基于单片机控制技术的飞机轮胎充气装置设计

为了解决某型飞机轮胎充气过程繁琐、费时费力、效率不高、安全性不好等问题,设计了一种基于单片机控制技术的飞机轮胎充气装置.本文介绍了该充气装置的结构组成及充气原理,针对旧充气装置反复充气才能完成充气工作的不足,设计了单片机控制程序,使飞机轮胎充气时不用反复拆卸充气设备,整个充气过程一气呵成,更加安全、方便、块捷.     

飞机轮胎自动充气与检测装置的研制

为了减轻飞机轮胎的充气与检测工作量，提高工作效率，增加操作时的安全性．研制了一种飞机轮胎自动充气与检测装置。试验结果表明，该装置性能可靠、工作安全、使用范围宽、使用效率高，具有国内领先水平。     

充气测压气枪

充气测压气枪是我厂自行没计制造的,专供飞机轮胎充气和测压用。这种气枪结构紧凑、工作可靠、操作简便、充气时间短、工作效率高。充气测压气枪结构剖视图见附图。飞机轮胎充气时,首先用胶管将进气嘴11与气源相接,充气接头2套在轮胎的气门嘴上,顶杆3打开气路,使两端接通。此时,再打开压式     

考虑胎压变化影响的某型号飞机主轮流固耦合有限元分析

本文研究飞机着陆过程中轮胎受冲击载荷发生大变形,引起轮胎内充气压力变化对轮毂受力状况的影响。采用CATIA建立该型号机轮轮毂及轮胎的模型,运用ANSYS对机轮组件进行静强度分析。为衡量充气压力变化,引入空气单元及流固耦合迭代。结果表明,在飞机着陆过程中胎压变化为6%。仿真结果和径侧向载荷试验对比,轮胎变形误差不大于4%,轮毂形变误差不大于3%。本文对于对偏置单腹板轮毂的强度校核具有实际参考价值。     

大迎角侧向力控制的一种新方法探索研究

本文提出了运用充气气囊控制飞机头部大迎角分离涡的思路,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的飞机大迎角流场。计算结果表明,通过飞机头部增设充气气囊,可以改变飞机大迎角分离涡的强度和空间涡轨迹,其意义在于一方面可以通过充气气囊获得希望的某个方向侧向力;另一方面通过充气气囊的变化,可以实现对侧向力大小的控制。这种充气气囊控制分离涡的技术思路具有成本低、不破环飞机外形和实现方便的优点,为飞行器大迎角侧向力的控制探索了一条新的途径。     

自适应滑模控制在飞机前轮转向中的应用

前轮操纵系统是大型飞机实现地面滑行机动和按预定轨迹起降控制的关键系统之一。针对轮胎转向时复杂的负载特性以及电液伺服系统自身存在的非线性和参数不确定性的特点,基于滑模控制理论,结合Lyapunov稳定性理论,给出了飞机前轮转向滑模控制方案,并进行了数字仿真。结果表明,所设计的滑模控制器具有鲁棒性强、结构简单、易于实现的优点。     

浅谈舰载机轮胎设计

通过将国外舰载机和陆基飞机的轮胎主要性能进行对比．归纳出舰载机轮胎特殊的使用条件。在陆基飞机轮胎的基础上,对舰载机轮胎的设计进行了定性思考,提出了在轮胎轮廓、胎面、胎侧、胎体、胎圈和胶料配方方面的优化设计,为轮胎设计人员提供参考。     

涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计研究

对涡桨飞机增升装置设计的特殊性进行了分析,指出了传统增升装置设计方法在涡桨飞机增升装置设计上存在的问题。详细描述了涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计方法的流程,并对某涡桨飞机的多段翼型参数优化设计、短舱/三维增升装置一体化设计及风洞试验结果进行了简要介绍。相对于传统的增升装置设计方法,采用涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计方法显著提高了涡桨飞机起飞、着陆构型的气动性能。     

液压式飞机轮胎分解／装配机

由于飞机轮胎磨损快，要求经常更换。更换轮胎时，因机轮重量较大，需专用设备进行分解和装配。该文论述了液压式轮胎分解／装配机的机械结构、液压系统工作原理及其控制方式。通过最新研制成功的轮胎分解／装配机的试验与现场试用表明，设备自动化程度高，液压系统与控制系统工作良好。     

宽体飞机前主轮协同转弯主轮控制策略设计

飞机在进行地面转弯过程中,机场道面不平、侧风等环境因素可能导致主起落架转向轮的实际转角与理论转角不符,引起前轮转角和两侧主轮转角关系不匹配,增大轮胎侧向力,主起落架受到的扭矩增加。针对上述问题,提出两侧主轮独立控制的飞机地面转弯控制策略和基于内侧主起落架转向轮为主导对象,外侧主起落架转向轮为从动对象的主从控制策略以及实时转弯角度控制算法。建立基于弹性轮胎的飞机地面转弯模型,计算飞机地面转弯时的主起落架总扭矩。通过MATLAB设置不同主轮转角偏差,对两侧主轮的独立控制策略和主从控制策略下的主起落架总扭矩进行对比,发现前者能更有效降低飞机主起落架扭矩,增加飞机地面转弯安全性以及减小起落架设计难度。     

机器人自动钻铆系统集成控制技术

针对飞机自动化装配中对机器人自动钻铆系统设备的控制要求,设计一套以工业机器人为载体,基于Beckhoff控制系统的自动钻铆设备。该控制系统以现场总线的方式,将工业机器人、扩展地轨、多功能末端执行器、刀库以及其他附属设备通过Beckhoff的核心控制软件联系在一起,实现对加工现场的实时控制。并通过一系列的精度补偿措施在多个环节对误差进行修正补偿以提高精度。试验表明,该套系统可达到末端制孔定位精度±0.5mm,垂直精度±0.3°,孔径精度H8,锪窝深度精度±0.01mm。     

基于LuGre模型的飞机防滑刹车滑模控制研究

针对包含非线性和不确定性的飞机防滑刹车控制系统,本文提出了一种基于LuGre摩擦模型的滑模变结构控制器的设计方法.通过分析系统模型,离线构建了在不同速度和路面参数条件下系统的最优滑移率控制表,同时使用基于动态模型的观测器技术对轮胎/路面不确定的结合性能进行在线辨识.并利用指数趋近率的滑模变结构控制方法有效地抑制了系统的抖振.     

飞机轮胎爆破喷流模式下管路的强度计算方法

飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构,是不可或缺的飞机部件,而轮胎作为飞机起落架的重要部件,在飞机起飞、降落到滑跑过程中承受着巨大的冲击力和摩擦力,从而可能导致轮胎爆破的事故发生,也可能引起轮胎的空气喷流效应,导致其空气喷流效应影响范围内的液压管路破坏。而液压管路的破坏将会导致飞机液压能源系统和与之相关联的液压设备非正常工作,进而威胁飞机的飞行安全。在进行喷流模式下的液压管路的强度计算时,由于该模式下轮胎爆破产生的喷流是瞬间的、巨大的,因此计算其喷流载荷是非常困难的。针对该模式下提出一种喷流载荷拟合方法,并将拟合后的载荷加载到管路的有限元模型中,从而计算出液压管路的强度,为轮胎爆破下喷流模式的液压管路计算提供了工程实用的方法。     

自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。     

W型无尾飞机的操纵机理与稳定特性研究

 W型无尾飞机基于前掠翼及翼身融合的一体化设计，取消了平尾和垂尾，可大幅降低雷达反射截面积，减轻结构重量；同时具有亚声速气动效率高、横航向操纵面效率高的优势。根据该构型的特点，配置设计了新型的多操纵面，并研究了其新的操纵机理。在此基础上，计算分析了这一新布局飞机特殊的三轴稳定特性，研究表明，W型无尾飞机的纵向阻尼不足，纵向短周期和长周期模态分别仅满足III级和II级飞行品质；横航向都是静不稳定的，动稳定性表征为滚转模态的发散和荷兰滚模态稳定，并分析了其可能的物理成因。最后研究了横航向静稳定性导数对W型无尾飞机横航向稳定边界的影响。研究方法和结果对于新布局飞机初步设计具有重要参考价值。     

四旋翼飞行器姿态控制建模与仿真

四旋翼飞行器是典型的欠驱动、非线性、强耦合系统。其姿态控制精度和抗干扰问题一直是研究热点之一。为了实现小型低成本四旋翼飞行器姿态准确控制,详细分析了四旋翼飞行器受力情况,利用牛顿-欧拉方程建立了四旋翼飞行器非线性动力学模型,针对四旋翼飞行器在实际飞行过程中经常会遇到阵风、气流等不确定外界干扰,设计了基于小扰动的PID控制器,并通过对俯仰通道、横滚通道、偏航通道MATLAB/Simulink仿真模型进行仿真测试和结果分析。结果表明:所设计控制算法能够满足四旋翼飞行器姿态控制要求,并具有较好的抗干扰性能。     

四旋翼飞行器建模、控制与仿真

四旋翼飞行器在平面结构上具有4个平均分布且呈十字对称的推进器。建立了机体坐标系和惯性坐标系,根据飞行器的动力学特性建立该飞行器的数学模型;利用滑模控制的方法对所建立的模型进行研究;在满足李雅普诺夫稳定条件下,利用反演控制方法推导出控制滑模面,并建立滑模控制律;最后,在给定参数值的情况下,通过所建立的控制律对该飞行器的滑模控制进行了仿真。     

湿滑道面飞机轮胎临界滑水速度计算方法比较

以美国国家航空航天局(NASA)临界滑水速度计算公式为基础,基于耦合欧拉-拉格朗日(CEL)算法建立动流场冲击原地转动轮胎分析模型,并由NASA公式及试验数据验证了模型的正确性及NASA公式在重轴载高胎压范围的适用性。进而考虑实际道面积水状态,建立滚动轮胎冲击静流场模型,探讨实际积水状态对临界滑水速度的影响。通过两类模型对比分析得出:两类模型的轮胎-水膜相互作用机理不同,相同速度和胎压下,后者在轮胎前缘形成的动水压强峰值明显高于前者,表明滚动轮胎冲击静流场模型中轮胎受到动水压强抬升作用更为显著,且相同速度条件下,滚动轮胎冲击静流场分析模型计算的竖向支撑力和临界滑水速度始终低于动流场冲击滚动轮胎的结果,表明该模型计算结果偏于安全,更适用于飞机高速滑行中轮胎-水膜相互作用分析。据此,提出了基于道面积水状态的临界滑水速度计算公式。     

Design of Flight Control System for a Small Unmanned Tilt Rotor Aircraft

A tilt rotor is an aircraft of a special kind, which possesses the characteristics of a helicopter and a fixed-wing airplane. However, there are a great number of important technical problems waiting for settlements. Of them, the flight control system might be a critical one. This article presents the progresses of the research work on the design of flight control system at Nanjing University of Aeronautics and Astronautics (NUAA). The flight control law of the tilt rotor aircraft is designed with the help of an inner/outer loop control structure and an eigenstructure assignment algorithm on the basis of a proper mathematical model already verified by the wind tunnel tests. The proposed control law has been born out through the construction of the flight control system and the flight tests. Now, the flight tests are still underway on a prototype of small unmanned tilt rotor aircraft. The results have evidenced the credibility of the aircraft design and the effectiveness of the flight control system for the tilt rotor working in the helicopter mode. A full envelope flight test is planned to carry out further researches on the flight control law.     

飞机数字式供电综合控制管理技术仿真

介绍了飞机数字式供电综合控制管理系统,对系统中的各个控制装置进行了仿真器设计,为飞机数字式供电综合控制管理系统设计方案的验证和评估提供了方便,也为供电综合控制管理技术的研究提供了良好的研究平台.