某型直升机发动机油门操纵调整和故障排除

某型直升机发动机油门操纵为刚性操纵结构形式,大修时需要对每根拉杆进行检查,检查合格后再装回原机。由于修理资料中没有对每根拉杆的长度进行规定,导致发动机油门操纵调整具有一定难度,且调整周期长。本文根据发动机油门操纵的结构原理,提出了调整方法及要求,并针对调整中出现的故障进行了原因分析和排除方法的介绍。     

大鼠后肢去负荷体位调节装置设计与实验研究

通过对大鼠尾吊模型进行改进，研制出一种新型可调节体位的大鼠后肢去负荷悬吊装置，研究模拟微重力效应下体液分布变化对大鼠骨代谢的影响.将36只SD大鼠均分为对照组（CON）、头低位后肢去负荷组（HDT）、水平位后肢去负荷组（HH）和头高位后肢去负荷组（HUT）4组，实验21天后，利用DXA检测大鼠的骨密度（BMD）.模拟微重力效应下的三组大鼠后肢均发生严重骨丢失，其中HH和HUT组后肢BMD显著大于HDT组.实验结果表明，体液分布变化可能在模拟微重力效应导致的骨丢失中起到重要作用，新型大鼠后肢去负荷悬吊装置能够调节大鼠体位（体液）进行模拟微重力效应研究.      

基于剪式控制力矩陀螺的低轨卫星垂轨摆扫姿态控制

针对低轨卫星大范围探测,设计了基于剪式控制力矩陀螺的姿态控制系统。按照2种垂轨摆扫姿态机动轨迹,获得姿态机动的期望姿态。使用剪式安装的控制力矩陀螺作为执行机构,给出框架角速率操纵率,避免出现奇异状况,简化了雅克比矩阵。仿真验证了姿控系统对于大范围探测任务的有效性。     

基于线性矩阵不等式的电传飞机人机闭环系统稳定域

 针对静不稳定电传飞机作动器速率限制环节引起的Ⅱ型驾驶员诱发振荡(PIO)严重威胁飞机飞行安全的问题,研究了考虑作动器速率限制因素的人机闭环系统稳定域。引入增广状态变量分离速率限制环节,建立了人机闭环系统饱和非线性模型。为得到尽可能大的人机闭环系统稳定域估计,首先将稳定域求解问题转化为凸优化问题,再通过Schur补引理将其转化为线性矩阵不等式的求解问题,最终得到了人机闭环系统椭球体稳定域估计的一般算法。时域仿真研究表明:所估计的稳定域略微保守但不冒进,静不稳定电传飞机的Ⅱ型PIO是一种发散很快的振荡而非极限环振荡,驾驶员操纵增益以及作动器速率限制值是影响稳定域的重要因素。稳定域法物理意义清晰、结果直观,可用于非线性人机闭环系统稳定性的评估。     

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。     

双岗制下不同席位管制员工作负荷差异性研究

双岗制是中国民航空管基层安全管理的重要措施,合理分配指挥席与协调席任务是确保双岗制有效实施的前提,因此分析不同席位管制员工作负荷是一项有意义的工作.本文以时间线分析方法为基本思路,结合DORATASK方法建立管制员工作负荷评价模型,利用该模型对指挥席工作负荷和协调席工作负荷进行测量.通过对某管制室实时数据的采集和分析,得出两个席位上的工作负荷存在显著差异,并且这种差异性在该管制室主要受协调航班量的影响.     

提高液体火箭发动机诱导轮汽蚀性能的研究

诱导轮叶型的设计应尽可能减少静压降,并保证叶片的负荷分布均匀,减轻叶片的汽蚀破坏。利用CFD技术分析了阶梯壳体和叶片打孔对诱导轮叶片负荷的影响,计算结果表明这些措施都可以降低叶片前缘的负荷。相比较于叶片打孔,阶梯壳体更加有助于降低叶片前缘的负荷,在一定程度上提高诱导轮汽蚀性能。最后,通过基于混合模型的汽蚀计算验证了上述结论的正确性。     

非精密进近风险的空管指挥保障分析

<正>非精密进近是一种导航设施只提供方位引导,不提供下滑引导的仪表进近方式。由于这种进近方式缺乏直接用于判断垂直轨迹的仪表指示,且方位引导也不尽精确,飞行员工作负荷大,易造成不稳定进近,易发生可控飞行撞地事故。据统计60%的可控撞地飞行事故都发生在非精密进近中,事故发生数量是精密进近的7倍。所以,非精密进近是一种高风险的进近方式。飞行员要完成一次既安全又高效的非精密进近,需要在做进近准备和简令时更细致、更全面;特别是最后进近航段,较之于精密进近,需要监控的参数更多,需要更好     

基于结构网格的操纵面嗡鸣数值研究

利用无限插值法生成结构化动网格,耦合求解欧拉方程与结构方程,分别模拟了二维带操纵面翼型以及三维NASP机翼周围跨音速流动。对二维带操纵面翼型嗡鸣发生时的流场进行了分析,发现操纵面上的激波后会产生巨大的分离区,且分离区的变化过程滞后于激波变化过程,认为缝隙的存在对嗡鸣发生有促进作用;对三维NASP机翼的研究发现操纵面质量比的增加可以延缓嗡鸣发展。