舵面
- 不同流動(dòng)狀態(tài)下舵面氣動(dòng)熱彈性分析
成等[5]在假設(shè)舵面不同位置發(fā)生轉(zhuǎn)捩的條件下，構(gòu)造出不同的熱分布模型，考慮熱應(yīng)力和材料在不同溫度下的屬性。通過計(jì)算歐拉方程得到無黏流場(chǎng)，應(yīng)用基于計(jì)算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)的當(dāng)?shù)亓骰钊碚?，?jì)算高超聲速翼型的非定常氣動(dòng)力進(jìn)行氣動(dòng)熱彈性分析，研究了轉(zhuǎn)捩位置的不同對(duì)舵面氣動(dòng)熱彈性的影響。郭同慶等[6]采用單向氣動(dòng)彈性—?dú)鈩?dòng)熱耦合方法，開發(fā)了高超飛行器沿著預(yù)定的彈道飛行時(shí)的氣動(dòng)熱彈性分析方法，通過CFD 和計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)（CSD）耦合的方法，對(duì)每個(gè)軌跡點(diǎn)上瞬態(tài)加熱過
航空科學(xué)技術(shù) 2023年11期2023-12-09
- 非冗余舵面與RCS復(fù)合故障的自愈控制方法*
特性。針對(duì)飛行器舵面故障下的主動(dòng)容錯(cuò)控制，目前研究較多的是具有冗余舵面配置的飛行器。然而，非冗余舵面配置的臨近空間飛行器，難以應(yīng)對(duì)舵面卡死等故障，往往需要反推力矢量裝置(Reaction Control System，RCS)加以輔助補(bǔ)償故障力矩。盡管RCS與舵面一般情況下屬于獨(dú)立飛行時(shí)段，但是在大氣稀-稠過渡階段且RCS有剩余資源配置的情況下，RCS對(duì)于非冗余舵面的故障補(bǔ)償與控制重構(gòu)具有重要作用。因此，本文開展非冗余舵面與RCS復(fù)合故障的自愈控制方法研究
飛控與探測(cè) 2023年3期2023-10-18
- 小展弦比蒙皮骨架舵面顫振抑制方法研究
計(jì)要求，目前導(dǎo)彈舵面多采用蒙皮骨架結(jié)構(gòu)。舵面彎扭耦合型顫振是一種常見的氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，是作用在舵面上的氣動(dòng)力與舵面彈性力和慣性力相耦合引起的某些模態(tài)自激振動(dòng)。如果導(dǎo)彈在飛行過程中發(fā)生舵面顫振，結(jié)構(gòu)會(huì)在短時(shí)間內(nèi)被破壞，引發(fā)災(zāi)難性后果。因此，顫振的抑制問題備受學(xué)術(shù)界和工程界關(guān)注。顫振抑制研究最早發(fā)展于航空領(lǐng)域，眾多學(xué)者對(duì)飛機(jī)翼面的顫振抑制開展了大量研究［2-7］。隨著戰(zhàn)術(shù)武器型號(hào)發(fā)展，超聲速導(dǎo)彈舵翼面顫振抑制問題逐漸受到工程界的重視。劉獻(xiàn)偉等［8］指出顫振
空天防御 2023年2期2023-07-12
- 飛翼布局矢量推力無人機(jī)容錯(cuò)控制研究
。該機(jī)由多組氣動(dòng)舵面通過差動(dòng)偏轉(zhuǎn)為機(jī)體提供所需的控制力與力矩。多執(zhí)行機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)賦予了系統(tǒng)較高冗余配置，同時(shí)也增加了舵面故障的概率。在面臨突發(fā)舵面故障情況時(shí),如何通過容錯(cuò)控制來保證飛機(jī)安全飛行,是本文的研究重點(diǎn)。國(guó)內(nèi)外學(xué)者在無人機(jī)舵面故障的容錯(cuò)控制領(lǐng)域已獲得了不少研究成果,針對(duì)固定翼無人機(jī)舵面故障容錯(cuò)控制,文獻(xiàn)[1]分析了單側(cè)副翼卡死后,故障飛機(jī)的受力情況;建立側(cè)向故障運(yùn)動(dòng)方程組,通過力矩平衡關(guān)系,利用方向舵和旁側(cè)副翼提供額外控制力矩補(bǔ)償飛機(jī)姿態(tài),扼制故障飛機(jī)
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年5期2022-11-08
- 預(yù)載下帶間隙舵面旋轉(zhuǎn)頻率測(cè)試方法研究
[8]針對(duì)含間隙舵面的二維動(dòng)力學(xué)模型,研究了其非線性動(dòng)力學(xué)行為,并分析了系統(tǒng)穩(wěn)定性及參數(shù)對(duì)其特性的影響。孫玉凱等[9]利用條件逆譜法和時(shí)域非線性子空間法,通過非線性系統(tǒng)辨識(shí)獲得間隙非線性參數(shù),同時(shí)獲得非線性結(jié)構(gòu)的標(biāo)稱線性系統(tǒng)的頻響函數(shù),從而開展結(jié)構(gòu)的非線性系統(tǒng)辨識(shí)。徐彥等[10]針對(duì)空間可展開機(jī)構(gòu)中的含間隙鉸鏈,建立了非線性動(dòng)力學(xué)模型,并研究其非線性動(dòng)力學(xué)特性。Candon等[11]提出了一種基于成熟的非線性系統(tǒng)識(shí)別方法的信號(hào)處理框架,以快速診斷飛機(jī)系統(tǒng)中
機(jī)械科學(xué)與技術(shù) 2022年10期2022-11-07
- 飛機(jī)舵面振蕩故障載荷分析方法研究
飛行操縱系統(tǒng)控制舵面的運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)的，飛行操縱系統(tǒng)的正常工作對(duì)飛機(jī)的安全飛行至關(guān)重要。隨著科技的發(fā)展，電傳操縱系統(tǒng)憑借其通用性高、易于維護(hù)升級(jí)、可以適應(yīng)復(fù)雜的外部條件變化、易于監(jiān)控和實(shí)現(xiàn)自動(dòng)駕駛等優(yōu)點(diǎn)，逐漸淘汰了早期的機(jī)械傳動(dòng)系統(tǒng)。相對(duì)于機(jī)械控制系統(tǒng)，電傳操縱系統(tǒng)無論是硬件還是軟件都要復(fù)雜得多，這導(dǎo)致其故障的范圍大大增加，從傳感器、控制電路到作動(dòng)系統(tǒng)，都存在著出現(xiàn)故障的可能。飛控系統(tǒng)的故障將導(dǎo)致飛機(jī)的異常運(yùn)動(dòng)，甚至帶來災(zāi)難性的后果。通過無限制地提高硬件性能來
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2022年9期2022-10-19
- 組合扭桿式折疊舵展開性能研究
和摩擦力。為滿足舵面展開的驅(qū)動(dòng)力要求，程國(guó)鋒采用高壓氣體作為動(dòng)力源，高壓氣體推動(dòng)活塞在氣缸內(nèi)運(yùn)動(dòng)，活塞推動(dòng)舵面實(shí)現(xiàn)展開動(dòng)作，其舵面展開時(shí)間為12 ms。王國(guó)超研制的某型火工品折疊舵，采用火藥作為動(dòng)力源，推動(dòng)氣缸內(nèi)的活塞運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)動(dòng)舵面實(shí)現(xiàn)展開，其舵面展開時(shí)間約為14 ms。采用高壓氣體或火藥作為動(dòng)力源，雖能在極短時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)舵面展開，但在安全性方面存在隱患，為提高折疊舵安全性，曾清香提出了一種片狀疊加矩形截面扭簧作為展開動(dòng)力元件的折疊舵，扭簧采用4片簧片疊加
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2022年8期2022-09-13
- 變截面舵面結(jié)構(gòu)全場(chǎng)瞬態(tài)變形測(cè)量及振動(dòng)特性分析
)0 引言變截面舵面結(jié)構(gòu)是飛行器的一個(gè)重要部件，其在空中飛行時(shí)，由于外部環(huán)境的激勵(lì)作用結(jié)構(gòu)將不可避免地產(chǎn)生振動(dòng)，如何準(zhǔn)確測(cè)量變截面舵面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性并實(shí)時(shí)獲得由于振動(dòng)引起變截面舵面結(jié)構(gòu)的變形、進(jìn)而獲取其模態(tài)參數(shù)并提高試驗(yàn)效率尤為重要，因此對(duì)變截面舵面結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)變形測(cè)量具有重要意義[1-2]。有限元技術(shù)為結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析提供了一種好的方法，但復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的加工工藝和結(jié)構(gòu)件實(shí)際裝配過程存在一些差別，有限元方法總會(huì)造成一定誤差[3]，尤其對(duì)飛行器中變截面舵面結(jié)構(gòu)的
計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制 2022年6期2022-07-09
- 某戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈舵面異常高頻抖動(dòng)機(jī)理分析
型炸彈制導(dǎo)化改造舵面及其操作系統(tǒng)進(jìn)行顫振分析；王強(qiáng)等采用基于模態(tài)綜合法分析了含間隙折疊舵面的極限環(huán)振動(dòng)；李治濤等采用CFD/CSD耦合數(shù)值和試驗(yàn)方法分析了雙線性非線性全動(dòng)舵面的極限環(huán)振動(dòng)；隋鑫等分析了含間隙舵面非線性顫振特性；何昊南等進(jìn)行了有間隙折疊舵面的振動(dòng)試驗(yàn)與非線性建模研究。Kim等探討了復(fù)合材料的鋪層對(duì)舵翼振動(dòng)的影響；Yoo和Aksoy等采用了不同的方法旨在抑制舵翼的振動(dòng)。對(duì)于亞聲速導(dǎo)彈而言，導(dǎo)致舵翼振動(dòng)還可能是因?yàn)榈撞糠蛛x流對(duì)舵翼的誘導(dǎo)作用，文中
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2022年2期2022-06-06
- 一種鋁合金舵面加工技術(shù)的研究
很多零部件組成，舵面零件是其中重要組成部分之一，舵面零件在飛行器飛行過程中起到極為關(guān)鍵的作用，由于其表面光潔度要求較高，材質(zhì)比鋼件軟，不宜裝夾，加工余量較大，很容易變形，所以加工質(zhì)量難以控制，生產(chǎn)效率比較低[1]。針對(duì)以上問題，本文在工裝夾具、刀具、加工方法等方面進(jìn)行研究，使該難題得到了很好的解決，保證了舵面零件的精度、質(zhì)量及生產(chǎn)效率，完成了該類零件的科研攻關(guān)，取得了不錯(cuò)的加工效果[2]。1 結(jié)構(gòu)及加工分析某型號(hào)舵面零件結(jié)構(gòu)如圖1所示，結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及加工難點(diǎn)如
機(jī)械工程師 2022年5期2022-05-14
- 基于分布式仿真的飛控系統(tǒng)功率消耗分析
建立飛控系統(tǒng)典型舵面的功率仿真模型；然后在基于DDS軟總線的分布式仿真平臺(tái)上，通過典型飛機(jī)真實(shí)飛行狀態(tài)參數(shù)激勵(lì)飛控系統(tǒng)仿真模型，獲得全飛行過程的飛控系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)，對(duì)飛控系統(tǒng)功率進(jìn)行計(jì)算。該方法對(duì)飛控系統(tǒng)工況下的功率消耗情況進(jìn)行定量的仿真分析，獲得全飛行階段不同舵面系統(tǒng)的功率消耗情況。1 基于AME的飛控系統(tǒng)建?，F(xiàn)有典型民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)主要以液壓能源系統(tǒng)作為驅(qū)動(dòng)源，提供液壓能來驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器。作動(dòng)器通過機(jī)械結(jié)構(gòu)與舵面進(jìn)行連接，從而控制舵面實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的姿態(tài)控制。由于
現(xiàn)代電子技術(shù) 2022年4期2022-02-21
- 飛機(jī)鐵鳥舵面加載存在的問題及其解決方法
系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)舵面加載(簡(jiǎn)稱飛機(jī)鐵鳥舵面加載)是飛機(jī)首飛前必須進(jìn)行的一項(xiàng)重要試驗(yàn)，該試驗(yàn)主要考核飛機(jī)飛控操縱系統(tǒng)(含操縱作動(dòng)器、機(jī)構(gòu)、油路、電氣、連接結(jié)構(gòu)、翼面等)在氣動(dòng)載荷鉸鏈力矩作用下收放功能的可靠性。飛機(jī)首飛后根據(jù)發(fā)現(xiàn)的問題，很多工況的試驗(yàn)還將繼續(xù)進(jìn)行。空客、波音等公司非常重視該項(xiàng)試驗(yàn)，半個(gè)世紀(jì)前就開展了這項(xiàng)試驗(yàn)[1]。我國(guó)近十幾年來對(duì)此也很重視，并在ARJ、M700、AG600、C919等多個(gè)型號(hào)開展了這項(xiàng)試驗(yàn)。目前，鐵鳥舵面加載[2-5]的研究
工程與試驗(yàn) 2022年4期2022-02-05
- 雙射流環(huán)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為氣動(dòng)力的控制部件，但是傳統(tǒng)的控制舵面存在一系列問題［1］，其中包括：結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加、隱身性能差、工作噪聲大、控制舵面的偏轉(zhuǎn)存在嚴(yán)重的安全隱患，不僅降低了飛機(jī)的可維護(hù)性和使用效率，還嚴(yán)重影響了飛行器性能的發(fā)揮，制約著先進(jìn)飛行器的發(fā)展。而主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的出現(xiàn)與發(fā)展，不僅極大地改善了飛機(jī)的氣動(dòng)力特性，同時(shí)能夠根據(jù)飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)調(diào)整擾動(dòng)強(qiáng)度和方式，控制效率得到很大程度的提高。常見的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)包括合成射流、環(huán)量控制、等離子體激勵(lì)器等［2］
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年12期2022-01-15
- 基于拔銷器鎖定的飛行器氣動(dòng)控制面解鎖控制方法
布局的不同可以是舵面或翼面，用于提供氣動(dòng)控制力及控制力矩。根據(jù)工作時(shí)序的設(shè)計(jì)，飛行器飛行過程中的某些時(shí)段內(nèi)，這些氣動(dòng)控制面需要保持固定轉(zhuǎn)角，其余時(shí)段則需要進(jìn)行轉(zhuǎn)角的動(dòng)態(tài)控制。因此，在舵面或翼面保持固定轉(zhuǎn)角的飛行時(shí)段，需要設(shè)計(jì)專門的鎖定機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)氣動(dòng)控制面的鎖定，并根據(jù)需要在特定的時(shí)間點(diǎn)進(jìn)行解鎖，隨后即可對(duì)舵面或翼面轉(zhuǎn)角實(shí)施控制[1-3]。可靠的鎖定與解鎖技術(shù)是保證飛行控制品質(zhì)的前提，尤其是隨著變形飛行器等新概念飛行控制技術(shù)的發(fā)展，使得飛行器舵面或翼面的鎖定
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2021年12期2022-01-11
- 空空導(dǎo)彈復(fù)合材料舵面顫振分析
建立了復(fù)合材料舵面的顫振分析模型， 并計(jì)算了其常溫下的顫振速度， 研究了鋪層對(duì)復(fù)合材料舵面顫振特性的影響， 結(jié)果表明： 復(fù)合材料舵面在海平面上的顫振速度為575.8 m/s， 舵面的顫振耦合形式為典型的彎曲和扭轉(zhuǎn)模態(tài)耦合。 舵面顫振速度隨飛行高度的升高而升高， 且與其前兩階頻率的差相關(guān)， 當(dāng)舵面前兩階頻率差增大時(shí)， 舵面的顫振速度也相應(yīng)增大; 通過調(diào)節(jié)舵面的鋪層角度、 鋪層比例及鋪層順序來增大舵面的前兩階頻率差， 可提高舵面的顫振速度。關(guān)鍵詞：空空導(dǎo)彈;
航空兵器 2021年4期2021-09-18
- 基于自適應(yīng)成長(zhǎng)法的舵面結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)方法研究
短的設(shè)計(jì)周期，而舵面作為彈體的重要部件，是飛行器主要承力部件之一，需要具有良好的氣動(dòng)性能，并滿足重量輕、承載大等結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，以保證在各種使用環(huán)境下正常工作［1］。目前，在工程上常采用調(diào)整配重和改變舵軸等方法來提高舵面力學(xué)性能，針對(duì)不同型號(hào)，需要不斷校驗(yàn)結(jié)構(gòu)并更新設(shè)計(jì)方案，耗費(fèi)大量時(shí)間精力，且可能引起飛行器總體指標(biāo)性能的下降［2-4］。結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化是用于結(jié)構(gòu)概念設(shè)計(jì)階段的一種優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，能在給定的設(shè)計(jì)空間、支撐條件、承載條件和工藝設(shè)計(jì)要求下，確定結(jié)構(gòu)材料
空天防御 2021年2期2021-06-24
- 推力矢量飛機(jī)魯棒故障檢測(cè)與辨識(shí)和指令濾波容錯(cuò)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
強(qiáng)烈的氣流會(huì)增大舵面和執(zhí)行器的故障率,不僅影響作戰(zhàn)任務(wù)的完成,甚至?xí)斐蓹C(jī)毀人亡的嚴(yán)重后果.因此,針 對(duì)TVA進(jìn)行故障檢測(cè)和 容錯(cuò)控 制方法 的研究,具有重要的意義.當(dāng)舵面和執(zhí)行器發(fā)生故障時(shí),舵面偏轉(zhuǎn)的角度和速度會(huì)發(fā)生變化,舵面所提供的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩也會(huì)發(fā)生相應(yīng)變化,最終導(dǎo)致TVA的飛行姿態(tài)也隨之變化[8].TVA安裝有可以實(shí)時(shí)測(cè)量舵面偏轉(zhuǎn)角度和速度的傳感器,當(dāng)舵面發(fā)生異常偏轉(zhuǎn)時(shí),傳感器可以捕捉到這一變化,檢測(cè)并診斷故障.另外一方面,TVA安裝有姿態(tài)角和
控制理論與應(yīng)用 2021年4期2021-04-29
- 飛機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)舵面偏角測(cè)量方法的研究
向舵、副翼等活動(dòng)舵面的偏角進(jìn)行測(cè)量。因此，需要一種方便、準(zhǔn)確、簡(jiǎn)單、可靠的測(cè)量方法對(duì)舵面的偏角進(jìn)行測(cè)量。由于飛機(jī)設(shè)計(jì)本身的原因，無法在舵面轉(zhuǎn)軸上直接安裝角位移傳感器對(duì)舵面的偏角進(jìn)行測(cè)量。傳統(tǒng)機(jī)械夾具測(cè)量方法[2]、編碼器方法、象限儀測(cè)量法[3]雖然操作簡(jiǎn)單，但受安裝精度的影響，誤差較大；激光雷達(dá)雖然測(cè)量精度高，但其操作復(fù)雜且成本高昂[4]，很難滿足試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)快速、準(zhǔn)確的測(cè)量要求。隨著傾角傳感器的不斷發(fā)展，其已廣泛應(yīng)用于角度測(cè)量的場(chǎng)合。嚴(yán)共鳴[5-7]等提出了
工程與試驗(yàn) 2021年1期2021-04-22
- 導(dǎo)彈飛行與蜻蜓有什么關(guān)系？
動(dòng)力，彈體四周的舵面主要用來保持導(dǎo)彈的飛行姿態(tài)。然而，導(dǎo)彈在某些飛行時(shí)刻，舵面會(huì)發(fā)生異常振動(dòng)現(xiàn)象。隨著振動(dòng)頻率的增加，舵面的振動(dòng)幅度會(huì)大幅上升，甚至像紙一樣在空氣中上下飄動(dòng)。起初，科研人員百思不得其解，但空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展為他們提供了思路。經(jīng)過詳細(xì)分析，最終所有證據(jù)鏈條都指向了同一個(gè)幕后者——顫振。顫振是指當(dāng)導(dǎo)彈舵面在氣流中運(yùn)動(dòng)并加速到某一臨界速度值時(shí)，在結(jié)構(gòu)彈性力、慣性力和氣動(dòng)力等耦合作用下出現(xiàn)的一種振幅不衰減的自激振動(dòng)。蜻蜓的飛行原理給科研人員提供了關(guān)于
軍事文摘·科學(xué)少年 2021年2期2021-03-08
- 基于積分器初值的無人機(jī)飛行控制律平滑切換方法
的切換可能會(huì)引起舵面瞬間跳變，從而產(chǎn)生較大的力矩，姿態(tài)變化劇烈，可能使無人機(jī)不可控，因此如何實(shí)現(xiàn)多組復(fù)雜控制律之間的平滑切換，避免舵面瞬變，是無人機(jī)自主飛行控制的關(guān)鍵技術(shù)。對(duì)于多模態(tài)控制律切換問題，段廣仁等[4]基于參數(shù)化特征結(jié)構(gòu)配置結(jié)果及模型跟蹤方法，設(shè)計(jì)了滿足輸出跟蹤性能并使多模型系統(tǒng)中各閉環(huán)子系統(tǒng)逐漸穩(wěn)定的多模型切換控制律集合，通過協(xié)調(diào)選取各子系統(tǒng)控制律中的參數(shù)來抑制切換時(shí)刻的輸出跳變，這種方法理論性太強(qiáng)，工程可實(shí)現(xiàn)性較差；王元超等[5]基于Stat
宇航總體技術(shù) 2020年4期2020-08-04
- 基于CSD/CFD舵面氣動(dòng)力流固耦合仿真分析
? 空空導(dǎo)彈空氣舵面與氣動(dòng)力存在流固耦合作用。 采用ANSYS Workbench 14.5對(duì)空氣舵面與氣動(dòng)力進(jìn)行了流固耦合仿真分析， 研究了攻角和馬赫數(shù)對(duì)舵面振動(dòng)位移的影響。 研究表明， 舵面振動(dòng)位移頻率受攻角和馬赫數(shù)的影響較小， 舵面振動(dòng)位移幅值隨攻角和馬赫數(shù)的增大而增大， 并呈非線性關(guān)系。 低馬赫數(shù)范圍內(nèi)， 飛行速度的變化對(duì)舵面振動(dòng)位移的影響更為明顯。 攻角為30°， 馬赫數(shù)為3時(shí)， 舵面振動(dòng)位移曲線更趨向于等幅振動(dòng)， 舵面趨向于顫振臨界狀態(tài)。關(guān)鍵詞
航空兵器 2020年2期2020-07-30
- 基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的運(yùn)輸機(jī)多故障容錯(cuò)控制
ing747飛機(jī)舵面損傷故障的容錯(cuò)控制。2011年，陳勇等［4］分析了多操縱面飛機(jī)的特點(diǎn)，在多目標(biāo)混合優(yōu)化算法的基礎(chǔ)上，提出了一種自適應(yīng)修正故障操縱面權(quán)值的控制分配方法，有效協(xié)調(diào)了舵面故障后的指令分配問題。2012年，黃宇海等［5］將自適應(yīng)動(dòng)態(tài)面反步法應(yīng)用到了高超聲速飛行器縱向模型，在舵面發(fā)生卡死故障時(shí)，通過在線調(diào)整控制器參數(shù)，實(shí)現(xiàn)了有效的容錯(cuò)控制。2017年，馬駿等［6］針對(duì)飛機(jī)舵面故障引起的系統(tǒng)內(nèi)部未建模動(dòng)態(tài)，設(shè)計(jì)了L1自適應(yīng)容錯(cuò)控制律，實(shí)現(xiàn)了飛行器匹
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年5期2020-06-16
- 基于模態(tài)綜合法的含間隙折疊舵面動(dòng)態(tài)特性分析
飛行器會(huì)采用折疊舵面結(jié)構(gòu)，如艦載飛機(jī)機(jī)翼、導(dǎo)彈彈翼等。但由于加工生產(chǎn)中的超差、裝配誤差以及使用磨損等因素，折疊舵面中不可避免地存在著間隙。間隙非線性是折疊舵面結(jié)構(gòu)最為常見的一種集中式結(jié)構(gòu)非線性，它的存在會(huì)改變折疊舵面的剛度特性，進(jìn)而對(duì)飛行器的氣動(dòng)彈性特性(包括顫振特性和動(dòng)力學(xué)響應(yīng))產(chǎn)生重要影響[1-3]。趙永輝和胡海巖[4]研究了操縱面自由度具有間隙的二元翼段顫振特性，發(fā)現(xiàn)鉸鏈間隙的存在會(huì)使機(jī)翼發(fā)生極限環(huán)振蕩和跳躍。Gold和Karpel[5]研究了具有鉸
航空學(xué)報(bào) 2020年5期2020-06-03
- 多場(chǎng)載荷作用下舵面蒙皮響應(yīng)分析及壽命預(yù)估
6）1 引言導(dǎo)彈舵面在真實(shí)工作環(huán)境中，氣動(dòng)載荷和高分貝噪聲雙重影響下使舵面蒙皮承受巨大的氣動(dòng)壓力、熱應(yīng)力和隨機(jī)聲激振力。這種復(fù)雜載荷不僅改變結(jié)構(gòu)剛度，也改變了材料參數(shù)和形狀，使結(jié)構(gòu)表現(xiàn)出復(fù)雜的大擾度非線性響應(yīng)，嚴(yán)重影響打擊精度，甚至導(dǎo)致蒙皮開裂失效，對(duì)導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)完整性和整體可靠性產(chǎn)生嚴(yán)重威脅[1-2]。然而模擬這種復(fù)雜的工作環(huán)境費(fèi)用十分昂貴，并且獲得可靠數(shù)據(jù)比較困難。因此復(fù)雜載荷下舵面蒙皮響應(yīng)分析及壽命預(yù)估在導(dǎo)彈設(shè)計(jì)階段起到重要輔助作用。目前對(duì)導(dǎo)彈舵面研究主
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造 2020年5期2020-05-21
- 舵面形狀對(duì)鉸鏈力矩的影響分析
稱之為鉸鏈力矩。舵面鉸鏈力矩的大小,直接影響制導(dǎo)彈箭的機(jī)動(dòng)性。鉸鏈力矩越大,在一定舵機(jī)功率下得到的舵偏轉(zhuǎn)速度越小,飛行時(shí)彈箭對(duì)控制指令的響應(yīng)越緩慢。鉸鏈力矩系數(shù)取決于舵的類型、舵面幾何形狀、舵軸位置、馬赫數(shù)、攻角和舵偏角,在彈箭設(shè)計(jì)過程中,為盡量減小鉸鏈力矩,常采用軸式氣動(dòng)補(bǔ)償,即將舵軸移至壓心附近。然而,隨飛行馬赫數(shù)在亞跨超范圍內(nèi)變化,舵面壓心在一個(gè)較大范圍內(nèi)移動(dòng),超音速段壓心后移,亞跨音速段壓心前移,對(duì)于全速域飛行彈箭,軸式補(bǔ)償并不能很好地兼顧。因此,
彈道學(xué)報(bào) 2019年4期2020-01-10
- 基于增量動(dòng)態(tài)逆的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行控制律設(shè)計(jì)
操縱既需通過氣動(dòng)舵面又需通過推力矢量舵面，故其還存在操縱冗余的問題[6-7]。針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的控制研究，特別是過渡過程的控制方案研究，國(guó)內(nèi)外學(xué)者提出了一些解決辦法：文獻(xiàn)[8]提出采用多目標(biāo)非線性規(guī)劃控制方法解決傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器操縱冗余問題，并采用經(jīng)典線性PID控制器實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的飛行控制；文獻(xiàn)[9]采用狀態(tài)反饋結(jié)合補(bǔ)償矩陣設(shè)計(jì)姿態(tài)內(nèi)回路，用PI控制設(shè)計(jì)外回路；文獻(xiàn)[10]提出基于平均駐留時(shí)間方法研究?jī)A轉(zhuǎn)旋翼飛行器過渡飛行過程的有限時(shí)間切換控制問題。雖然上述方
兵工學(xué)報(bào) 2019年12期2020-01-08
- 淺談一種可伸縮的氣流噴射增升裝置
：失速;臨界角;舵面引言：隨著科技的發(fā)展，飛行器的效率以及安全性能也都在與之進(jìn)步。現(xiàn)代民航飛行器在考慮舒適度的問題同時(shí)也在思索著如何更好的提供乘客的保障，以及用最小成本來?yè)Q來最大的經(jīng)濟(jì)效益。而戰(zhàn)斗機(jī)在追求更高更遠(yuǎn)的目標(biāo)以外也在考慮更好的靈活性以及如何把飛機(jī)的各項(xiàng)指標(biāo)都趨近于“無窮大”。針對(duì)上述問題就產(chǎn)生了一個(gè)共同點(diǎn)，就是飛機(jī)的迎角和失速問題。飛機(jī)的迎角，即飛機(jī)機(jī)翼的橫剖面和迎來氣流的夾角，它關(guān)乎到飛機(jī)的失速和機(jī)動(dòng)性能。飛機(jī)一旦達(dá)到或者是超過這個(gè)所謂的迎角，
- 中高空超音速有控火箭靶彈的彈道設(shè)計(jì)
發(fā)射角、舵偏角和舵面偏轉(zhuǎn)控制時(shí)間等參量，改善火箭靶彈的彈道特性，實(shí)現(xiàn)滑翔飛行、準(zhǔn)平飛和平飛等供靶彈道，為防空導(dǎo)彈提供操作簡(jiǎn)單、成本低、能夠平飛的中高空超音速靶[7-8]。1 有控彈道供靶方案有控火箭靶彈模擬中高空超音速飛行目標(biāo)，提供近似平飛的彈道是通過鴨舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生配平攻角實(shí)現(xiàn)的。故有控火箭靶彈在供靶時(shí)采用不同的發(fā)射角，通過調(diào)整舵面的偏轉(zhuǎn)角度和偏轉(zhuǎn)控制時(shí)間，可以得到超音速滑翔飛行彈道、準(zhǔn)平飛彈道和平飛彈道。為了得到符合要求的供靶彈道，采用俯仰角程序角控制方式
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2019年5期2019-07-04
- 一種航空飛行器翼面檢測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)
差直接影響著飛機(jī)舵面性能，從而影響飛機(jī)飛行，存在飛行安全隱患。為了減小這些因素對(duì)飛行的影響，飛機(jī)舵面的性能評(píng)估成為了飛機(jī)產(chǎn)品質(zhì)量檢測(cè)的主要項(xiàng)目之一。本文從舵面性能需求出發(fā)，研制了一套自動(dòng)檢測(cè)裝置。該檢測(cè)裝置要求一方面能夠方便地安裝到翼面和舵面上，配合舵面和翼面的自檢系統(tǒng)，進(jìn)行實(shí)時(shí)控制與顯示舵面偏轉(zhuǎn)角度，同時(shí)進(jìn)行存儲(chǔ)；另一方面，檢測(cè)裝置需要根據(jù)實(shí)時(shí)輸出的三維坐標(biāo)值計(jì)算出當(dāng)前偏轉(zhuǎn)角的測(cè)量值，并和控制偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行對(duì)比，分析當(dāng)前舵面和翼面偏轉(zhuǎn)控制性能是否處于正常范圍
工程與試驗(yàn) 2019年4期2019-03-27
- 高超聲速飛行器空氣舵系統(tǒng)耦合特性分析及顫振抑制研究
加熱作用下的彈性舵面共同形成的耦合系統(tǒng)，存在著流、固、熱、電、磁等多物理場(chǎng)的耦合作用。在一定的條件下，這種耦合可能引發(fā)顫振失穩(wěn)，對(duì)飛行器的飛行安全產(chǎn)生嚴(yán)重影響[1]。在顫振工程分析中，由舵面與舵機(jī)組成的舵系統(tǒng)一直是受關(guān)注的重點(diǎn)。在常規(guī)的舵系統(tǒng)顫振分析中，通常假設(shè)舵機(jī)為一個(gè)線性環(huán)節(jié)，其提供的支持剛度為一個(gè)常數(shù)。因此以線彈性元件來模擬舵機(jī)，其剛度值以舵面模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果為依據(jù)調(diào)整得到。事實(shí)上，舵機(jī)本身是一個(gè)復(fù)雜動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，其等效剛度是一個(gè)與頻率有關(guān)的復(fù)數(shù)。此外在舵
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年1期2019-02-19
- RCS對(duì)舵面控制特性影響的數(shù)值模擬
壓較低，導(dǎo)致氣動(dòng)舵面效率降低甚至失效，必須采用反作用控制系統(tǒng)(RCS)進(jìn)行姿態(tài)控制和軌跡追蹤；隨著飛行高度降低，來流動(dòng)壓增加，RCS效率降低，氣動(dòng)舵面逐漸介入操縱，在此過程中，RCS和氣動(dòng)舵面一起對(duì)飛行器進(jìn)行控制，通過RCS/舵面復(fù)合控制技術(shù)，可以大幅降低RCS流量、節(jié)省燃料；最終，RCS退出操縱，氣動(dòng)舵面獨(dú)立控制飛行器的飛行姿態(tài)[1-3]。RLV在采用RCS/舵面復(fù)合控制技術(shù)進(jìn)行飛行姿態(tài)控制時(shí)，氣動(dòng)舵面與RCS之間可能存在相互干擾，影響彼此的控制效果。在
航空學(xué)報(bào) 2018年11期2018-11-30
- 雙搖臂舵?zhèn)鲃?dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與仿真
、操縱飛行器活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)的重要裝置。文章提出一種雙搖臂舵?zhèn)鲃?dòng)機(jī)構(gòu)，以伺服作動(dòng)器內(nèi)置、傳動(dòng)精度高、剛度高為目標(biāo)，完成了機(jī)構(gòu)構(gòu)型方案與詳細(xì)設(shè)計(jì)，并通過動(dòng)力學(xué)仿真與剛度分析驗(yàn)證了方案的可行性與合理性。關(guān)鍵詞：雙搖臂；傳動(dòng)機(jī)構(gòu)；舵面中圖分類號(hào)：TH132 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）31-0096-03Abstract： Transmission mechanism is a kind of rudder drive transmiss
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2018年31期2018-11-22
- 小展弦比有限厚度舵面顫振特性分析*
主要由伺服機(jī)構(gòu)和舵面組成，通過伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，給飛行器施加設(shè)定的控制力和控制力矩，穩(wěn)定現(xiàn)有飛行狀態(tài)或改變至預(yù)定飛行軌跡，從而實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)的實(shí)時(shí)控制和調(diào)整.小展弦比有限厚度舵面是武器系統(tǒng)的典型舵面形式，舵面的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性[1-4]是決定飛行成敗的關(guān)鍵，因此在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)初期針對(duì)飛行設(shè)計(jì)工況下不同攻角及不同載荷狀態(tài)開展舵面顫振分析尤為重要，是保證產(chǎn)品研制及飛行成功的關(guān)鍵環(huán)節(jié).文獻(xiàn)[5]研究了典型溫度分布下小展弦比舵面結(jié)構(gòu)模態(tài)特性，得到了不同溫度分布下單獨(dú)舵
空間控制技術(shù)與應(yīng)用 2018年2期2018-05-15
- 奇妙的舵面運(yùn)動(dòng)
位于機(jī)翼、尾翼上舵面的運(yùn)動(dòng)，瞬間姿態(tài)發(fā)生變化，靈活安全起降，翶翔于藍(lán)天白云之中。你可知道，是“誰”在推動(dòng)飛機(jī)舵面的運(yùn)動(dòng)？動(dòng)力從哪里來與作用于機(jī)翼上的升力不同，舵面運(yùn)動(dòng)時(shí)，氣流沿舵面表面運(yùn)動(dòng)的力，稱為切向力，與升力方向垂直。若提供大于切向力的動(dòng)力，舵面就會(huì)產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)。由于舵面偏轉(zhuǎn)的角度不大，切向力遠(yuǎn)小于升力。早期的飛機(jī)，舵面運(yùn)動(dòng)主要依靠飛行員手動(dòng)操縱，腳蹬力就能從容應(yīng)對(duì)。隨著飛機(jī)的塊頭越來越大，飛行速度越來越快，飛行員手動(dòng)和腳蹬操縱越來越力不從心，于是開始通過
大飛機(jī) 2018年7期2018-05-14
- 基于DHDAS動(dòng)態(tài)信號(hào)采集分析系統(tǒng)的折疊舵面模態(tài)試驗(yàn)探究
為分析、判斷折疊舵面的振動(dòng)特性，提前發(fā)現(xiàn)裝配、加工缺陷，減少導(dǎo)彈發(fā)射事故及成本，利用DHDAS動(dòng)態(tài)信號(hào)采集分析系統(tǒng)采集折疊舵面施加載荷后舵面的反饋數(shù)據(jù)，分析折疊舵面的模態(tài)特性，進(jìn)而判斷折疊舵面裝配質(zhì)量是否合格。主題詞：折疊舵 模態(tài)試驗(yàn) 動(dòng)態(tài)采集系統(tǒng)1 模態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)組成及基本原理1.1 模態(tài)試驗(yàn)的系統(tǒng)組成模態(tài)試驗(yàn)所涉及到的設(shè)備主要有：1.2 模態(tài)試驗(yàn)的基本原理模態(tài)試驗(yàn)的基本原理及總體流程如下圖1所示：2.模態(tài)試驗(yàn)探究過程2.1 折疊舵面的載荷施加點(diǎn)選擇根據(jù)折
科學(xué)與財(cái)富 2018年1期2018-03-03
- 飛翼布局飛行器舵面縫隙對(duì)操縱效率的影響
)飛翼布局飛行器舵面縫隙對(duì)操縱效率的影響姚軍鍇*,曹德一,何海波(北京機(jī)電工程研究所,北京 100074)采用數(shù)值模擬方法分析了飛翼布局飛行器舵面縫隙對(duì)各舵面操縱效率的影響。結(jié)果表明：舵面縫隙使得內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率均有所降低，且舵面縫隙越大，操縱效率的降低量越多；有縫隙存在時(shí)開裂式方向舵的操縱效率比無縫隙高。內(nèi)、外側(cè)升降副翼操縱效率降低的原因是下表面氣流通過舵面縫隙流至上表面從而降低了上下表面壓力差和阻滯了主流；開裂式方向舵大舵偏時(shí)操縱效率增加的
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年6期2017-12-25
- 高超聲速可變形雙翼氣動(dòng)特性
件下可變形雙翼的舵面偏轉(zhuǎn)角選取困難的問題，通過結(jié)合二分法、遺傳算法和高斯牛頓算法對(duì)處于不同迎角和不同馬赫數(shù)條件下的可變形雙翼的舵面偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行了選取確定,分析了可變形雙翼的氣動(dòng)特性和舵面偏轉(zhuǎn)角對(duì)其氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響的機(jī)理。研究表明：當(dāng)來流馬赫數(shù)為5，迎角從1°～8° 變化時(shí)，可變形雙翼的升阻比明顯大于Busemann雙翼的升阻比，最大可達(dá)4.2倍；當(dāng)迎角為3°，來流馬赫數(shù)從0.5～5變化時(shí)，可變形雙翼的升阻比最大可達(dá)Busemann雙翼升阻比的3.4倍。結(jié)果表
航空學(xué)報(bào) 2017年9期2017-11-20
- 飛艇矢量推力與舵面復(fù)合控制分配研究
)飛艇矢量推力與舵面復(fù)合控制分配研究蘇潤(rùn)，趙明(中國(guó)電科集團(tuán)公司第三十八研究所，安徽合肥 230088)傳統(tǒng)飛艇、固定翼以及旋翼飛機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)越來越多地融合于現(xiàn)代飛艇的設(shè)計(jì)之中。矢量推力與舵面復(fù)合控制分配是其中一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。該文分析了鏈?zhǔn)椒峙浞ê蛿?shù)學(xué)規(guī)劃法兩種典型控制分配方式的特點(diǎn)。考慮飛艇低速舵面失效問題，結(jié)合飛艇矢量推力與舵面復(fù)合控制的實(shí)際需要，提出一種新型的控制分配方法。通過仿真分析，該方法可以保證飛艇低速時(shí)操縱控制的有效性，在此基礎(chǔ)上盡可能以最小的
電腦知識(shí)與技術(shù) 2017年24期2017-09-28
- 飛機(jī)操縱舵面偏角測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)
089)飛機(jī)操縱舵面偏角測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)肖砷宇(海軍裝備部，陜西 西安 710089)針對(duì)傳統(tǒng)舵面測(cè)量方法的弊端，提出了一種新型的舵面偏角自動(dòng)化測(cè)量系統(tǒng)。通過分析測(cè)量系統(tǒng)各組成部分的工作原理及布局，對(duì)整體測(cè)量系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及詳細(xì)實(shí)現(xiàn)方案進(jìn)行了論證，表明該新型舵面偏角測(cè)量系統(tǒng)能夠節(jié)省人力、提高生產(chǎn)效率、縮短生產(chǎn)周期。舵面測(cè)量；測(cè)量系統(tǒng)；數(shù)據(jù)采集0 引言飛機(jī)操縱舵面包括副翼、擾流板、方向舵、升降舵等，它們的裝配質(zhì)量直接影響著飛機(jī)的飛行軌跡及安全。某型機(jī)飛行控制系統(tǒng)為三
西安航空學(xué)院學(xué)報(bào) 2017年3期2017-07-05
- 某型運(yùn)輸機(jī)方向舵結(jié)構(gòu)旋轉(zhuǎn)模態(tài)研究
有很大影響。影響舵面的非線性因素也主要表現(xiàn)為間隙非線性。舵面結(jié)構(gòu)由于在測(cè)試時(shí)往往處于上電上壓狀態(tài)，要求在測(cè)試過程中能在短時(shí)間內(nèi)，得到舵面結(jié)構(gòu)的收斂頻率。目前最常用的舵面旋轉(zhuǎn)頻率測(cè)試方法為漸進(jìn)加力法。然而，這種方法受激振力值及舵面強(qiáng)度的限制，很難在短時(shí)間內(nèi)得到舵面的收斂頻率。文章在漸進(jìn)加力的基礎(chǔ)上，采用加預(yù)載的方法來克服舵面的間隙，減小了測(cè)試過程中的最大力值，避免了舵面強(qiáng)度不夠的影響，并且縮短了測(cè)試時(shí)間，提高了測(cè)試效率。關(guān)鍵詞：舵面；地面模態(tài)試驗(yàn)；非線性；旋
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2017年17期2017-06-16
- 舵面角度測(cè)試方法研究
201210）舵面角度測(cè)試方法研究唐曦文（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 民用飛機(jī)模擬飛行國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 201210）在飛機(jī)地面模擬試驗(yàn)中需大量測(cè)量各系統(tǒng)舵面角度，通過利用LVDT伸長(zhǎng)量變化的方式實(shí)現(xiàn)舵面角度的測(cè)量，并用實(shí)例說明如何根據(jù)被測(cè)對(duì)象的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)合理選擇LVDT的量程和安裝支架滿足測(cè)試要求。線性差動(dòng)傳感器；舵面角度測(cè)試；量程；安裝支架0 引言線性差動(dòng)傳感器（LVDT）是機(jī)械-電信號(hào)傳感器，它的輸入信號(hào)是鐵芯的機(jī)械位移量，輸出是一對(duì)與鐵芯位移成正比的交
制造業(yè)自動(dòng)化 2017年3期2017-05-02
- 飛翼無人機(jī)靜氣彈參數(shù)分析及操縱效率計(jì)算
性參數(shù)響應(yīng)及不同舵面的操縱效率。首先通過氣動(dòng)結(jié)構(gòu)松耦合技術(shù)研究了飛翼無人機(jī)靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)，對(duì)比分析剛性與彈性氣動(dòng)特，分析高度、馬赫數(shù)、迎角及側(cè)滑角對(duì)靜氣動(dòng)彈性的影響；其次研究單一舵面偏轉(zhuǎn)與組合舵面偏轉(zhuǎn)的靜氣彈性，并分析結(jié)構(gòu)幾何非線性對(duì)靜氣動(dòng)彈性的影響；然后分析阻力方向舵開裂角對(duì)靜氣彈的影響；最后計(jì)算不同馬赫數(shù)不同舵面的操縱效率。研究表明迎角增大位移幅值也增大，不同高度位移響應(yīng)頻率形式是一樣的，側(cè)滑角對(duì)無人機(jī)半模靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)并沒有影響；開裂角增大位移幅值減
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年5期2016-11-18
- 飛機(jī)新型舵面偏角測(cè)量系統(tǒng)的研究
089）飛機(jī)新型舵面偏角測(cè)量系統(tǒng)的研究夏芝瑋（西飛公司 陜西西安 710089）本文描述了傳統(tǒng)舵面測(cè)量方法的弊端，并提出了一種新型的舵面偏角自動(dòng)化測(cè)量系統(tǒng)。分別從整體測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)及詳細(xì)實(shí)現(xiàn)方案等方面進(jìn)行了論述。通過分析各組成部分的工作原理及特點(diǎn)、測(cè)量系統(tǒng)的工作原理及布局分析，表明該新型舵面偏角測(cè)量系統(tǒng)能夠節(jié)省人力、提高生產(chǎn)效率、縮短生產(chǎn)周期。舵面測(cè)量；測(cè)量系統(tǒng)引言飛機(jī)操縱舵面包括副翼、擾流板、方向舵、等，它們的裝配質(zhì)量直接影響著飛機(jī)的飛行軌跡及安全。某型機(jī)
大科技 2016年32期2016-07-12
- 基于風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)的舵面鉸鏈力矩系數(shù)計(jì)算方法研究
洞測(cè)壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)的舵面鉸鏈力矩系數(shù)計(jì)算方法研究朱百六（中航通飛研究院有限公司，廣東珠海519040）摘要：基于風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)所獲得的壓強(qiáng)數(shù)據(jù)，采用數(shù)值積分的方法計(jì)算出了舵面鉸鏈力矩系數(shù)。通過分析數(shù)據(jù)并將數(shù)據(jù)與CFD計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，證明了數(shù)據(jù)具有一定的可信度，說明該鉸鏈力矩計(jì)算方法具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。推導(dǎo)出了計(jì)算舵面鉸鏈力矩系數(shù)的積分公式，此公式簡(jiǎn)單可靠，但只適用于鉸鏈軸位于弦平面內(nèi)的舵面，而不適用于鉸鏈軸位于弦平面外的舵面。關(guān)鍵詞：測(cè)壓試驗(yàn)；鉸鏈力矩；C
廣東科技 2016年8期2016-05-17
- 鈦合金超塑成型/擴(kuò)散連接舵面顫振設(shè)計(jì)
徑。某型空空導(dǎo)彈舵面采用Ti-6AL-4V材料的超塑成型/擴(kuò)散連接4層板結(jié)構(gòu)，形成上下蒙皮加內(nèi)部展向、弦向分布的加強(qiáng)筋結(jié)構(gòu)，其靜力強(qiáng)剛度通過調(diào)整4層鈦板的厚度和加強(qiáng)筋的分布以滿足設(shè)計(jì)要求。飛行器在飛行中由于顫振造成失效或損壞是常見事故之一。顫振現(xiàn)象的本質(zhì)是氣動(dòng)彈性運(yùn)動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，當(dāng)升力面具有兩個(gè)以上的自由度，在一定的臨界速度（或動(dòng)壓）及相位關(guān)系下，可能發(fā)生耦合的等幅簡(jiǎn)諧振動(dòng)。當(dāng)速度超過臨界值后，任一微小擾動(dòng)均將引起發(fā)散性振動(dòng)，嚴(yán)重時(shí)會(huì)使飛行器完全解體[2]
航空制造技術(shù) 2015年6期2015-05-31
- 多用途作戰(zhàn)飛機(jī)復(fù)合控制技術(shù)研究
制技術(shù)框架。針對(duì)舵面控制不足和控制冗余兩種情況,設(shè)計(jì)了相應(yīng)的復(fù)合控制方案,并結(jié)合現(xiàn)有的復(fù)合控制方法,實(shí)現(xiàn)了基于飛行任務(wù)的復(fù)合控制策略。仿真結(jié)果表明,該控制策略能夠有效地實(shí)現(xiàn)面向典型飛行任務(wù)鏈的復(fù)合控制,保證了整個(gè)任務(wù)過程的飛行性能。飛行控制; 多用途; 復(fù)合控制0 引言現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的特點(diǎn)要求作戰(zhàn)飛機(jī)必須同時(shí)擁有空戰(zhàn)、對(duì)地和對(duì)海等打擊能力,以應(yīng)對(duì)來自空中、地面和海面各種可能的威脅,其多用途化已成為戰(zhàn)術(shù)特性的一個(gè)重要指標(biāo)。高靈活、高機(jī)動(dòng)和高隱身等性能的追求使得
飛行力學(xué) 2015年6期2015-03-16
- 多舵面飛機(jī)電力作動(dòng)系統(tǒng)協(xié)調(diào)控制策略研究
710038)多舵面飛機(jī)電力作動(dòng)系統(tǒng)協(xié)調(diào)控制策略研究李成茂, 石山, 劉德鵬(空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)隨著大型飛機(jī)舵面結(jié)構(gòu)布局的變化,傳統(tǒng)的集中式結(jié)構(gòu)飛控系統(tǒng)難以滿足舵面協(xié)調(diào)過程中準(zhǔn)確性的要求。為此引入多智能體的概念,將單個(gè)舵面等效為一個(gè)智能體,構(gòu)建分布式電力作動(dòng)系統(tǒng)的多智能體系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。采用聯(lián)盟式體系結(jié)構(gòu),分別對(duì)聯(lián)盟內(nèi)部分體式舵面智能體的同步聯(lián)動(dòng)控制、不同聯(lián)盟間舵面協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)控制進(jìn)行控制策略的設(shè)計(jì),并建立仿真模型。仿真結(jié)果
飛行力學(xué) 2015年5期2015-03-15
- 飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)自修復(fù)控制律設(shè)計(jì)
9)0 引言飛機(jī)舵面故障包括舵面損傷、卡死、飽和以及松浮等［1］，這些故障會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)氣動(dòng)力和舵面控制效能發(fā)生變化，從而影響飛機(jī)的控制效能，造成飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性變壞，甚至失去控制。自修復(fù)飛行控制是解決該類問題的有效途徑。文獻(xiàn)［2-3］提出設(shè)計(jì)控制重構(gòu)模塊補(bǔ)償常規(guī)飛行控制的方法，對(duì)舵面故障時(shí)進(jìn)行控制律重構(gòu)。當(dāng)舵面發(fā)生故障時(shí)，文獻(xiàn)［4-5］通過自適應(yīng)控制，調(diào)整飛機(jī)跟蹤參考模型的輸出，從而完成故障情況下的飛行控制。這些方法均取得了較好的控制效果，但在設(shè)計(jì)過程中面臨著重
飛行力學(xué) 2014年5期2014-12-25
- 鴨式與正常式導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)特性數(shù)值研究 *
向姿態(tài)控制簡(jiǎn)單、舵面使用攻角大而受到青睞。但是這兩種常規(guī)布局形式也存在明顯不足[2]，鴨式布局導(dǎo)彈橫向穩(wěn)定性差，最大可用攻角受限，而正常式布局舵面效率低、響應(yīng)較慢、布局位置安排較為困難。戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的布局形式對(duì)其滾轉(zhuǎn)特性有很重要的影響，為此，針對(duì)這兩種常見氣動(dòng)布局形式在這方面的研究工作得以廣泛的展開，尤其是鴨式布局為實(shí)現(xiàn)橫滾，采取了很多相應(yīng)的措施[3]，也取得了不錯(cuò)的效果，并且有的已經(jīng)應(yīng)用于工程實(shí)踐中。文中通過數(shù)值仿真研究分析正常式布局導(dǎo)彈與鴨式布局導(dǎo)彈在滾轉(zhuǎn)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2013年4期2013-12-10
- 大型客機(jī)無尾布局航向組合舵面控制技術(shù)研究
無尾布局航向組合舵面控制技術(shù)研究李路路, 張彬乾, 李沛峰, 張明輝(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)針對(duì)無尾布局航向控制問題,提出了嵌入式阻力舵與襟副翼組合的航向組合式操縱舵面,結(jié)合300座級(jí)翼身融合布局大型客機(jī)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了舵面設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)研究。結(jié)果表明,單獨(dú)嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同時(shí),耦合了更大的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力,需解耦消除;采用組合式舵面,不僅可提供更大的航向控制力矩,同時(shí)減緩甚至消除了耦合滾轉(zhuǎn)和側(cè)力。在某些舵面組合狀
飛行力學(xué) 2013年5期2013-11-06
- 基于線性規(guī)劃的氣動(dòng)舵重構(gòu)控制分配*
配備了更多的氣動(dòng)舵面，而且氣動(dòng)舵面之間存在更強(qiáng)的耦合。當(dāng)飛行器配備的氣動(dòng)舵面數(shù)量超過3個(gè)，即超過俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)3個(gè)控制方向時(shí)，稱氣動(dòng)舵面的控制能力具有一定的冗余度。如何將俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)控制力矩轉(zhuǎn)換為氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)指令即為控制分配問題。由于氣動(dòng)舵面之間的耦合和冗余，使得將控制力矩指令轉(zhuǎn)化為有效的氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)指令具有一定難度，尤其當(dāng)氣動(dòng)舵面存在位置和速率飽和限制時(shí)更具挑戰(zhàn)性。如何給出合理的氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)指令固然重要，但是當(dāng)某些氣動(dòng)舵面存在某種硬件故障而不能正常
航天控制 2013年3期2013-05-15
- 基于線性矩陣不等式的動(dòng)態(tài)控制分配方法研究
針對(duì)飛行器的氣動(dòng)舵面控制分配問題展開研究，并分別采用靜態(tài)控制分配方法和本文提出的動(dòng)態(tài)控制分配方法進(jìn)行仿真驗(yàn)證。假設(shè)飛行器具有4個(gè)氣動(dòng)舵面，選取4個(gè)氣動(dòng)舵面主要是為了讓氣動(dòng)舵面控制存在冗余，舵面1和舵面2為具有零點(diǎn)的二階線性模型，舵面3為經(jīng)典的二階振蕩環(huán)節(jié)，舵面4為一階慣性模型。氣動(dòng)舵面的動(dòng)態(tài)性如下：(20)氣動(dòng)舵面效率矩陣對(duì)于所有的k均為時(shí)不變的。(21)氣動(dòng)效率的單位為rad/s2/(°)。每一個(gè)氣動(dòng)舵面都具有位置和速率飽和約束：(22)選擇這樣的約束是
航天控制 2013年2期2013-05-14
- 前緣吹氣控制舵面流動(dòng)分離
1)前緣吹氣控制舵面流動(dòng)分離鄧學(xué)鎣 吳 鵬 王延奎(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)針對(duì)各種飛行器大舵偏下出現(xiàn)的流動(dòng)分離問題，在北航D4風(fēng)洞對(duì)旨在消除舵面流動(dòng)分離的舵面前緣吹氣技術(shù)進(jìn)行了研究，為了降低控制分離所用的吹氣量，吹氣點(diǎn)設(shè)置在舵面前緣氣流分離點(diǎn)處.應(yīng)用粒子圖像測(cè)速 (PIV，Particle Image Velocimetry)技術(shù)，分析了舵面繞流在吹氣量由小變大過程中所經(jīng)歷的3個(gè)不同演化階段;由測(cè)壓得到的舵面壓力分布則顯
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年7期2012-03-16
- 飛翼布局無人機(jī)舵面分配算法研究
機(jī)出現(xiàn)一定程度的舵面破損故障情況進(jìn)行研究。在不改變現(xiàn)有控制算法的基礎(chǔ)上，通過采用舵面權(quán)限動(dòng)態(tài)分配算法使其操縱力矩特性基本不變，從而不影響無人機(jī)執(zhí)行空中任務(wù)。1 無人機(jī)舵面操縱特性數(shù)學(xué)描述以飛翼式無人機(jī)ICE101等效模型為對(duì)象，開展舵面控制分配算法研究。無人機(jī)舵面配置示意圖如圖 1 所示［3］。圖1 無人機(jī)舵面配置示意圖圖1為一種典型的舵面分配方法，從翼尖到翼根分別為開裂式方向舵、副翼、升降舵，共計(jì)3對(duì)6個(gè)舵面。根據(jù)文獻(xiàn)［3］，開裂式方向舵可用舵偏角范圍為
飛行力學(xué) 2012年5期2012-03-03
- 無尾布局縱向操縱的嵌入式舵面概念研究
翼、新型氣動(dòng)操縱舵面三個(gè)方面。對(duì)注重成本的無尾布局而言，實(shí)用有效的飛行操縱方式是發(fā)展全新的綜合氣動(dòng)操縱舵面［1］。國(guó)內(nèi)外根據(jù)無尾布局本身的氣動(dòng)特點(diǎn)，圍繞其操縱控制模式開展了大量的研究工作，提出了多種可在無尾布局中應(yīng)用的新型復(fù)合式氣動(dòng)操縱舵面概念［2-5］，如全動(dòng)翼梢、擾流板、分布襟翼和阻力舵等。W型無尾翼身融合布局［6-7］是課題組自主設(shè)計(jì)的創(chuàng)新平臺(tái)。為滿足縱向俯仰平衡操縱的需要，基于該布局的外形特點(diǎn)，在遠(yuǎn)離重心的機(jī)體兩端設(shè)計(jì)了鴨面和尾舵作為基本縱向控制舵
飛行力學(xué) 2012年3期2012-03-03
- 亞跨風(fēng)洞中舵面亞臨界顫振試驗(yàn)
彈等高速飛行器,舵面顫振是設(shè)計(jì)中需要解決的重要問題。采用自行設(shè)計(jì)的亞跨超風(fēng)洞舵面顫振試驗(yàn)裝置,在中國(guó)兵器工業(yè)集團(tuán)的CG-01亞跨超風(fēng)洞進(jìn)行了亞跨聲速舵面顫振試驗(yàn),得到了不同質(zhì)量特性的NACA0012矩形舵面顫振臨界參數(shù),試驗(yàn)最大馬赫數(shù)為0.75,舵面模型達(dá)到的最大顫振馬赫數(shù)為0.52。試驗(yàn)結(jié)果表明試驗(yàn)裝置達(dá)到了設(shè)計(jì)要求,可以用于工程問題研究。通過亞臨界外推法得到顫振臨界參數(shù)和直接觀測(cè)法得到的結(jié)果基本一致,驗(yàn)證了亞臨界試驗(yàn)方法的可靠性。1 試驗(yàn)裝置及模型狀態(tài)
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年3期2011-04-17
- 高超聲速風(fēng)洞舵面測(cè)力雙天平技術(shù)及應(yīng)用
74)0 引 言舵面是飛機(jī)、導(dǎo)彈和航天飛行器的主要控制面。特別是在稠密大氣層的高超聲速飛行條件下,為了獲得足夠的機(jī)動(dòng)能力,主要依靠舵面的偏轉(zhuǎn)方式和偏角大小,直接為機(jī)動(dòng)飛行的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)提供控制力矩。但是,隨著高超聲速M(fèi)a數(shù)的增大,舵偏氣動(dòng)效率會(huì)明顯下降。又由于舵面處在高速高溫氣流中,舵體之間的激波干擾,以及激波邊界層干擾,也會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱。氣動(dòng)力/熱載荷的雙重作用,嚴(yán)重影響到舵面的控制特性,從而直接威脅飛行的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性。從理論上準(zhǔn)確數(shù)值模擬舵
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年1期2011-04-15