某型直升机操纵系统铝合金收口拉杆端头裂纹故障分析与解决措施

某型直升机操纵系统铝合金拉杆端套多次出现裂纹问题,导致拉杆与接头松脱,操纵功能失效,影响了飞机的正常使用和飞行安全.对此从拉杆产品设计结构、制造工艺、材料等方面系统分析故障原因,提出了设计结构改进措施,并验证了改进措施能够彻底解决操纵拉杆端套问题,使操纵系统拉杆产品质量与性能稳定性得到显著提升.     

非线性飞机对象操纵面故障的控制律重构

研究以六自由度非线性方程描述的飞机在操纵面损伤或卡死故障情况下使用伪逆法进行控制 律重构的方法.通过对气动系数中的操纵导数进行合理的近似处理,将控制律重构问题转化 为解一个线性方程组的问题.给出了全数字实时仿真结果,验证了该重构算法的可行性.     

伸向太空的巨臂

无论是航天飞机还是空间站，都少不了一样东西，那就是它们能伸向太空的巨臂——太空机械臂。     

基于锂离子电池温降指数的细水雾添加剂筛选方法

为对比细水雾添加剂抑制锂离子电池热失控多米诺效应的效果,提出锂离子电池火灾温降指数模型及其测试方法。利用自主设计的锂离子电池热失控实验平台开展含不同添加剂细水雾抑制多米诺效应实验,确定每种添加剂作用后的温降指数,对每种添加剂的作用机理进行分析。结果表明:加入添加剂后温降指数明显增大,表明添加剂可显著提高细水雾阻断热失控连续传播效果;无机盐类添加剂作用后抑制效果高于表面活性剂类添加剂,主要增强了细水雾的化学灭火作用;进一步对比温降指数发现,几类样品中NH₄H₂PO₄加入后细水雾抑制效果最好。利用温降指数对细水雾添加剂抑制热失控多米诺效应进行评估,为筛选细水雾添加剂灭火剂提供理论基础。      

空中最小操纵速度的人机闭环数学仿真计算

空中最小操纵速度VMC的确定是民机适航符合性验证的一项重要内容,其取值大小是飞机方向舵与发动机布局设计的重要依据之一.基于对飞机空中最小操纵速度的适航符合性验证试飞过程的物理认识,提出了初步确定VMC的数学仿真计算新方法.根据VMC验证试飞过程中驾驶员的操纵行为特点,建立了驾驶员的数学模型,进而构建了相应试飞任务的人机闭环飞行数学仿真模型.通过对飞机的VMC验证试飞过程进行准确的数学仿真模拟,可得到不同验证条件下的空中最小操纵速度.该方法对于指导飞机的方案设计与适航符合性验证试飞等都具有一定的理论指导意义与实际的工程应用价值.     

控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用

根据天宫一号目标飞行器的特点及交会对接任务需求,天宫一号目标飞行器选择单框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构,这是控制力矩陀螺首次在国内航天器上应用．阐述了单框架控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用,主要包括四个方面：构形选择、操纵律设计、角动量卸载、故障诊断与重构．天宫一号目标飞行器控制力矩陀螺系统采用五棱锥构形,其操纵律设计为带零运动的伪逆操纵律,控制力矩陀螺系统具备故障诊断和重构功能．     

变后掠飞机-飞行操纵系统动态特性的数字仿真计算

本文用连续系统数字仿真方法对某变后掠飞机-飞行操纵系统动态特性进行了计算和分析,并与地面模拟试验作了比较。这一仿真结果为新机研制提供了极有益的依据。     

动力入流对旋翼操纵导数影响的研究

动力入流理论把旋翼扰动运动所引起的气动力变化和诱导速度变化直接联系起来,是一种简便而实用的旋翼非定常气动力模型。本文把动力入流模型引入旋翼操纵响应分析,建立了一套计算旋翼操纵力和力矩的分析模型,并在旋翼模型试验台上进行旋翼悬停操纵导数试验。通过试验值与理论值(计入和不计入动力入流)的对比分析,证明了动力入流模型的适用性,初步弄清了不同条件下动力入流的影响程度。本文还用一个简化模型分析了动力入流对不同型式的旋翼(无铰式、根部较柔软的无铰式和铰接式)的影响程度,得出了与传统观点不同的结论。     

跨音速机翼操纵面定常、非定常气动力计算

采用代数方法及椭圆型方程线松弛迭代优化方法生成三维ＣＨ贴体网格。用时间精确近似因式分解差分方法求解守恒型非定常全位势方程。操纵面偏转用物面当量法向速度模拟。考虑附面层影响,通过粘位迭代得到跨音速机翼操纵面的定常、非定常气动力。所得结果与实验数据相当吻合。     

歼击机的强稳定控制研究

提出了一种歼击机强稳定控制方法，给出了歼击机控制系统出现传感器故障时的故障系统模型。当歼击机开环稳定时，设计了基于串联观测器的稳定控制器。言语中考虑了部件传感器故障和全部传感器故障两种情况，分析给出了相应的控制律。仿真结果表明，本文提出的强稳定方法是有效的。