推力矢量发动机燃气舵系统的设计与分析

本文对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计,通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系,推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系,燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩;其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载,结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载;最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果,最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。     

推力矢量发动机燃气舵系统设计与分析

对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计。通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系。推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系、燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩。其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载。结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载。最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果。最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。     

推力矢量燃气舵的受力分析及其模拟实现

在大量试验的基础上,首先进行推力矢量燃气舵受力分析,论述了推力矢量燃气舵和弹体间的相互作用关系,推出了力与力矩相互转换的转换矩阵,并应用该转换矩阵推导出燃气舵坐标系下的驱动铰链力矩.其次,对舵机系统进行大量模拟试验,以验证舵机系统在受到燃气舵力和力矩综合作用下的正确性,针对推力矢量舵机的受力情况提出了其模拟实现的初步方案.     

KVLCC2船-舵系统斜航水动力数值计算

通过求解RANS方程,选取RNGk-ε湍流模型,在模型尺度下对KVLCC2船-舵系统处于不同漂角时的斜航黏性流场进行数值模拟.首先采用3套网格进行网格收敛性分析,然后通过计算结果与试验数据比较,验证数值计算方法的可靠性.在此基础上,计算了舵角为零时不同漂角下以及不同舵角、不同漂角下作用在船-舵系统上的横向力和转首力矩,并对计算结果进行了分析.     

飞机舵面加载系统加载力矩精度研究

飞机舵面加载系统的加载力矩随舵面偏转角度呈非线性变化,本文对加载力矩的非线性变化进行理论研究,并提出了加载力矩计算的一种简化方法,并对加载力矩的简化计算精度进行研究,该方法在国内某型飞机的舵面加载系统应用中取得较好的效果。     

民用飞机舵面运动特性对飞行特性影响研究

针对舵面运动特性对现代电传民用飞机飞行特性及飞行安全的影响以及现阶段国内研究的局限性。 这里建立了飞机六自由度动力学模型、舵面运动动力学模型;依据飞机选定的舵机偏转速率限制速度、全机气动力特性、舵面铰链力矩特性,利用MATLAB/simulink工具以纵向操纵面升降舵为例,仿真研究了舵面动力学特性以及舵面动力学特性对飞行特性的影响。结果表明,不同操纵状态下,舵面运动特性差异很大,操纵频率高,舵面以及飞机的响应幅值减小,飞机响应相位滞后增加;过高的操纵频率,将会引入非线性因素,以及附加相位滞后。     

控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响

针对不同控制面偏转方式对弹性前掠翼静气弹特性的影响,基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）松耦合静气动弹性数值计算方法,计算和分析了不同迎角、动压及马赫数条件下前、后缘控制面联合偏转对前掠翼模型的气动特性和弹性变形特性的影响。计算结果表明：控制面偏转对前掠翼飞机静气动弹性特性影响较大;当迎角变化,同向偏转方式的气动特性和弹性变形特性较好,α=4°时,弹性机翼的升阻特性较好;当动压变化时,反向偏转方式的气动特性和弹性特性占优,最大升阻比较同向偏转提高约7%,反向偏转方式气动特性较好,最大升阻比较同向偏转提高约7%;当马赫数变化时,弹性机翼条件下3种模型分别在Ma=0.7时升力系数达到最大值。计算结果可以为前掠翼飞机的实际应用提供参考。     

飞机环控系统引气污染耦合仿真研究

目前对飞机环控系统引气污染的研究无法从环控系统中污染物的产生到座舱内污染物的扩散进行整体仿真模拟。通常所采用一维系统仿真软件AMESim可以对飞机环控系统进行精确建模,获得各个部件内参数的变化;却不能得到详细的流场信息和污染物扩散信息。而计算流体力学软件FLUENT可以提供座舱内非常详细的流体计算结果;但却无法对环控系统各个部件进行精确建模。采用AMESim-FLUENT耦合计算模型,针对飞机引气污染建立联合模型,研究了污染物在环控系统与座舱内的扩散。研究结果表明,AMESim-FLUENT耦合计算模型可以成功模拟引气污染在环控系统以及飞机座舱内的扩散;且耦合计算结果比单一系统仿真模型计算结果更为精确。这种耦合计算方法对于飞机环控系统整体研究具有重要意义。     

高超声速飞行器气动耦合分析及协调控制研究

为解决高超声速飞行器姿态运动之间存在的强耦合问题,针对飞行器的气动耦合进行分析,并在此基础上设计了削弱气动耦合的姿态协调控制器。在分析高超声速飞行器状态三通道气动力矩之间的关系基础上,运用动态方程的耦合分析方法得到三通道之间气动耦合关系,求解出耦合度矩阵,引入耦合熵的概念,根据耦合熵判断耦合是否可忽略,并对飞行器姿态协调滑模控制器进行了设计。仿真结果表明,所设计的控制器可有效削弱飞行器三通道之间的气动耦合,在保证姿态稳定的前提下提高系统的动态响应能力。     

超音速三角翼多场耦合分析研究

为了对超音速三角翼在气动加热作用下的结构和气动耦合特性进行系统分析和研究,分别采用有限元方法和计算流体力学方法,建立结构和气动分析模型,在此基础上,建立热流、气动压力到有限元节点和有限元节点位移、温度到气动节点的插值模型,确立气动、结构模型之间压力场、热场、温度场和位移场的耦合关系,通过多轮迭代计算,获得考虑耦合效应的结构和气动特性。通过某马赫数为3的三角翼的计算和验证,可以得出,此方法能够对超音速飞行器的气动和结构耦合问题进行比较准确的分析,在超音速飞行器设计中具有较大应用价值。     

基于航迹误差预测模型的船舶自适应控制

为提高船舶控制精度,根据船舶航迹、航向、航速、舵角特性和历史数据,采用卡尔曼滤波进行误差预测估计,利用反传多层感知器自适应网络建立船舶航迹误差预测模型,并采用舵角、航向、航迹三层串级回路系统结构,完成自动舵控制功能.在风浪干扰、改变船舶模型的回转性指数、追随性指数、延迟因子和积分因子情况下,该系统以较少的舵角动作迅速收敛,减小了航迹的波动幅度和次数,使船舶航迹与预定航线更加拟合.仿真结果表明,在模型失配情况下,该系统仍可保持稳定的输出和光滑的控制作用,具有较好的鲁棒稳定性和良好的动态调节品质.     

基于增量动态逆的大型民用飞机容错控制策略

作动器故障是大型民用飞机飞行安全中面临的重要难题,为此,提出一种增量动态逆的容错控制方法,来解决飞行控制系统故障模式下的安全飞行控制问题.首先建立大型民用飞机非线性动力学模型及执行器故障模型;其次,根据非线性动态逆理论,提出增量形式的动态逆算法,并针对执行器故障模式,设计相应的容错控制器,增量动态逆控制引入加速度信号反...     

飞行器舵机摆线减速器输出装置传热分析

为探究飞行器舵机在高温下的工作情况针对飞行器舵机摆线减速器利用Unigraphics NXHypermesh和ANSYS等软件基于有限元方法对减速器输出机构进行传热分析。采用高阶四面体单元对减速器销轴输出机构进行有限元离散并在与舵翼直接相连的输出机构凸台采用等温加载经数值计算得到飞行器输出机构温度分布及变化状况。结果表明：有限元方法可以有效地分析飞行器输出机构传热情况舵翼温度和摆线轮定位位置是影响减速器正常工作时间的重要因素降低舵翼温度以及将摆线轮靠销轴远热端定位可提高飞行器舵机寿命。     

多场载荷作用下舵面蒙皮响应分析

试验研究表明,导弹舵面在工作环境中承受严酷的气动力载荷、气动热载荷和噪声载荷。多种载荷相互影响使舵面产生剧烈振动,严重影响打击精度;甚至导致蒙皮开裂引起疲劳失效。以某型号导弹C/SiC复合材料舵面蒙皮为研究对象,基于WORKBENCH/VA-ONE程序平台,将自定义函数(UDF)建立的热流固耦有限元控制方程和边界元声场控制方程相结合,推导出改进的耦合边界元/有限元法(BEM/FEM)计算模型。通过此方法数值模拟导弹真实飞行环境,计算出了蒙皮表面危险点位置和不同飞行环境下响应特性;结果表明,通过改进的耦合BEM/FEM计算模型,能够较准确地反应导弹在真实飞行环境下舵面蒙皮响应特性随环境变化特征,为导弹舵面可靠性设计提供了一种有效的数值计算方法。     

电液负载模拟器神经网络辨识器及控制器设计

针对传统控制方法无法解决飞机舵机电液负载模拟器受多余力等非线性因素严重干扰的问题,给出了一种基于神经网络辨识器及控制器的复合控制结构,结合了神经网络系统辨识与自适应实时控制的工作特点。根据电液负载模拟器控制结构及工作原理,采用BP神经网络辨识器在线辨识,获得系统辨识模型以替代理论数学模型。然后,采用Adaline神经网络控制器实时控制,利用系统误差信号与BP神经网络反向递归计算Adaline网络权值调整信息,获得系统控制参数,实现复合控制器的有效监督与智能控制。最后利用MATLAB进行实验验证,仿真结果表明：该方法能够提高系统控制精度,多余力消扰率达92%;并且可以有效模拟飞机舵机所受力载荷的变化情况,实现系统指令信号快速、准确、稳定的加载。     

轮毂电机驱动电动汽车机电耦合垂向动力学特性

电动车用轮毂电机受路面激励和车重的双重作用,定转子相对偏心进而产生不平衡磁拉力,其垂向分量与车辆悬架系统的垂向振动相耦合,影响电动汽车的平顺性、舒适性等性能。针对这一机电耦合问题,以一台永磁式轮毂电机为研究对象,利用磁场叠加法获得负载气隙磁密分布,引入复数相对磁导和偏心磁导修正系数,建立考虑定子开槽效应的电机偏心磁场和不平衡磁拉力解析模型,并通过有限元仿真和样机试验验证了解析模型的有效性。根据悬架系统的垂向振动与电机偏心不平衡磁拉力的实时耦合关系,利用拉格朗日法求解车辆动力学方程,建立1/4车身垂向耦合振动模型。以轮毂电机定子垂向振动加速度、车身垂向振动加速度、悬架动挠度和轮胎动载荷为主要指标,研究机电耦合效应对车辆垂向动力学特性的影响,揭示不平衡磁拉力输出特性与车辆动力学响应之间的机电耦合机理。研究结果表明,机电耦合效应使电动汽车的平顺性、操稳性和安全性等性能总体下降。     

基于航程的方向舵卡死飞机任务放弃杀伤判定方法

为研究导弹打击引起的方向舵卡死对飞机执行任务能力的影响,提出了一种基于航程的任务放弃杀伤判定方法. 考虑方向舵卡死引起的纵横向气动耦合,论述飞机配平过程;基于受损飞机配平解,计算剩余飞行航程;根据任务剖面确定航程阈值,对比飞机剩余航程与阈值判定是否造成任务放弃杀伤. 设置仿真算例,求解不同卡死角下飞机的航程损失,验证了所提任务放弃判定方法的可行性. 研究结果表明,小角度卡死引起的航程损失较小,随着卡死角度增大航程损失迅速增加并最终导致任务放弃杀伤,且航程损失能够高达50%.      

滑跑无人机前起落架收放系统仿真及安全特性分析

为了给装备试验考核提供技术参考,研究前起落架收放系统在飞机起降过程中的动态特性,本文以某型飞机前起落架收放系统为研究对象,建立了起落架虚拟样机三维仿真模型;通过多体动力学和有限元仿真分析方法,研究了收放系统在气动载荷、重力以及作动筒载荷耦合作用下的可靠性和安全性。结果表明起落架收放系统的各个铰接点受力合理,其强度、刚度、模态频率以及稳定性满足相关指标。通过对起落架的仿真分析,为后续武器装备的考核提供了切入点和重点关注点,也为起落架收放系统性能评估及参数鉴定和优化提供了技术参考。     

一种用于舵机性能试验的加载装置

在分析飞行器飞行过程中舵面受力情况的基础上,提出了一种新型舵机加载装置,在舵面持续运动的情况下能够模拟和舵面运动方向相反的空气阻力矩,弥补了弹簧扭杆加载模拟空气阻力矩仅向一个方向的不足;能够模拟舵面运动过程当中不断变化的摩擦力矩,弥补了以往用常值替代摩擦力矩的不足;能够模拟舵面运动过程中的惯性力矩,解决了惯性力矩较难模拟的问题,为舵机的性能试验提供了新的检测设备。实验结果证明了这种新型加载装置的设计方案是可行的。