论油箱区紧固件的安装力矩和夹紧力的关系

通过对某型号飞机油箱区及密封区紧固件(螺栓、螺母、垫圈等)在装配中出现的过装配、螺栓断裂、螺栓的安装顺序等问题进行分析,并对安装力矩与夹紧力之间关系进行螺栓拉脱力试验,通过试验结果分析它们之间的关系,最终得出合理的安装力矩值。     

V形尾翼气动布局纵向力矩特性研究

针对某无人战斗机所采用的V形尾翼布局,通过求解N-S方程的数值计算方法,得到了上反与下反V形尾翼气动布局的纵向力矩值。对比分析结果表明,上反V形尾翼由于受翼身组合体产生的下洗和速度阻滞作用,随着迎角的增加力矩曲线有上翘现象,但随着马赫数的增加而减弱;下反V形尾翼布局力矩曲线的线性度良好。     

纳秒脉冲表面介质阻挡放电激励改善飞翼力矩特性的实验研究

针对飞翼布局力矩控制问题,采用纳秒脉冲表面介质阻挡放电（NS-DBD）激励,在来流风速30 m/s时,开展飞翼等离子体流动控制风洞试验,研究了不同激励参数和位置对飞翼升阻特性和力矩特性的影响。结果表明,NS-DBD激励能够有效改善飞翼大迎角气动特性。激励频率对飞翼升阻特性影响较大,激励频率为0.2 kHz时,增升效果最好,最大升力系数提高14.5%,失速迎角推迟5°。随着激励频率的增加,增升效果逐渐变差,减阻效果变好。单侧施加激励时,能够实现大迎角下飞翼模型的力矩控制,随着激励频率的增加,滚转力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均滚转力矩系数变化为ΔMX=0.005691;偏航力矩的控制效果增大,激励频率为1kHz时,平均偏航力矩系数变化为ΔMY=-0.001571;俯仰力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均俯仰力矩系数变化为ΔMZ=-0.002576。在中翼段和内翼段施加激励,破坏了飞翼的俯仰力矩特性,在外翼段和机翼右侧施加激励,能够显著改善飞翼的俯仰力矩特性。流场测量结果表明：等离子体激励对飞翼气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和控制横向流动来实现的。NS-DBD激励为改善飞翼布局稳定性和操纵性提供一种潜在的技术手段。     

控制力矩陀螺磁悬浮转子的指数趋近积分滑模控制研究

针对微重力、动框架等多源扰动下磁悬浮控制力矩陀螺磁轴承转子系统的强非线性、参数摄动及未建模动态等问题,开展控制力矩陀螺的磁轴承转子鲁棒控制研究。建立了磁轴承转子轴向通道动力学模型与电磁力工作点线性化模型,分析了系统参数摄动及未建模动态,并在此基础上提出了一种非线性系统指数趋近积分滑模控制方法,设计了含有电流及位移的积分滑模平面,采用指数趋近律与饱和函数抑制抖振实现到达阶段滑模控制律。实验结果表明：采用该方法可有效抑制滑模的抖振现象,参数摄动时系统具有较佳动态性能,同时在转子转动、框架工作时保证系统良好鲁棒性。     

航天器机械臂柔性力控辅助装配方法

文章从装配的实际需求出发,提出一种航天器机械臂柔性力控辅助装配方法:通过在机械臂末端法兰与负载之间安装的六维力传感器感知作用力与力矩信息,人手直接作用于机械臂末端的负载,系统通过负载的重力补偿算法获得人手作用的力与力矩信息,而后以力/力矩信息作为输入来控制机械臂进行移动或转动,使负载柔性跟随人手运动。文章给出了装配方法的详细设计方案与相关算法,并进行了初步试验验证。试验表明,该装配方法可以有效提高在航天器狭小空间内进行大重量工件安装的效率,且安全可靠。     

翼身融合布局缩比模型飞行试验动力影响分析

动力系统的进排气效应是影响翼身融合布局飞机俯仰力矩特性和全机纵向配平的重要因素。为了研究动力对全机俯仰力矩的影响,基于飞行动力学方程,提出了一种动力影响计算方法。以某翼身融合布局缩比模型为研究对象,结合风洞试验数据,分析了模型飞行试验中爬升段、平飞段和下降段动力对全机俯仰力矩系数的影响,同时计算了迎角测量误差对俯仰力矩计算结果的影响。分析结果表明:动力使该翼身融合布局缩比模型低头力矩增加,会对全机纵向配平产生不利影响;迎角测量精度对俯仰力矩计算结果有较大影响。     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0．7％以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma＝5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

加速度计的力矩再平衡技术

简要地介绍了加速度计力矩再平衡电路的发展过程及在实际应用中应考虑的技术问题。     

基于退步法的敏捷航天器姿态控制方法

主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。