机-变距螺旋桨动力系统功率优化控制

电动螺旋桨无人机应用越来越普及,但普遍续航时间较短,提高电动力系统效率、降低功率消耗是提高航时的主要措施。电机-变距螺旋桨动力系统（以下简称变距电动力系统）可同时改变转速、桨距两个量,存在桨距和转速的最佳组合,使系统功率最小。相比电机-定距螺旋桨动力系统,其在耗能方面具有特殊优势,但如何达到最小功率点,目前研究较少。针对上述问题,为提高计算效率,便于控制研究工作的开展,首先基于改进天牛须算法的BP神经网络训练得到变距电动力系统的神经网络代理模型。接着提出了一种变距电动力系统功率优化控制策略：在一定入流速度、拉力需求下,基于自适应扩展卡尔曼滤波-牛顿法实时优化桨距,并在一定桨距下利用模糊PID控制系统转速以达目标拉力,实现目标拉力需求下的最小功率控制。仿真验证结果表明,提出的功率优化控制策略鲁棒性更强、优化速度更快、收敛效果更好。     

PID Controller Optimization by GA and Its Performances on the Electro-hydraulic Servo Control System

A proportional integral derivative （PID） controller is designed and attached to electro-hydraulic servo actuator system （EHSAS） to control the angular position of the rotary actuator which control the movable surface of space vehicles. The PID gain parameters are optimized by the genetic algorithm （GA）. The controller is verified on the new state-space model of servo-valves attached to the physical rotary actuator by SIMULINK program. The controller and the state-space model are verified experimentally. Simulation and experimental results verify the effectiveness of the PID controller adaptive by GA to control the angular position of the rotary actuator as compared with the classical PID controller and the compensator controller.     

飞机数字化全电刹车系统的设计

设计的飞机全电刹车系统,以四无刷直流电机驱动四滚珠丝杠布局的机电作动机架,取代了原来液压刹车的活塞阀门作动机架,电机通过传动装置驱动滚珠丝杠松刹刹车盘实现飞机的刹车。在硬件设计上,刹车控制器的CPU采用TI公司的电机及运动控制专用DSP2407,以满足对控制系统的性能要求;4台无刷直流电机的换相信号由可编程逻辑器件完成;对电机的驱动采用了MOSFET与栅极驱动芯片IR2130组成的功率驱动电路,实现了无刷直流电机的高效驱动。     

High-efficiency aircraft antiskid brake control algorithm via runway condition identification based on an on-off valve array

The aircraft antiskid braking system is an important hydraulic system for preventing tire bursts and ensuring safe take-off and landing. The brake system adjusts the force applied on the brake discs by controlling the brake pressure. Traditional aircraft antiskid braking systems achieve antiskid performance by controlling the braking pressure with an electrohydraulic servo valve. Because the pilot stage of an electrohydraulic servo valve is easily blocked by carbonized hydraulic oil, the servo valve would become a dangerous weak point for aircraft safety. This paper proposes a new approach that uses an on-off valve array to replace the servo valve for pressure control. Based on this new pressure control component, an efficient antiskid control algorithm that can utilize this discontinuous feature is proposed. Furthermore, the algorithm has the ability to identify the runway circumstances. To overcome the discontinuity in the process of using an on-off valve array, the Filippov framework is introduced. The conditions of convergence of the system are also discussed. The results of the digital simulations and the hardware-in-the-loop (HIL) braking experiments are used to verify the efficiency and stability of the proposed control algorithm. The method also proves that the on-off valve array can replace the servo valve perfectly as a new type of antiskid braking pressure control component.     

飞机拦阻系统电液比例控制研究

在分析某纯机液飞机拦阻系统不足的基础上,设计了一种新型电液比例控制的飞机拦阻系统,提高了飞机拦阻系统对不同机型、拦停距离及撞网状况的适应能力。推导出系统的输出压力-飞机拦停位移曲线,在此基础上设计了极点配置自校正PID控制器。仿真研究表明,该飞机拦阻系统过渡时间仅为0.05s,响应速度较快,取得了满意的控制效果。     

基于零空间方法的四旋翼无人机避障与协同编队控制

针对四旋翼无人机在编队飞行执行任务时可能遭遇障碍物问题,考虑多无人机避障及机间避撞的需求,提出 1种基于零空间方法的四旋翼无人机避障与协同编队控制算法。首先,建立四旋翼无人机动力学模型,并建立虚拟控制量简化控制模型;其次,基于零空间方法进行避障与协同编队控制算法研究,将无人机任务执行分解为目标趋向任务、避障避撞任务和协同编队任务,并根据优先级进行任务融合得到期望速度;再次,基于 PID方法设计控制律;最后,通过仿真验证所提控制算法的有效性。所提方法可保证四旋翼无人机在编队飞行中遭遇障碍物时的飞行安全。