舵面
- 不同流动状态下舵面气动热弹性分析
成等[5]在假设舵面不同位置发生转捩的条件下，构造出不同的热分布模型，考虑热应力和材料在不同温度下的属性。通过计算欧拉方程得到无黏流场，应用基于计算流体力学（CFD）技术的当地流活塞理论，计算高超声速翼型的非定常气动力进行气动热弹性分析，研究了转捩位置的不同对舵面气动热弹性的影响。郭同庆等[6]采用单向气动弹性—气动热耦合方法，开发了高超飞行器沿着预定的弹道飞行时的气动热弹性分析方法，通过CFD 和计算结构力学（CSD）耦合的方法，对每个轨迹点上瞬态加热过
航空科学技术 2023年11期2023-12-09
- 非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法*
特性。针对飞行器舵面故障下的主动容错控制，目前研究较多的是具有冗余舵面配置的飞行器。然而，非冗余舵面配置的临近空间飞行器，难以应对舵面卡死等故障，往往需要反推力矢量装置(Reaction Control System，RCS)加以辅助补偿故障力矩。尽管RCS与舵面一般情况下属于独立飞行时段，但是在大气稀-稠过渡阶段且RCS有剩余资源配置的情况下，RCS对于非冗余舵面的故障补偿与控制重构具有重要作用。因此，本文开展非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法研究
飞控与探测 2023年3期2023-10-18
- 小展弦比蒙皮骨架舵面颤振抑制方法研究
计要求，目前导弹舵面多采用蒙皮骨架结构。舵面弯扭耦合型颤振是一种常见的气动弹性不稳定现象，是作用在舵面上的气动力与舵面弹性力和惯性力相耦合引起的某些模态自激振动。如果导弹在飞行过程中发生舵面颤振，结构会在短时间内被破坏，引发灾难性后果。因此，颤振的抑制问题备受学术界和工程界关注。颤振抑制研究最早发展于航空领域，众多学者对飞机翼面的颤振抑制开展了大量研究［2-7］。随着战术武器型号发展，超声速导弹舵翼面颤振抑制问题逐渐受到工程界的重视。刘献伟等［8］指出颤振
空天防御 2023年2期2023-07-12
- 飞翼布局矢量推力无人机容错控制研究
。该机由多组气动舵面通过差动偏转为机体提供所需的控制力与力矩。多执行机构设计赋予了系统较高冗余配置，同时也增加了舵面故障的概率。在面临突发舵面故障情况时,如何通过容错控制来保证飞机安全飞行,是本文的研究重点。国内外学者在无人机舵面故障的容错控制领域已获得了不少研究成果,针对固定翼无人机舵面故障容错控制,文献[1]分析了单侧副翼卡死后,故障飞机的受力情况;建立侧向故障运动方程组,通过力矩平衡关系,利用方向舵和旁侧副翼提供额外控制力矩补偿飞机姿态,扼制故障飞机
西北工业大学学报 2022年5期2022-11-08
- 预载下带间隙舵面旋转频率测试方法研究
[8]针对含间隙舵面的二维动力学模型,研究了其非线性动力学行为,并分析了系统稳定性及参数对其特性的影响。孙玉凯等[9]利用条件逆谱法和时域非线性子空间法,通过非线性系统辨识获得间隙非线性参数,同时获得非线性结构的标称线性系统的频响函数,从而开展结构的非线性系统辨识。徐彦等[10]针对空间可展开机构中的含间隙铰链,建立了非线性动力学模型,并研究其非线性动力学特性。Candon等[11]提出了一种基于成熟的非线性系统识别方法的信号处理框架,以快速诊断飞机系统中
机械科学与技术 2022年10期2022-11-07
- 飞机舵面振荡故障载荷分析方法研究
飞行操纵系统控制舵面的运动来实现的，飞行操纵系统的正常工作对飞机的安全飞行至关重要。随着科技的发展，电传操纵系统凭借其通用性高、易于维护升级、可以适应复杂的外部条件变化、易于监控和实现自动驾驶等优点，逐渐淘汰了早期的机械传动系统。相对于机械控制系统，电传操纵系统无论是硬件还是软件都要复杂得多，这导致其故障的范围大大增加，从传感器、控制电路到作动系统，都存在着出现故障的可能。飞控系统的故障将导致飞机的异常运动，甚至带来灾难性的后果。通过无限制地提高硬件性能来
机械设计与制造工程 2022年9期2022-10-19
- 组合扭杆式折叠舵展开性能研究
和摩擦力。为满足舵面展开的驱动力要求，程国锋采用高压气体作为动力源，高压气体推动活塞在气缸内运动，活塞推动舵面实现展开动作，其舵面展开时间为12 ms。王国超研制的某型火工品折叠舵，采用火药作为动力源，推动气缸内的活塞运动，带动动舵面实现展开，其舵面展开时间约为14 ms。采用高压气体或火药作为动力源，虽能在极短时间内实现舵面展开，但在安全性方面存在隐患，为提高折叠舵安全性，曾清香提出了一种片状叠加矩形截面扭簧作为展开动力元件的折叠舵，扭簧采用4片簧片叠加
兵器装备工程学报 2022年8期2022-09-13
- 变截面舵面结构全场瞬态变形测量及振动特性分析
)0 引言变截面舵面结构是飞行器的一个重要部件，其在空中飞行时，由于外部环境的激励作用结构将不可避免地产生振动，如何准确测量变截面舵面结构振动特性并实时获得由于振动引起变截面舵面结构的变形、进而获取其模态参数并提高试验效率尤为重要，因此对变截面舵面结构进行振动变形测量具有重要意义[1-2]。有限元技术为结构进行模态分析提供了一种好的方法，但复杂结构件的加工工艺和结构件实际装配过程存在一些差别，有限元方法总会造成一定误差[3]，尤其对飞行器中变截面舵面结构的
计算机测量与控制 2022年6期2022-07-09
- 某战术导弹舵面异常高频抖动机理分析
型炸弹制导化改造舵面及其操作系统进行颤振分析；王强等采用基于模态综合法分析了含间隙折叠舵面的极限环振动；李治涛等采用CFD/CSD耦合数值和试验方法分析了双线性非线性全动舵面的极限环振动；隋鑫等分析了含间隙舵面非线性颤振特性；何昊南等进行了有间隙折叠舵面的振动试验与非线性建模研究。Kim等探讨了复合材料的铺层对舵翼振动的影响；Yoo和Aksoy等采用了不同的方法旨在抑制舵翼的振动。对于亚声速导弹而言，导致舵翼振动还可能是因为底部分离流对舵翼的诱导作用，文中
弹箭与制导学报 2022年2期2022-06-06
- 一种铝合金舵面加工技术的研究
很多零部件组成，舵面零件是其中重要组成部分之一，舵面零件在飞行器飞行过程中起到极为关键的作用，由于其表面光洁度要求较高，材质比钢件软，不宜装夹，加工余量较大，很容易变形，所以加工质量难以控制，生产效率比较低[1]。针对以上问题，本文在工装夹具、刀具、加工方法等方面进行研究，使该难题得到了很好的解决，保证了舵面零件的精度、质量及生产效率，完成了该类零件的科研攻关，取得了不错的加工效果[2]。1 结构及加工分析某型号舵面零件结构如图1所示，结构特点及加工难点如
机械工程师 2022年5期2022-05-14
- 基于分布式仿真的飞控系统功率消耗分析
建立飞控系统典型舵面的功率仿真模型；然后在基于DDS软总线的分布式仿真平台上，通过典型飞机真实飞行状态参数激励飞控系统仿真模型，获得全飞行过程的飞控系统关键参数，对飞控系统功率进行计算。该方法对飞控系统工况下的功率消耗情况进行定量的仿真分析，获得全飞行阶段不同舵面系统的功率消耗情况。1 基于AME的飞控系统建模现有典型民用飞机飞控系统主要以液压能源系统作为驱动源，提供液压能来驱动作动器。作动器通过机械结构与舵面进行连接，从而控制舵面实现飞机的姿态控制。由于
现代电子技术 2022年4期2022-02-21
- 飞机铁鸟舵面加载存在的问题及其解决方法
系统地面模拟试验舵面加载(简称飞机铁鸟舵面加载)是飞机首飞前必须进行的一项重要试验，该试验主要考核飞机飞控操纵系统(含操纵作动器、机构、油路、电气、连接结构、翼面等)在气动载荷铰链力矩作用下收放功能的可靠性。飞机首飞后根据发现的问题，很多工况的试验还将继续进行。空客、波音等公司非常重视该项试验，半个世纪前就开展了这项试验[1]。我国近十几年来对此也很重视，并在ARJ、M700、AG600、C919等多个型号开展了这项试验。目前，铁鸟舵面加载[2-5]的研究
工程与试验 2022年4期2022-02-05
- 双射流环量控制翼型的控制力矩特性研究
行器仍然采用控制舵面作为气动力的控制部件，但是传统的控制舵面存在一系列问题［1］，其中包括：结构质量增加、隐身性能差、工作噪声大、控制舵面的偏转存在严重的安全隐患，不仅降低了飞机的可维护性和使用效率，还严重影响了飞行器性能的发挥，制约着先进飞行器的发展。而主动流动控制技术的出现与发展，不仅极大地改善了飞机的气动力特性，同时能够根据飞行状态实时调整扰动强度和方式，控制效率得到很大程度的提高。常见的主动流动控制技术包括合成射流、环量控制、等离子体激励器等［2］
北京航空航天大学学报 2021年12期2022-01-15
- 基于拔销器锁定的飞行器气动控制面解锁控制方法
布局的不同可以是舵面或翼面，用于提供气动控制力及控制力矩。根据工作时序的设计，飞行器飞行过程中的某些时段内，这些气动控制面需要保持固定转角，其余时段则需要进行转角的动态控制。因此，在舵面或翼面保持固定转角的飞行时段，需要设计专门的锁定机构实现对气动控制面的锁定，并根据需要在特定的时间点进行解锁，随后即可对舵面或翼面转角实施控制[1-3]。可靠的锁定与解锁技术是保证飞行控制品质的前提，尤其是随着变形飞行器等新概念飞行控制技术的发展，使得飞行器舵面或翼面的锁定
兵器装备工程学报 2021年12期2022-01-11
- 空空导弹复合材料舵面颤振分析
建立了复合材料舵面的颤振分析模型， 并计算了其常温下的颤振速度， 研究了铺层对复合材料舵面颤振特性的影响， 结果表明： 复合材料舵面在海平面上的颤振速度为575.8 m/s， 舵面的颤振耦合形式为典型的弯曲和扭转模态耦合。 舵面颤振速度随飞行高度的升高而升高， 且与其前两阶频率的差相关， 当舵面前两阶频率差增大时， 舵面的颤振速度也相应增大; 通过调节舵面的铺层角度、 铺层比例及铺层顺序来增大舵面的前两阶频率差， 可提高舵面的颤振速度。关键词：空空导弹;
航空兵器 2021年4期2021-09-18
- 基于自适应成长法的舵面结构动力学拓扑优化设计方法研究
短的设计周期，而舵面作为弹体的重要部件，是飞行器主要承力部件之一，需要具有良好的气动性能，并满足重量轻、承载大等结构设计要求，以保证在各种使用环境下正常工作［1］。目前，在工程上常采用调整配重和改变舵轴等方法来提高舵面力学性能，针对不同型号，需要不断校验结构并更新设计方案，耗费大量时间精力，且可能引起飞行器总体指标性能的下降［2-4］。结构拓扑优化是用于结构概念设计阶段的一种优化设计技术，能在给定的设计空间、支撑条件、承载条件和工艺设计要求下，确定结构材料
空天防御 2021年2期2021-06-24
- 推力矢量飞机鲁棒故障检测与辨识和指令滤波容错控制系统设计
强烈的气流会增大舵面和执行器的故障率,不仅影响作战任务的完成,甚至会造成机毁人亡的严重后果.因此,针 对TVA进行故障检测和 容错控 制方法 的研究,具有重要的意义.当舵面和执行器发生故障时,舵面偏转的角度和速度会发生变化,舵面所提供的气动力和气动力矩也会发生相应变化,最终导致TVA的飞行姿态也随之变化[8].TVA安装有可以实时测量舵面偏转角度和速度的传感器,当舵面发生异常偏转时,传感器可以捕捉到这一变化,检测并诊断故障.另外一方面,TVA安装有姿态角和
控制理论与应用 2021年4期2021-04-29
- 飞机强度试验舵面偏角测量方法的研究
向舵、副翼等活动舵面的偏角进行测量。因此，需要一种方便、准确、简单、可靠的测量方法对舵面的偏角进行测量。由于飞机设计本身的原因，无法在舵面转轴上直接安装角位移传感器对舵面的偏角进行测量。传统机械夹具测量方法[2]、编码器方法、象限仪测量法[3]虽然操作简单，但受安装精度的影响，误差较大；激光雷达虽然测量精度高，但其操作复杂且成本高昂[4]，很难满足试验现场快速、准确的测量要求。随着倾角传感器的不断发展，其已广泛应用于角度测量的场合。严共鸣[5-7]等提出了
工程与试验 2021年1期2021-04-22
- 导弹飞行与蜻蜓有什么关系？
动力，弹体四周的舵面主要用来保持导弹的飞行姿态。然而，导弹在某些飞行时刻，舵面会发生异常振动现象。随着振动频率的增加，舵面的振动幅度会大幅上升，甚至像纸一样在空气中上下飘动。起初，科研人员百思不得其解，但空气动力学的发展为他们提供了思路。经过详细分析，最终所有证据链条都指向了同一个幕后者——颤振。颤振是指当导弹舵面在气流中运动并加速到某一临界速度值时，在结构弹性力、惯性力和气动力等耦合作用下出现的一种振幅不衰减的自激振动。蜻蜓的飞行原理给科研人员提供了关于
军事文摘·科学少年 2021年2期2021-03-08
- 基于积分器初值的无人机飞行控制律平滑切换方法
的切换可能会引起舵面瞬间跳变，从而产生较大的力矩，姿态变化剧烈，可能使无人机不可控，因此如何实现多组复杂控制律之间的平滑切换，避免舵面瞬变，是无人机自主飞行控制的关键技术。对于多模态控制律切换问题，段广仁等[4]基于参数化特征结构配置结果及模型跟踪方法，设计了满足输出跟踪性能并使多模型系统中各闭环子系统逐渐稳定的多模型切换控制律集合，通过协调选取各子系统控制律中的参数来抑制切换时刻的输出跳变，这种方法理论性太强，工程可实现性较差；王元超等[5]基于Stat
宇航总体技术 2020年4期2020-08-04
- 基于CSD/CFD舵面气动力流固耦合仿真分析
空空导弹空气舵面与气动力存在流固耦合作用。 采用ANSYS Workbench 14.5对空气舵面与气动力进行了流固耦合仿真分析， 研究了攻角和马赫数对舵面振动位移的影响。 研究表明， 舵面振动位移频率受攻角和马赫数的影响较小， 舵面振动位移幅值随攻角和马赫数的增大而增大， 并呈非线性关系。 低马赫数范围内， 飞行速度的变化对舵面振动位移的影响更为明显。 攻角为30°， 马赫数为3时， 舵面振动位移曲线更趋向于等幅振动， 舵面趋向于颤振临界状态。关键词
航空兵器 2020年2期2020-07-30
- 基于扩张状态观测器的运输机多故障容错控制
ing747飞机舵面损伤故障的容错控制。2011年，陈勇等［4］分析了多操纵面飞机的特点，在多目标混合优化算法的基础上，提出了一种自适应修正故障操纵面权值的控制分配方法，有效协调了舵面故障后的指令分配问题。2012年，黄宇海等［5］将自适应动态面反步法应用到了高超声速飞行器纵向模型，在舵面发生卡死故障时，通过在线调整控制器参数，实现了有效的容错控制。2017年，马骏等［6］针对飞机舵面故障引起的系统内部未建模动态，设计了L1自适应容错控制律，实现了飞行器匹
北京航空航天大学学报 2020年5期2020-06-16
- 基于模态综合法的含间隙折叠舵面动态特性分析
飞行器会采用折叠舵面结构，如舰载飞机机翼、导弹弹翼等。但由于加工生产中的超差、装配误差以及使用磨损等因素，折叠舵面中不可避免地存在着间隙。间隙非线性是折叠舵面结构最为常见的一种集中式结构非线性，它的存在会改变折叠舵面的刚度特性，进而对飞行器的气动弹性特性(包括颤振特性和动力学响应)产生重要影响[1-3]。赵永辉和胡海岩[4]研究了操纵面自由度具有间隙的二元翼段颤振特性，发现铰链间隙的存在会使机翼发生极限环振荡和跳跃。Gold和Karpel[5]研究了具有铰
航空学报 2020年5期2020-06-03
- 多场载荷作用下舵面蒙皮响应分析及寿命预估
6）1 引言导弹舵面在真实工作环境中，气动载荷和高分贝噪声双重影响下使舵面蒙皮承受巨大的气动压力、热应力和随机声激振力。这种复杂载荷不仅改变结构刚度，也改变了材料参数和形状，使结构表现出复杂的大扰度非线性响应，严重影响打击精度，甚至导致蒙皮开裂失效，对导弹结构完整性和整体可靠性产生严重威胁[1-2]。然而模拟这种复杂的工作环境费用十分昂贵，并且获得可靠数据比较困难。因此复杂载荷下舵面蒙皮响应分析及寿命预估在导弹设计阶段起到重要辅助作用。目前对导弹舵面研究主
机械设计与制造 2020年5期2020-05-21
- 舵面形状对铰链力矩的影响分析
称之为铰链力矩。舵面铰链力矩的大小,直接影响制导弹箭的机动性。铰链力矩越大,在一定舵机功率下得到的舵偏转速度越小,飞行时弹箭对控制指令的响应越缓慢。铰链力矩系数取决于舵的类型、舵面几何形状、舵轴位置、马赫数、攻角和舵偏角,在弹箭设计过程中,为尽量减小铰链力矩,常采用轴式气动补偿,即将舵轴移至压心附近。然而,随飞行马赫数在亚跨超范围内变化,舵面压心在一个较大范围内移动,超音速段压心后移,亚跨音速段压心前移,对于全速域飞行弹箭,轴式补偿并不能很好地兼顾。因此,
弹道学报 2019年4期2020-01-10
- 基于增量动态逆的倾转旋翼飞行器飞行控制律设计
操纵既需通过气动舵面又需通过推力矢量舵面，故其还存在操纵冗余的问题[6-7]。针对倾转旋翼飞行器的控制研究，特别是过渡过程的控制方案研究，国内外学者提出了一些解决办法：文献[8]提出采用多目标非线性规划控制方法解决倾转旋翼飞行器操纵冗余问题，并采用经典线性PID控制器实现稳定的飞行控制；文献[9]采用状态反馈结合补偿矩阵设计姿态内回路，用PI控制设计外回路；文献[10]提出基于平均驻留时间方法研究倾转旋翼飞行器过渡飞行过程的有限时间切换控制问题。虽然上述方
兵工学报 2019年12期2020-01-08
- 浅谈一种可伸缩的气流喷射增升装置
：失速;临界角;舵面引言：随着科技的发展，飞行器的效率以及安全性能也都在与之进步。现代民航飞行器在考虑舒适度的问题同时也在思索着如何更好的提供乘客的保障，以及用最小成本来换来最大的经济效益。而战斗机在追求更高更远的目标以外也在考虑更好的灵活性以及如何把飞机的各项指标都趋近于“无穷大”。针对上述问题就产生了一个共同点，就是飞机的迎角和失速问题。飞机的迎角，即飞机机翼的横剖面和迎来气流的夹角，它关乎到飞机的失速和机动性能。飞机一旦达到或者是超过这个所谓的迎角，
科学导报·学术 2019年19期2019-09-10
- 中高空超音速有控火箭靶弹的弹道设计
发射角、舵偏角和舵面偏转控制时间等参量，改善火箭靶弹的弹道特性，实现滑翔飞行、准平飞和平飞等供靶弹道，为防空导弹提供操作简单、成本低、能够平飞的中高空超音速靶[7-8]。1 有控弹道供靶方案有控火箭靶弹模拟中高空超音速飞行目标，提供近似平飞的弹道是通过鸭舵偏转产生配平攻角实现的。故有控火箭靶弹在供靶时采用不同的发射角，通过调整舵面的偏转角度和偏转控制时间，可以得到超音速滑翔飞行弹道、准平飞弹道和平飞弹道。为了得到符合要求的供靶弹道，采用俯仰角程序角控制方式
兵器装备工程学报 2019年5期2019-07-04
- 一种航空飞行器翼面检测系统设计
差直接影响着飞机舵面性能，从而影响飞机飞行，存在飞行安全隐患。为了减小这些因素对飞行的影响，飞机舵面的性能评估成为了飞机产品质量检测的主要项目之一。本文从舵面性能需求出发，研制了一套自动检测装置。该检测装置要求一方面能够方便地安装到翼面和舵面上，配合舵面和翼面的自检系统，进行实时控制与显示舵面偏转角度，同时进行存储；另一方面，检测装置需要根据实时输出的三维坐标值计算出当前偏转角的测量值，并和控制偏转角进行对比，分析当前舵面和翼面偏转控制性能是否处于正常范围
工程与试验 2019年4期2019-03-27
- 高超声速飞行器空气舵系统耦合特性分析及颤振抑制研究
加热作用下的弹性舵面共同形成的耦合系统，存在着流、固、热、电、磁等多物理场的耦合作用。在一定的条件下，这种耦合可能引发颤振失稳，对飞行器的飞行安全产生严重影响[1]。在颤振工程分析中，由舵面与舵机组成的舵系统一直是受关注的重点。在常规的舵系统颤振分析中，通常假设舵机为一个线性环节，其提供的支持刚度为一个常数。因此以线弹性元件来模拟舵机，其刚度值以舵面模态试验结果为依据调整得到。事实上，舵机本身是一个复杂动力学系统，其等效刚度是一个与频率有关的复数。此外在舵
导弹与航天运载技术 2019年1期2019-02-19
- RCS对舵面控制特性影响的数值模拟
压较低，导致气动舵面效率降低甚至失效，必须采用反作用控制系统(RCS)进行姿态控制和轨迹追踪；随着飞行高度降低，来流动压增加，RCS效率降低，气动舵面逐渐介入操纵，在此过程中，RCS和气动舵面一起对飞行器进行控制，通过RCS/舵面复合控制技术，可以大幅降低RCS流量、节省燃料；最终，RCS退出操纵，气动舵面独立控制飞行器的飞行姿态[1-3]。RLV在采用RCS/舵面复合控制技术进行飞行姿态控制时，气动舵面与RCS之间可能存在相互干扰，影响彼此的控制效果。在
航空学报 2018年11期2018-11-30
- 双摇臂舵传动机构设计与仿真
、操纵飞行器活动舵面偏转的重要装置。文章提出一种双摇臂舵传动机构，以伺服作动器内置、传动精度高、刚度高为目标，完成了机构构型方案与详细设计，并通过动力学仿真与刚度分析验证了方案的可行性与合理性。关键词：双摇臂；传动机构；舵面中图分类号：TH132 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）31-0096-03Abstract： Transmission mechanism is a kind of rudder drive transmiss
科技创新与应用 2018年31期2018-11-22
- 小展弦比有限厚度舵面颤振特性分析*
主要由伺服机构和舵面组成，通过伺服机构驱动舵面偏转，给飞行器施加设定的控制力和控制力矩，稳定现有飞行状态或改变至预定飞行轨迹，从而实现飞行姿态的实时控制和调整.小展弦比有限厚度舵面是武器系统的典型舵面形式，舵面的气动弹性稳定性[1-4]是决定飞行成败的关键，因此在结构设计初期针对飞行设计工况下不同攻角及不同载荷状态开展舵面颤振分析尤为重要，是保证产品研制及飞行成功的关键环节.文献[5]研究了典型温度分布下小展弦比舵面结构模态特性，得到了不同温度分布下单独舵
空间控制技术与应用 2018年2期2018-05-15
- 奇妙的舵面运动
位于机翼、尾翼上舵面的运动，瞬间姿态发生变化，灵活安全起降，翶翔于蓝天白云之中。你可知道，是“谁”在推动飞机舵面的运动？动力从哪里来与作用于机翼上的升力不同，舵面运动时，气流沿舵面表面运动的力，称为切向力，与升力方向垂直。若提供大于切向力的动力，舵面就会产生运动。由于舵面偏转的角度不大，切向力远小于升力。早期的飞机，舵面运动主要依靠飞行员手动操纵，脚蹬力就能从容应对。随着飞机的块头越来越大，飞行速度越来越快，飞行员手动和脚蹬操纵越来越力不从心，于是开始通过
大飞机 2018年7期2018-05-14
- 基于DHDAS动态信号采集分析系统的折叠舵面模态试验探究
为分析、判断折叠舵面的振动特性，提前发现装配、加工缺陷，减少导弹发射事故及成本，利用DHDAS动态信号采集分析系统采集折叠舵面施加载荷后舵面的反馈数据，分析折叠舵面的模态特性，进而判断折叠舵面装配质量是否合格。主题词：折叠舵 模态试验 动态采集系统1 模态试验系统组成及基本原理1.1 模态试验的系统组成模态试验所涉及到的设备主要有：1.2 模态试验的基本原理模态试验的基本原理及总体流程如下图1所示：2.模态试验探究过程2.1 折叠舵面的载荷施加点选择根据折
科学与财富 2018年1期2018-03-03
- 飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响
)飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响姚军锴*,曹德一,何海波(北京机电工程研究所,北京 100074)采用数值模拟方法分析了飞翼布局飞行器舵面缝隙对各舵面操纵效率的影响。结果表明：舵面缝隙使得内侧、外侧升降副翼的操纵效率均有所降低，且舵面缝隙越大，操纵效率的降低量越多；有缝隙存在时开裂式方向舵的操纵效率比无缝隙高。内、外侧升降副翼操纵效率降低的原因是下表面气流通过舵面缝隙流至上表面从而降低了上下表面压力差和阻滞了主流；开裂式方向舵大舵偏时操纵效率增加的
空气动力学学报 2017年6期2017-12-25
- 高超声速可变形双翼气动特性
件下可变形双翼的舵面偏转角选取困难的问题，通过结合二分法、遗传算法和高斯牛顿算法对处于不同迎角和不同马赫数条件下的可变形双翼的舵面偏转角进行了选取确定,分析了可变形双翼的气动特性和舵面偏转角对其气动特性产生影响的机理。研究表明：当来流马赫数为5，迎角从1°～8° 变化时，可变形双翼的升阻比明显大于Busemann双翼的升阻比，最大可达4.2倍；当迎角为3°，来流马赫数从0.5～5变化时，可变形双翼的升阻比最大可达Busemann双翼升阻比的3.4倍。结果表
航空学报 2017年9期2017-11-20
- 飞艇矢量推力与舵面复合控制分配研究
)飞艇矢量推力与舵面复合控制分配研究苏润，赵明(中国电科集团公司第三十八研究所，安徽合肥 230088)传统飞艇、固定翼以及旋翼飞机的技术特点越来越多地融合于现代飞艇的设计之中。矢量推力与舵面复合控制分配是其中一项关键技术。该文分析了链式分配法和数学规划法两种典型控制分配方式的特点。考虑飞艇低速舵面失效问题，结合飞艇矢量推力与舵面复合控制的实际需要，提出一种新型的控制分配方法。通过仿真分析，该方法可以保证飞艇低速时操纵控制的有效性，在此基础上尽可能以最小的
电脑知识与技术 2017年24期2017-09-28
- 飞机操纵舵面偏角测量系统设计
089)飞机操纵舵面偏角测量系统设计肖砷宇(海军装备部，陕西 西安 710089)针对传统舵面测量方法的弊端，提出了一种新型的舵面偏角自动化测量系统。通过分析测量系统各组成部分的工作原理及布局，对整体测量系统的设计及详细实现方案进行了论证，表明该新型舵面偏角测量系统能够节省人力、提高生产效率、缩短生产周期。舵面测量；测量系统；数据采集0 引言飞机操纵舵面包括副翼、扰流板、方向舵、升降舵等，它们的装配质量直接影响着飞机的飞行轨迹及安全。某型机飞行控制系统为三
西安航空学院学报 2017年3期2017-07-05
- 某型运输机方向舵结构旋转模态研究
有很大影响。影响舵面的非线性因素也主要表现为间隙非线性。舵面结构由于在测试时往往处于上电上压状态，要求在测试过程中能在短时间内，得到舵面结构的收敛频率。目前最常用的舵面旋转频率测试方法为渐进加力法。然而，这种方法受激振力值及舵面强度的限制，很难在短时间内得到舵面的收敛频率。文章在渐进加力的基础上，采用加预载的方法来克服舵面的间隙，减小了测试过程中的最大力值，避免了舵面强度不够的影响，并且缩短了测试时间，提高了测试效率。关键词：舵面；地面模态试验；非线性；旋
科技创新与应用 2017年17期2017-06-16
- 舵面角度测试方法研究
201210）舵面角度测试方法研究唐曦文（上海飞机设计研究院 民用飞机模拟飞行国家重点实验室，上海 201210）在飞机地面模拟试验中需大量测量各系统舵面角度，通过利用LVDT伸长量变化的方式实现舵面角度的测量，并用实例说明如何根据被测对象的运动特点合理选择LVDT的量程和安装支架满足测试要求。线性差动传感器；舵面角度测试；量程；安装支架0 引言线性差动传感器（LVDT）是机械-电信号传感器，它的输入信号是铁芯的机械位移量，输出是一对与铁芯位移成正比的交
制造业自动化 2017年3期2017-05-02
- 飞翼无人机静气弹参数分析及操纵效率计算
性参数响应及不同舵面的操纵效率。首先通过气动结构松耦合技术研究了飞翼无人机静气动弹性响应，对比分析刚性与弹性气动特，分析高度、马赫数、迎角及侧滑角对静气动弹性的影响；其次研究单一舵面偏转与组合舵面偏转的静气弹性，并分析结构几何非线性对静气动弹性的影响；然后分析阻力方向舵开裂角对静气弹的影响；最后计算不同马赫数不同舵面的操纵效率。研究表明迎角增大位移幅值也增大，不同高度位移响应频率形式是一样的，侧滑角对无人机半模静气动弹性响应并没有影响；开裂角增大位移幅值减
西北工业大学学报 2016年5期2016-11-18
- 飞机新型舵面偏角测量系统的研究
089）飞机新型舵面偏角测量系统的研究夏芝玮（西飞公司 陕西西安 710089）本文描述了传统舵面测量方法的弊端，并提出了一种新型的舵面偏角自动化测量系统。分别从整体测量系统设计及详细实现方案等方面进行了论述。通过分析各组成部分的工作原理及特点、测量系统的工作原理及布局分析，表明该新型舵面偏角测量系统能够节省人力、提高生产效率、缩短生产周期。舵面测量；测量系统引言飞机操纵舵面包括副翼、扰流板、方向舵、等，它们的装配质量直接影响着飞机的飞行轨迹及安全。某型机
大科技 2016年32期2016-07-12
- 基于风洞测压试验数据的舵面铰链力矩系数计算方法研究
洞测压试验数据的舵面铰链力矩系数计算方法研究朱百六（中航通飞研究院有限公司，广东珠海519040）摘要：基于风洞测压试验所获得的压强数据，采用数值积分的方法计算出了舵面铰链力矩系数。通过分析数据并将数据与CFD计算结果进行比较，证明了数据具有一定的可信度，说明该铰链力矩计算方法具有一定的工程应用价值。推导出了计算舵面铰链力矩系数的积分公式，此公式简单可靠，但只适用于铰链轴位于弦平面内的舵面，而不适用于铰链轴位于弦平面外的舵面。关键词：测压试验；铰链力矩；C
广东科技 2016年8期2016-05-17
- 钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振设计
径。某型空空导弹舵面采用Ti-6AL-4V材料的超塑成型/扩散连接4层板结构，形成上下蒙皮加内部展向、弦向分布的加强筋结构，其静力强刚度通过调整4层钛板的厚度和加强筋的分布以满足设计要求。飞行器在飞行中由于颤振造成失效或损坏是常见事故之一。颤振现象的本质是气动弹性运动不稳定现象，当升力面具有两个以上的自由度，在一定的临界速度（或动压）及相位关系下，可能发生耦合的等幅简谐振动。当速度超过临界值后，任一微小扰动均将引起发散性振动，严重时会使飞行器完全解体[2]
航空制造技术 2015年6期2015-05-31
- 多用途作战飞机复合控制技术研究
制技术框架。针对舵面控制不足和控制冗余两种情况,设计了相应的复合控制方案,并结合现有的复合控制方法,实现了基于飞行任务的复合控制策略。仿真结果表明,该控制策略能够有效地实现面向典型飞行任务链的复合控制,保证了整个任务过程的飞行性能。飞行控制; 多用途; 复合控制0 引言现代战场环境的特点要求作战飞机必须同时拥有空战、对地和对海等打击能力,以应对来自空中、地面和海面各种可能的威胁,其多用途化已成为战术特性的一个重要指标。高灵活、高机动和高隐身等性能的追求使得
飞行力学 2015年6期2015-03-16
- 多舵面飞机电力作动系统协调控制策略研究
710038)多舵面飞机电力作动系统协调控制策略研究李成茂, 石山, 刘德鹏(空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038)随着大型飞机舵面结构布局的变化,传统的集中式结构飞控系统难以满足舵面协调过程中准确性的要求。为此引入多智能体的概念,将单个舵面等效为一个智能体,构建分布式电力作动系统的多智能体系统结构。采用联盟式体系结构,分别对联盟内部分体式舵面智能体的同步联动控制、不同联盟间舵面协调偏转控制进行控制策略的设计,并建立仿真模型。仿真结果
飞行力学 2015年5期2015-03-15
- 飞机纵向运动自修复控制律设计
9)0 引言飞机舵面故障包括舵面损伤、卡死、饱和以及松浮等［1］，这些故障会导致飞机气动力和舵面控制效能发生变化，从而影响飞机的控制效能，造成飞机动态特性变坏，甚至失去控制。自修复飞行控制是解决该类问题的有效途径。文献［2-3］提出设计控制重构模块补偿常规飞行控制的方法，对舵面故障时进行控制律重构。当舵面发生故障时，文献［4-5］通过自适应控制，调整飞机跟踪参考模型的输出，从而完成故障情况下的飞行控制。这些方法均取得了较好的控制效果，但在设计过程中面临着重
飞行力学 2014年5期2014-12-25
- 鸭式与正常式导弹滚转特性数值研究 *
向姿态控制简单、舵面使用攻角大而受到青睐。但是这两种常规布局形式也存在明显不足[2]，鸭式布局导弹横向稳定性差，最大可用攻角受限，而正常式布局舵面效率低、响应较慢、布局位置安排较为困难。战术导弹的布局形式对其滚转特性有很重要的影响，为此，针对这两种常见气动布局形式在这方面的研究工作得以广泛的展开，尤其是鸭式布局为实现横滚，采取了很多相应的措施[3]，也取得了不错的效果，并且有的已经应用于工程实践中。文中通过数值仿真研究分析正常式布局导弹与鸭式布局导弹在滚转
弹箭与制导学报 2013年4期2013-12-10
- 大型客机无尾布局航向组合舵面控制技术研究
无尾布局航向组合舵面控制技术研究李路路, 张彬乾, 李沛峰, 张明辉(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)针对无尾布局航向控制问题,提出了嵌入式阻力舵与襟副翼组合的航向组合式操纵舵面,结合300座级翼身融合布局大型客机设计方案进行了舵面设计和风洞试验研究。结果表明,单独嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同时,耦合了更大的滚转力矩和侧力,需解耦消除;采用组合式舵面,不仅可提供更大的航向控制力矩,同时减缓甚至消除了耦合滚转和侧力。在某些舵面组合状
飞行力学 2013年5期2013-11-06
- 基于线性规划的气动舵重构控制分配*
配备了更多的气动舵面，而且气动舵面之间存在更强的耦合。当飞行器配备的气动舵面数量超过3个，即超过俯仰、偏航、滚转3个控制方向时，称气动舵面的控制能力具有一定的冗余度。如何将俯仰、偏航和滚转控制力矩转换为气动舵面偏转指令即为控制分配问题。由于气动舵面之间的耦合和冗余，使得将控制力矩指令转化为有效的气动舵面偏转指令具有一定难度，尤其当气动舵面存在位置和速率饱和限制时更具挑战性。如何给出合理的气动舵面偏转指令固然重要，但是当某些气动舵面存在某种硬件故障而不能正常
航天控制 2013年3期2013-05-15
- 基于线性矩阵不等式的动态控制分配方法研究
针对飞行器的气动舵面控制分配问题展开研究，并分别采用静态控制分配方法和本文提出的动态控制分配方法进行仿真验证。假设飞行器具有4个气动舵面，选取4个气动舵面主要是为了让气动舵面控制存在冗余，舵面1和舵面2为具有零点的二阶线性模型，舵面3为经典的二阶振荡环节，舵面4为一阶惯性模型。气动舵面的动态性如下：(20)气动舵面效率矩阵对于所有的k均为时不变的。(21)气动效率的单位为rad/s2/(°)。每一个气动舵面都具有位置和速率饱和约束：(22)选择这样的约束是
航天控制 2013年2期2013-05-14
- 前缘吹气控制舵面流动分离
1)前缘吹气控制舵面流动分离邓学蓥 吴 鹏 王延奎(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191)针对各种飞行器大舵偏下出现的流动分离问题，在北航D4风洞对旨在消除舵面流动分离的舵面前缘吹气技术进行了研究，为了降低控制分离所用的吹气量，吹气点设置在舵面前缘气流分离点处.应用粒子图像测速 (PIV，Particle Image Velocimetry)技术，分析了舵面绕流在吹气量由小变大过程中所经历的3个不同演化阶段;由测压得到的舵面压力分布则显
北京航空航天大学学报 2012年7期2012-03-16
- 飞翼布局无人机舵面分配算法研究
机出现一定程度的舵面破损故障情况进行研究。在不改变现有控制算法的基础上，通过采用舵面权限动态分配算法使其操纵力矩特性基本不变，从而不影响无人机执行空中任务。1 无人机舵面操纵特性数学描述以飞翼式无人机ICE101等效模型为对象，开展舵面控制分配算法研究。无人机舵面配置示意图如图 1 所示［3］。图1 无人机舵面配置示意图图1为一种典型的舵面分配方法，从翼尖到翼根分别为开裂式方向舵、副翼、升降舵，共计3对6个舵面。根据文献［3］，开裂式方向舵可用舵偏角范围为
飞行力学 2012年5期2012-03-03
- 无尾布局纵向操纵的嵌入式舵面概念研究
翼、新型气动操纵舵面三个方面。对注重成本的无尾布局而言，实用有效的飞行操纵方式是发展全新的综合气动操纵舵面［1］。国内外根据无尾布局本身的气动特点，围绕其操纵控制模式开展了大量的研究工作，提出了多种可在无尾布局中应用的新型复合式气动操纵舵面概念［2-5］，如全动翼梢、扰流板、分布襟翼和阻力舵等。W型无尾翼身融合布局［6-7］是课题组自主设计的创新平台。为满足纵向俯仰平衡操纵的需要，基于该布局的外形特点，在远离重心的机体两端设计了鸭面和尾舵作为基本纵向控制舵
飞行力学 2012年3期2012-03-03
- 亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验
弹等高速飞行器,舵面颤振是设计中需要解决的重要问题。采用自行设计的亚跨超风洞舵面颤振试验装置,在中国兵器工业集团的CG-01亚跨超风洞进行了亚跨声速舵面颤振试验,得到了不同质量特性的NACA0012矩形舵面颤振临界参数,试验最大马赫数为0.75,舵面模型达到的最大颤振马赫数为0.52。试验结果表明试验装置达到了设计要求,可以用于工程问题研究。通过亚临界外推法得到颤振临界参数和直接观测法得到的结果基本一致,验证了亚临界试验方法的可靠性。1 试验装置及模型状态
实验流体力学 2011年3期2011-04-17
- 高超声速风洞舵面测力双天平技术及应用
74)0 引 言舵面是飞机、导弹和航天飞行器的主要控制面。特别是在稠密大气层的高超声速飞行条件下,为了获得足够的机动能力,主要依靠舵面的偏转方式和偏角大小,直接为机动飞行的俯仰、偏航和滚转提供控制力矩。但是,随着高超声速Ma数的增大,舵偏气动效率会明显下降。又由于舵面处在高速高温气流中,舵体之间的激波干扰,以及激波边界层干扰,也会导致严重的气动加热。气动力/热载荷的双重作用,严重影响到舵面的控制特性,从而直接威胁飞行的稳定性和机动性。从理论上准确数值模拟舵
实验流体力学 2011年1期2011-04-15