GO-FLOW法在飞机EHA可靠性分析中的应用

应用GO-FLOW法分析了飞机电静液作动器(EHA)的可靠性。首先在EHA单元功能合理划分的基础上,建立了EHA的GO-FLOW可靠性分析模型,采用布尔代数求解描述反馈环的布尔方程,解决了GO-FLOW图不允许存在循环的难题;其次进行了GO-FLOW运算,得到EHA系统在各时间点的可靠度;再次与GO法的结果比较,验证了GO-FLOW法的可行性和准确性;最后通过MATLAB曲线拟合,得到系统可靠度随时间的变化规律,以便及时对系统进行检修和维护。结果表明GO-FLOW法只需一次运算,就可得到系统在各时间点的可靠度,在减小计算复杂度方面较GO法有优势。     

Experimental characteristics of a two-electrode plasma synthetic jet actuator array in serial

Plasma Synthetic Jet (PSJ) actuators have shown wide and promising application prospects in high-speed flow control, due to their advantages including high exhaust speed, wide frequency band, rapid response, and non-moving components. Although previous studies on PSJ actuators are abundant, most of them have focused on the performance of a single actuator. However, in practice, an actuator array is very necessary for large-scale aerodynamic actuation on account of the small affected area of a single PSJ. In this paper, the characteristics of a two-electrode plasma synthetic jet actuator array in serial are investigated experimentally. Compared to a parallel actuator array, the serial actuator array requires simpler power supply design and is much easier to realize. High-speed photography of the discharge evolution, voltage-current measurement, and shadowgraphy visualization are used in the investigation. Experimental results show that, for the serial actuator array, weak discharges happen firstly between energized and suspending electrodes, and then a strong pulse arc discharge is triggered. The breakdown voltage in serial is irrelevant to such factors as the number of actuators, the maximum or minimum gap in serial, the connection sequence, etc. It is mainly determined by the sum of gaps. For serial actuators with the same anode-to-cathode spacing, the energy deposition is the same, and the jet is synchronous and similar. Because of the entrainment and merging of adjacent jet vortices, the jet front speed of an aligned synchronous jet array increases as the orifice distance decreases. To achieve the highest jet front velocity, the orifice of the actuator has an optimal diameter.     

纳米材料拉伸装置的设计及定量化分析

以压电陶瓷为主体设计了一种用于单体纳米材料原位拉伸变形实验的装置,为了实现力学性能的定量化测量,在该装置中加装了用于测量力的悬臂梁针尖,通过悬臂梁针尖的变形可实现纳米材料力学性能测试中的定量化性能测试.利用该自主设计的纳米材料拉伸仪,以利用热蒸发法制备的非晶氧化硅纳米线为实例,在光学显微镜和扫描电子显微镜下进行了原位力学性能测试实验.实验结果显示:该原位纳米材料拉伸装置可以有效地实现纳米材料的拉伸变形操作,同时对施加在材料样品本身上的力学信号给出定量化的结果.      

Flight safety oriented ice shape modulation using distributed plasma actuator units

Ice accretion on the wings seriously threatens the flight safety of an aircraft. From the perspectives of ensuring flight safety and saving power consumption, the ice shape modulation method using distributed plasma is proposed. Distributed plasma actuator units are designed to modulate the spanwise continuous ice at the leading edge into periodically segmented ice pieces, forming a wavy leading edge. Both airfoil and scaled aircraft model, with continuous and modulated ice, are experimentally investigated and simulated. Compared with the continuous ice, ice shape modulation can significantly improve the aerodynamic performance, flight control characteristics and flight safety. This method can save about half electric power, which is very beneficial for application.     

卫星姿态时延反步容错控制

针对卫星在轨飞行过程中存在执行机构故障及带有常值干扰的控制问题,提出了一种将时延控制(TDC)与反步技术相结合的鲁棒容错控制方法。该方法在继承反步控制优点的同时,引入积分环节用于减小常值干扰引起的稳态误差;同时,利用TDC的逼近能力来补偿执行机构的故障,且对设计者而言,故障信息不需要进行在线的检测和分离,而仅需要一步状态迭代。基于Lyapunov方法从理论上证明了系统的稳定性。最后,将该方法应用于卫星的姿态调节控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和执行机构故障的约束,在完成姿态调节控制的同时,具有良好的过渡过程品质。     

基于观测器的航天器执行机构失效故障重构

针对刚体航天器在轨运行时存在执行机构失效故障和外部干扰问题,提出了一种基于观测器的故障检测与重构方法。该方法运用迭代学习技术,利用上一步的执行机构故障观测信息来估计当前的故障信息,并最终实现故障的精确重构。此外基于Lyapunov方法从理论上证明了此故障诊断方法能够实时、在线地实现对常值、时变甚至随机型的执行机构失效故障的重构,并且对外干扰力矩具有一定的鲁棒性。最后,仿真结果验证了该方法的有效性。
     

泵阀协调控制电动静液作动器方案分析

针对典型的EHA (Electro-Hydrostatic Actuator)系统存在的频响较低的问题,为了兼顾作动系统的效率和频响,将控制阀引入了EHA系统,提出了3种泵阀协调控制的EHA方案,分别是:采用EHSV(Electro-Hydraulic Servo Valve)的EHA系统,采用DDV(Direct Drive Valve)的EHA系统以及采用TPCV(Total Pressure Control Valve)的EHA系统.阐述了这3种方案的系统组成及工作原理,采用AMESim对这3种方案及典型的EHA进行了仿真对比分析.从仿真结果可以看出:泵阀协调控制的EHA系统可以大大提高系统的频响,同时还具有较高的效率.作为3种过渡方案,将对目前机载电动静液作动系统的研制具有实际指导意义.      

基于分布式激励的多激励源联合控制试验方法

针对高速飞行器运行过程中经受的振动环境复杂而现有的振动试验技术无法对其进行充分的振动耐久性考核的问题,提出了一种压电元件、振动台、激振器联合控制的振动试验技术.该方法将激振器、振动台安放在结构刚性较大的骨架位置以提供集中力,压电元件则分布黏贴于结构刚性较小的柔性部位以提供分布式激振力.分析了高速飞行器运行过程中的振动环境特点以及这些环境对高速飞行器产生失效的影响,并基于对压电元件材料以及激励特性的研究,分析了压电元件作为耐久性振动试验分布式激励源的可行性,最后组建完成一套集成压电元件、振动台、激振器三种激励源的试验演示系统并开展试验研究.试验结果显示,应用该方法可控制结构柔性部位上一点的振动量级达到20.8g,表明了该技术的科学性以及巨大的工程应用潜力.     

多射流喷射器的压电激励特性

采用数值模拟方法研究了多射流喷射器的压电激励特性,获得了喷射器的压力、流量和速度波动特性。研究结果表明:多射流喷射器内的压力脉动主要受壁面运动特性影响,压力振幅随激励频率增大而增大;而封闭腔内的压力脉动与壁面位移造成的容积变化有关,压力振幅不随激励频率变化,因此基于封闭腔假设的理论计算方法不能准确预测喷射器的压力脉动。在多射流喷射器内,入口和出口的流量振幅不相同;不同位置的压力振幅分布不均匀导致了不同喷孔的速度振幅存在差异,并对射流形态产生影响。      

昆虫尺度微型仿生飞行器的研究

微型仿生飞行器的研究涉及仿生学原理、准稳态气动力和原理样机的研制等。概述了上海交通大学针对昆虫尺度的微型仿生飞行器的新颖的设计和加工方法。该方法确保了零部件空间位置的合理安排,从而减少了零部件的装配难度。具体来说,压电驱动器的设计考虑了电气隔离和装配问题;传动机构与机身整合成一个部件,避免了相互之间的装配。翅脉的纤维方向进行了合理的布置,使得翅膀拥有高强度和高刚度。最终,研制的压电驱动微型仿生飞行器重84mg,翼展35mm,在100Hz的拍打共振频率下可以产生±60°的拍打角度,能产生足够的升力实现起飞。