作動筒
- 航空發(fā)動機導葉控制機構(gòu)作動筒主動容錯控制
葉控制機構(gòu)液壓作動筒上的位置伺服控制是電液伺服系統(tǒng)的典型應用。導葉控制機構(gòu)液壓作動筒伺服系統(tǒng)由電液伺服閥、液壓作動筒、葉片和位移傳感器等組成。其中液壓作動筒主要作用是驅(qū)使航空發(fā)動機導葉控制機構(gòu)正常運作,從而調(diào)節(jié)航空發(fā)動機內(nèi)外涵道進氣量,擴大喘振裕度,保證發(fā)動機穩(wěn)定工作。為了適應航空發(fā)動機在高速、高溫、變載荷等極端條件下運行安全的需求,這就需要航空發(fā)動機導葉控制機構(gòu)液壓作動筒在發(fā)生故障時仍能正常供給航空發(fā)動機內(nèi)外涵道進氣量,從而保證航空發(fā)動機穩(wěn)定工作。因此,
航空學報 2022年9期2022-10-12
- 起落架緩沖器自動變行程技術(shù)研究
9]，通過位控作動筒連接注油器，事先標定好每個壓縮行程下對應的位控作動筒的位移值，然后將此位移值輸入試驗載荷譜中，試驗時通過控制位控作動筒的位移值對緩沖器支柱進行注油和放油，實現(xiàn)了緩沖器行程的增大或減小。這種方法需要經(jīng)常對緩沖器行程和位控作動筒位移值的關系進行標定，且要求整個液壓系統(tǒng)中沒有空氣，否則會引起較大誤差。本文提出了一種自動變行程的方案，在起落架緩沖支柱安裝位移傳感器，可在試驗過程中隨時準確控制起落架緩沖支柱的壓縮量。對該控制方案的控制效果進行了試
工程與試驗 2022年3期2022-09-27
- 襟縫翼耐久性試驗電液伺服協(xié)同加載技術(shù)研究
試驗大多以固定作動筒的加載方式施加載荷，在試驗過程中襟縫翼打開角度變化時，作動筒固定安裝形式使加載方向無法跟隨打開角度變化，試驗無法真實模擬襟縫翼受載情況，對襟縫翼翼面及其運動機構(gòu)的考核無法達到預期目標。文獻[6]中研究了一種襟翼試驗精確隨動加載系統(tǒng)，文獻[7]中對某飛機襟縫翼疲勞試驗系統(tǒng)隨動加載技術(shù)進行了研究，文獻[8]中對襟縫翼可動翼面的隨動加載方法進行了研究。上述加載方法適用于運動模式簡單的單一翼面的隨動加載，且加載作動筒位置調(diào)節(jié)通過力控或位控作動筒
機床與液壓 2022年2期2022-09-22
- 大型液壓作動筒用彈簧改進設計
)引言大型液壓作動筒應用十分廣泛[1-2]，活塞桿的伸出和收回需要一定壓力的液壓油持續(xù)供入，活塞桿在收回時，需要將液壓油供入作動筒的收回腔，首先依靠液壓力將作動筒中鋼球鎖打開用以打開鎖緊裝置，而后收回活塞桿；當活塞桿伸出時，液壓油首先供入另一個鎖鉤裝置并將其打開，之后隨著液壓油持續(xù)供入作動筒的伸出腔。起落架收放作動筒是飛機起落架收放系統(tǒng)的執(zhí)行元件，是液壓系統(tǒng)和機械子系統(tǒng)之間的連接單元[3-7]。在進行飛機起落架作動筒交付驗收試驗中，在作動筒活塞桿伸出過程中
液壓與氣動 2022年9期2022-09-20
- 基于角度誤差的縫翼隨動加載技術(shù)改進方法
載技術(shù)，采用雙作動筒配合實現(xiàn)載荷隨動加載，如覃湘桂等[3]采用翼面下加載點設計；李小歡等[4]采用翼面上加載點設計，采用位控作動筒控制加載作動筒底座滑動小車，實現(xiàn)了在大形變條件下機翼主翼面的法向載荷隨動加載；張柁等[5]通過位控作動筒控制小車改變鋼絲繩的角度，實現(xiàn)類似襟縫翼的活動翼面載荷隨動加載，并成功應用到擾流板操縱靈活性驗證試驗中。王鑫等[6]同樣采用力控作動筒和位控作動筒撬杠式隨動加載，解決了某型雙垂尾大變形加載干涉的問題。張柁等[7]采用單點雙力控
科學技術(shù)與工程 2022年18期2022-07-24
- CFM56-5B發(fā)動機VSV系統(tǒng)故障分析
2個VSV液壓作動筒及其作動機構(gòu)和連桿，VSV液壓作動筒以雙重獨立線性可變差動傳感器（LVDT）進行位置反饋。液力機械組件（HMU）輸出的燃油是操縱VSV作動筒的液壓介質(zhì)。每臺發(fā)動機的VSV系統(tǒng)均由以下部件組成：2個液壓作動筒、2個位置傳感器（LVDT）、2個搖臂機構(gòu)、HMU、ECU和線束（J7、J8、J11、J12、CJ11R和CJ12L）。2 VSV系統(tǒng)工作原理1）作動線路：ECU發(fā)給HMU的扭矩馬達電壓信號改變力矩馬達的位置，即決定了HMU調(diào)節(jié)后的壓
航空維修與工程 2022年5期2022-07-03
- 飛機反推力液壓作動系統(tǒng)分析
布的3 個液壓作動筒驅(qū)動。在液壓作動系統(tǒng)中，作動筒是一個重要部件，在相關的標準中，對液壓作動系統(tǒng)的性能要求主要體現(xiàn)在以下三個方面：作動有效性，作動同步性以及作動安全性。2.1 作動有效性作動有效性是指作動系統(tǒng)在規(guī)定的時間內(nèi)打開和收回。典型的渦扇發(fā)動機打開反推力的過程是，首先將發(fā)動機供油量由100%轉(zhuǎn)速條件下節(jié)流到地面慢車狀態(tài)，然后保持慢車狀態(tài)供油量不變，同時打開反推力，經(jīng)過大約2s 時間完成正推力和反推力的切換（反推裝置完全打開），此時反推力達到慢車最大反
科學技術(shù)創(chuàng)新 2022年2期2022-02-21
- 飛機鐵鳥舵面加載存在的問題及其解決方法
造和安裝，加載作動筒兩端安裝位置已先固定，導致加載執(zhí)行機構(gòu)需要精準設計和抗/無干涉設計，增加了設計難度。(2)小附加力跟隨問題。作動筒的跟隨能力差，給舵面造成很大附加力，超過120kg，影響加載試驗的真實性。因為，舵面收放運動受到飛行仿真系統(tǒng)控制，加載系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，舵面短期內(nèi)仍然在做收放/偏轉(zhuǎn)運動，所以，當加載系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，需要作動器以較小的附加力跟隨舵面運動。(3)安全調(diào)試問題。調(diào)試過程常出現(xiàn)加載系統(tǒng)振蕩和險情(有時甚至頂/拉壞舵面)。因為鐵鳥舵面加
工程與試驗 2022年4期2022-02-05
- 獎狀560飛機起落架典型故障分析與思考
架；收放系統(tǒng)；作動筒；上鎖電門；故障隔離Keywords：landing gear；retract and extend system；actuator；locked switch；fault isolation0 引言飛機的起落架系統(tǒng)直接影響著飛行安全。作為公務航空市場主力機型，獎狀560飛機的起落架系統(tǒng)設計精巧，但收放機構(gòu)復雜，部件繁多，一定程度上為維修排故工作帶來了不少挑戰(zhàn)，能否及時準確地判斷故障、排除故障，對保障飛機持續(xù)運行安全的意義重大。1 系統(tǒng)
航空維修與工程 2021年11期2021-12-21
- CRJ-900飛機副翼/方向舵配平指示異常故障分析
。1）副翼配平作動筒副翼配平作動筒安裝在主輪艙內(nèi)的兩個后鋼索扇形盤之間，由推桿和曲柄連接到人工感應和定中機構(gòu)的滾筒臂上（見圖1）。2）副翼/方向舵配平控制面板副翼/方向舵配平控制面板安裝在駕駛艙中央操縱臺上，有兩個配平電門，分別控制副翼配平和方向舵配平（見圖2）。副翼配平電門是彈頂、雙觸發(fā)、中立斷開電門。為了操作副翼配平作動筒，兩個電門必須同時扳到同一方向。副翼配平選擇為左機翼下（LWD）或右機翼下（RWD）。3）配平操作操作副翼配平電門向副翼配平作動筒提
航空維修與工程 2021年9期2021-10-18
- 某型飛機左側(cè)剎車腹板失效分析
數(shù)的增加，剎車作動筒安裝支架固定腹板出現(xiàn)了裂紋故障，最近17架飛機在結(jié)構(gòu)檢修中發(fā)現(xiàn)了5架飛機的左側(cè)剎車固定腹板在同一位置出現(xiàn)裂紋，如圖1所示。圖1 固定腹板裂紋圖飛機剎車機構(gòu)是保障飛機安全、快速、可靠著陸的重要部件，而固定剎車作動筒安裝支架的腹板是重要的承力件，一旦腹板失效，將會影響剎車系統(tǒng)的正常工作，嚴重時將會造成航空事故發(fā)生。所以分析固定腹板產(chǎn)生裂紋的原因，給出維護和操作意見非常重要。筆者將利用ANSYS Workbench對剎車組件進行有限元分析[1
機械研究與應用 2021年3期2021-07-15
- 加調(diào)模擬作動筒缸體磨損修復工藝研究
900）由于該作動筒可以很好地模擬飛機在加力飛行時加力噴口調(diào)節(jié)器的工作狀態(tài)，現(xiàn)被用于某型渦扇航空發(fā)動機加力噴口調(diào)節(jié)器維修后的性能測試。該作動筒長期在高壓、高頻次的往復運動中極易造成模擬作動筒缸體內(nèi)腔和活塞的機械磨損，造成模擬作動筒泄漏。模擬作動筒一旦泄露就需要維修，而原有維修方式為直接更換磨損件。由于模擬作動筒通過整件精加工而成，加工周期約為3個月，單價約2萬/套（缸體每套的成本約為9 800元/套），若直接報廢，一方面可能影響生產(chǎn)進度，另一方面還會大大增
現(xiàn)代制造技術(shù)與裝備 2021年5期2021-07-02
- 仿真技術(shù)在發(fā)射裝置氣壓作動筒故障分析中的應用
。它主要由氣壓作動筒、連桿機構(gòu)等組成。氣壓作動筒是導彈發(fā)射裝置機械部分的動力源,氣體通過作動筒使連桿機構(gòu)動作,將導彈推離發(fā)射裝置,并在彈離結(jié)束后收回彈射機構(gòu)。作動筒的動特性影響導彈離機的最佳參數(shù),即導彈的離機時間、速度、角速度及最大加速度等。由于發(fā)射裝置氣壓作動筒故障存在耦合性、隱蔽性、隨機性等特點，因此,對作動筒進行深入分析和研究具有重大實用價值。目前，國內(nèi)外對發(fā)射裝置氣壓作動筒故障分析的理論研究還較少，常用的方法是根據(jù)經(jīng)驗進行故障定性判定，然后通過試驗
科學技術(shù)創(chuàng)新 2021年11期2021-05-25
- 某新型民用飛機起落架撐桿鎖彈簧的載荷設計
、鎖彈簧、開鎖作動筒等組件，如圖1所示。其中各個撐桿采用工字梁的形式，上撐桿與下?lián)螚U合稱為側(cè)撐桿，上鎖撐桿與下鎖撐桿合稱為鎖撐桿，鎖彈簧采用了雙備份的形式，開鎖作動筒選用成品。圖1 某新型民用飛機側(cè)撐桿及其撐桿鎖機構(gòu)結(jié)構(gòu)圖2 撐桿鎖原理及結(jié)構(gòu)特點現(xiàn)在較成熟的撐桿鎖結(jié)構(gòu)是可折撐桿鎖，通常布置于起落架撐桿折疊處，為連桿式鎖。上鎖后可使撐桿不能折疊，自身承受拉壓載荷。按鎖桿機構(gòu)布置形式，可折撐桿鎖分為自折式和支承式。為保證起落架能自由放下并上鎖，自折式和支承式可
機械設計與制造工程 2021年3期2021-04-16
- 基于Modelica 仿真的RAT 作動筒故障原因分析
的需要[2]。作動筒作為實現(xiàn)RAT 展開任務的核心部件，其性能水平對實現(xiàn)RAT 的功能、保障飛行安全有很大的影響。因此，對RAT 系統(tǒng)作動筒的故障研究具有重要意義。然而RAT 作動筒長期處于不工作的儲存狀態(tài)，只有在地面收放檢查中才能暴露出故障，因此故障檢測數(shù)據(jù)極少，無法使用常見的故障原因分析方法（如故障樹方法）進行故障原因的分析；RAT 作動筒結(jié)構(gòu)和承受載荷情況復雜，故障原因隱蔽。用戶進行的常規(guī)地面收放檢查只能判斷作動筒的收放過程是否已經(jīng)發(fā)生故障而無法定位
南京航空航天大學學報 2021年1期2021-03-31
- 飛行模擬機運動液壓系統(tǒng)作動筒位置傳感器及伺服比例閥更換與調(diào)試
了該液壓系統(tǒng)中作動筒位置傳感器及伺服比例閥的更換與調(diào)試，該研究具有一定的通用性和參考性。關鍵詞：作動筒;位置傳感器;伺服比例閥;校準0 引言中國民航飛行學院模擬機訓練中心的波音737-800全動飛行模擬機于2003年投入使用，現(xiàn)已運行近20年，所以在平時的工作中液壓系統(tǒng)有許多部件需要更換?，F(xiàn)重點對其作動筒位置傳感器及伺服比例閥的更換與調(diào)試進行闡述。1 位置傳感器更換與校準全動飛行模擬機借助六支作動筒的伸縮運動，完成平臺在空間六個自由度（俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航、升
機電信息 2021年8期2021-03-18
- 某型飛機座艙蓋操縱作動筒損傷分析及應對
07）0 引言作動筒是飛機上常用的功能附件。根據(jù)工作需要內(nèi)部可帶機械鎖或無機械鎖。機械鎖可在某些位置使作動筒可靠固定，以保障飛機飛行、地面停放與地面維護人員的安全。例如：起落架放下時，作動筒需要鎖定支撐起落架。部分產(chǎn)品需要在正常工作時依靠機械鎖進行鎖定，應急工作時需要解鎖。常見的作動筒機械鎖為鋼珠鎖、卡簧鎖[1]?？ɑ涉i由卡簧、彈簧、錐體、襯套等組成?？ɑ墒菑椥缘模谏湘i狀態(tài)下，由錐體將彈性卡簧限制在襯套內(nèi)，實現(xiàn)鎖定連接。當錐體在氣壓或液壓作動筒下移動后，
機械工程師 2021年1期2021-01-22
- 沖壓空氣渦輪艙門聯(lián)動機構(gòu)動力學仿真及優(yōu)化
系統(tǒng)主要有收放作動筒、液壓泵、渦輪部件、齒輪箱部件、艙門連桿組件和支撐臂部件等部分組成（如圖1）。飛機正常狀態(tài)時，收放作動筒鎖定在回收狀態(tài)，并將RAT固定在飛機RAT艙門內(nèi)（如圖2）。緊急情況下，收放作動筒上位解鎖，在其彈簧力作用下，作動筒內(nèi)缸從外缸伸出，同時推動支撐臂轉(zhuǎn)動，從而將渦輪部件釋放至相對氣流中，直至收放作動筒展開到位，并鎖定在展開位置。艙門連桿組件一端安裝在RAT支撐臂上，另一端安裝在RAT艙門上（如圖2）。RAT展開過程中，支撐臂帶動艙門連桿
機械工程師 2021年1期2021-01-22
- 無人機起落架液壓系統(tǒng)設計
起落架艙門開鎖作動筒伸出)→主起落架艙門放下(主起落架艙門收放作動筒伸出)→主起落架放下(主起落架收放作動筒伸出)→前起落架放下(前起落架收放作動筒伸出)。起落架收放系統(tǒng)的一個收上工作時序邏輯為：主起落架收上(主起落架收放作動筒收回)→前起落架收上(前起落架收放作動筒收回)→主起落架艙門收上(主起落架艙門收放作動筒收回)。(1)主起落架艙門開鎖及放下：主起落架艙門放下電磁閥1 得電，高壓油進入左、右主起落架艙門上位鎖作動筒9、10 無桿腔，同時通過液控單向
裝備制造技術(shù) 2020年8期2021-01-14
- 某型機轉(zhuǎn)彎作動筒殼體漏油故障分析
后, 發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎作動筒出現(xiàn)漏油現(xiàn)象，返廠分解后發(fā)現(xiàn)膠圈局部損傷，轉(zhuǎn)彎作動筒殼體φ6H9孔口30°錐面有劃傷，對孔口錐面拋光處理后，更換φ6H9孔處配合件塞子及故障件膠圈，重新安裝，并反復拆裝2次后，檢查內(nèi)裝膠圈無損傷，復裝重新地面打壓試驗，結(jié)果轉(zhuǎn)彎作動筒集流器端蓋處再次出現(xiàn)漏油現(xiàn)象。如果前輪轉(zhuǎn)彎作動筒內(nèi)部壓力達不到設定值，輸出的轉(zhuǎn)彎力矩偏小，前輪轉(zhuǎn)彎響應速度變慢，嚴重時喪失轉(zhuǎn)彎功能[1]。因此，轉(zhuǎn)彎作動筒漏油問題務必精確定位，及時排查，從根源解決。1 轉(zhuǎn)彎作
機械工程師 2020年10期2020-11-26
- 燃氣輪機作動筒連桿斷裂問題分析與解決
程中發(fā)生壓氣機作動筒可動U型夾斷裂故障。本文采用故障樹工具，通過冶金分析、設計復查、使用環(huán)境復查，對所有底事件進行排查，最后發(fā)現(xiàn)斷裂原因為使用環(huán)境異常、受海水浸泡且材料在海水中的抗腐蝕性較弱使其產(chǎn)生應力腐蝕，在交變力作用下加速其破壞斷裂。通過更換抗腐性更好的材料來解決這一問題。關鍵詞：燃氣輪機;壓氣機;作動筒;斷裂問題1故障現(xiàn)象某燃氣輪機在工作中發(fā)現(xiàn)排氣裝置處噴火，緊急停車。隨后起動兩次均失敗。經(jīng)檢查，發(fā)現(xiàn)其右作動筒組件中可動U型夾及葉片角位移傳感器斷裂。
科學導報·學術(shù) 2020年43期2020-10-29
- 某型飛機主起落架收放作動筒漏油故障分析及預防
起落架右側(cè)收放作動筒檢查孔螺釘（用于地面檢查收放作動筒鋼珠鎖上鎖情況，平時用螺釘堵?。┲車幸簤河拖蛳碌温洌瑢⒙葆敂Q下后發(fā)現(xiàn)液壓油從檢查孔內(nèi)流出（見圖1）。圖1 收放作動筒檢查孔漏油2 故障定位2.1 修理情況復查1）性能復試在試驗臺上首先正常收放主起收放作動筒5 ～6 次，然后分別向作動筒兩腔加15MPa 的液壓，各保持30min，沒有發(fā)現(xiàn)漏油現(xiàn)象。密封試驗后進行開鎖，液壓油從下頭部的上鎖觀察孔滲出。2）活塞桿長度檢查收放主起作動筒后，檢查活塞桿的行程為
航空維修與工程 2020年6期2020-09-21
- 重載負荷下的燃氣作動筒內(nèi)彈道推力特性研究*
00)0 引言作動筒作為一種直線往復運動的執(zhí)行元件，可分為液壓式和氣壓式，廣泛應用于各行各業(yè)中，如用于導彈的彈射系統(tǒng)及民用客機的應急起落架系統(tǒng)[1-2]。燃氣式作動筒是采用火藥作為動力源的驅(qū)動裝置，具有很高的能量密度，主要用于完成各種機構(gòu)的展開和載荷釋放[3]。它具有輸入能量小、響應速度快、可靠性高等優(yōu)點[4]，大量應用在導彈、衛(wèi)星和火箭的彈翼展開及其發(fā)射過程中。由于燃氣系統(tǒng)中多個物理過程相互交織，多種載荷共同作用，計算其內(nèi)彈道解析解有很大難度[5]，國內(nèi)
彈箭與制導學報 2020年4期2020-09-17
- 運輸機尾艙門收放液壓控制系統(tǒng)的改進設計
機構(gòu)由液壓直線作動筒組成，通過控制組合閥油液的切換，實現(xiàn)尾艙門的打開和關閉。鎖定機構(gòu)由液壓驅(qū)動的機械式主動鉤環(huán)鎖和作動筒內(nèi)自帶機械鎖組成，將尾艙門鎖定在關閉、打開或水平位置。應急源由應急閥和應急液壓源等組成，當系統(tǒng)斷電、斷壓或發(fā)生故障時，可由人工手動操縱，實現(xiàn)尾艙門的打開和關閉。圖1 尾艙門收放功能框圖本文設計的尾艙門收放控制系統(tǒng)由上艙門和下艙門兩部分構(gòu)成，上艙門不承受載荷，其由單個內(nèi)置機械鎖液壓作動筒驅(qū)動打開和關閉，在打開和關閉位置，由內(nèi)部機械鎖鎖定；下
機械工程師 2020年5期2020-06-19
- 基于Simulink的延伸噴管燃氣展開過程聯(lián)合仿真*
之一。對于采用作動筒推動方式展開的延伸噴管，作動筒展開力是決定延伸噴管動力學特性的關鍵因素。作動筒的展開方式包括燃氣式、氣瓶式、產(chǎn)氣式等。采用燃氣發(fā)生器提供展開力的展開方式屬于產(chǎn)氣式，通過燃氣發(fā)生器燃燒室內(nèi)固體藥柱的燃燒，產(chǎn)生大量高溫高壓的氣體，經(jīng)濾網(wǎng)與管路進入作動筒內(nèi)，推動延伸噴管展開。整個點火展開過程包括點火-燃燒-傳遞-做功-展開五個步驟，且氣體在作動筒內(nèi)的展開做功過程(下游)對燃燒室內(nèi)藥柱燃燒(上游)存在影響，為了對延伸噴管展開進行準確預示，必須要
固體火箭技術(shù) 2020年6期2020-05-13
- 淺談超聲波技術(shù)在液壓部件疲勞裂紋在翼檢測中的應用
參考。關鍵詞：作動筒；超聲波；疲勞裂紋；預防性措施Keywords：actuator；ultrasonic；fatigue crack；preventive measure0 引言郵政航空擁有國內(nèi)最大的波音737-300/400F貨運機隊，截至目前機隊平均機齡已達24.5年，隨著機齡的增加，對老齡飛機安全影響最大的因素——疲勞裂紋不僅在機體結(jié)構(gòu)上頻現(xiàn)，在液壓部件上也呈現(xiàn)逐漸上升的趨勢。近期，某架飛機在進近著陸過程中，機組發(fā)現(xiàn)飛機液壓A系統(tǒng)失效，后續(xù)機組執(zhí)行
航空維修與工程 2020年11期2020-04-12
- 后緣襟翼隨動加載技術(shù)研究
點相鉸接的兩個作動筒，而作動筒的底座固定，則襟翼在任一偏轉(zhuǎn)角時，作動筒的軸線方向及加載值是唯一確定的。由于已知襟翼及加載點的運動軌跡，可以設計出滿足試驗需求的加載系統(tǒng)，并給出所有作動筒的加載控制參數(shù)(如加載值)。圖3 合成式隨動加載技術(shù)原理示意圖[3]假設襟翼在如圖3所示的試驗狀態(tài)下，加載點為A，作動筒AB的長度為l1，作動筒AC的長度為l2，兩個作動筒的底座間距為l0。對于加載狀態(tài)正解，即已知作用點A加載目標值P、兩個作動筒的長度及αAC，則作動筒AB和
工程與試驗 2020年4期2020-02-03
- 某卡環(huán)內(nèi)鎖作動筒嘯叫故障分析
油壓力脈動等。作動筒是液壓系統(tǒng)中將液壓能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械能的執(zhí)行機構(gòu)[4]，本文針對某卡環(huán)內(nèi)鎖作動筒活塞部件運動時出現(xiàn)的嘯叫現(xiàn)象，驗證了故障原因的正確性，同時提出了更有效的間隙檢測方法，給出了避免故障的解決措施，并通過試驗驗證了解決措施的可行性。1 故障描述及初步分析圖1為某卡環(huán)內(nèi)鎖作動筒結(jié)構(gòu)示意圖[5]。作動筒主要由外筒、保持器、活塞桿、活塞、卡環(huán)、彈簧和密封圈組成。保持器與活塞桿固連，保持器與活塞間裝有若干彈簧，活塞可沿活塞桿運動。作動筒一側(cè)設有卡環(huán)式內(nèi)鎖，
教練機 2019年3期2019-11-13
- 作動筒非指令開鎖典型故障分析
宏摘要：某型機作動筒在未進行指令操縱時，出現(xiàn)作動筒意外開鎖，導致艙門空中打開故障現(xiàn)象，本文通過對作動筒開鎖控制系統(tǒng)進行分析，明確故障發(fā)生機理。Abstract： The actuating cylinder of a certain type machine is opened accidentally without instruction， which causes the malfunction of the door to be opened in
價值工程 2019年28期2019-11-12
- 賽斯納525型飛機減速板作動筒故障解析
的減速作用，而作動筒又是控制減速板系統(tǒng)的關鍵部件。本文介紹了一起賽斯納525型飛機減速板作動筒斷裂故障的排故過程，其中對減速板系統(tǒng)整體以及關鍵部位的檢查思路可為類似故障的排除提供參考。關鍵詞：減速板;作動筒;螺桿;斷裂1 故障情況一架賽斯納525（CE525）型飛機的左機翼出現(xiàn)液壓油滲漏情況。檢查后發(fā)現(xiàn)左減速板液壓作動筒上用于固定作動筒端蓋（安裝底座）的兩顆螺桿斷裂，作動筒殼體與端蓋部分分離，密封圈部分外露，液壓油從作動筒殼體與端蓋的結(jié)合面處滲出，飛機液壓
航空維修與工程 2019年3期2019-09-10
- 航空發(fā)動機作動筒的伺服控制建模與分析
廣。航空發(fā)動機作動筒的控制就是電液位置伺服控制系統(tǒng)的典型應用。在電液位置伺服控制系統(tǒng)中，作動筒屬于執(zhí)行元件，用于將液壓能轉(zhuǎn)換為驅(qū)動發(fā)動機導葉、活門或其他機械裝置的機械能。在當前電液位置伺服控制研究中，多采用對稱作動筒設計和分析討論[7-12]。而在航空領域，因非對稱作動筒具有結(jié)構(gòu)簡單、加工方便、工作空間小、單邊活動密封效率及可靠性高等特點而被廣泛應用。但是由于非對稱作動筒結(jié)構(gòu)參數(shù)的不對稱，導致閥控作動筒在伸出和縮回2個方向上動態(tài)特性（如超調(diào)量、調(diào)節(jié)時間和穩(wěn)
航空發(fā)動機 2019年2期2019-05-05
- 噴丸強化技術(shù)在某型作動筒延壽修理中的應用
6038）某型作動筒壽命僅為6000±150起落，在飛機的全壽命期內(nèi)，共需要 4套作動筒，這不僅增加了維修工作量，還增大了成本。如作動筒壽命能延長至12 000±150起落，飛機全壽命期內(nèi)僅需要2套作動筒，既減少了維護的工作量，又降低了換新成本。1 噴丸強化處理和疲勞壽命試驗1.1 噴丸參數(shù)的確定噴丸強化處理是國內(nèi)外廣泛使用的一種在再結(jié)晶溫度以下的表面強化方法，是顯著提高金屬零件抗疲勞和抗應力腐蝕性能的有效途徑[1-2]。作動筒零件形狀結(jié)構(gòu)復雜，有螺紋、耳
裝備環(huán)境工程 2018年12期2019-01-04
- 動滑輪系統(tǒng)對延伸噴管展開動力學的影響①
噴管的結(jié)構(gòu)中，作動筒是提供展開動力的重要機構(gòu)，其動力學特性決定了噴管整體的展開過程。而雙級延伸噴管中的作動筒不僅要提供動力，同時對噴管的展開起重要的限制和導向作用，保證了雙級延伸錐到位的平穩(wěn)與同步性。在展開的整體系統(tǒng)中，作動筒中的動滑輪結(jié)構(gòu)屬于冗余結(jié)構(gòu)，加入前后系統(tǒng)的自由度并不產(chǎn)生變化，但動滑輪的預緊力會通過影響作動筒內(nèi)部以及與筒身連接處轉(zhuǎn)動副的摩擦力，來對系統(tǒng)的動力學特性產(chǎn)生不可忽視的影響。由于布置在作動筒的內(nèi)部，動滑輪系統(tǒng)不易加工裝配，在運輸與裝配過程
固體火箭技術(shù) 2018年5期2018-11-26
- 基于油液阻尼的氣動作動筒方案
雨摘 要：氣動作動筒具有潔凈、重量輕、污染低、不易堵塞等優(yōu)點，廣泛應用在各大工程行業(yè)中。但相對于液壓作動筒，氣動作動筒在速度控制及行程末端緩沖上存在一定的弊端。為此，文章提出了一種基于油液阻尼的氣動作動筒方案，有效解決了氣動作動筒工作中的速度控制及末端緩沖問題。關鍵詞：作動筒；油液阻尼；緩沖中圖分類號：TH113 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）20-0125-02Abstract： Pneumatic moving cylinde
科技創(chuàng)新與應用 2018年20期2018-07-28
- 護板收放作動筒壽命試驗裂紋原因分析及改進
引言護板收放作動筒通過液壓系統(tǒng)提供動力，實現(xiàn)飛機護板的收上和放下，從而為飛機起落架的收放提供通路。由于護板收放作動筒不承受地面載荷，只承受護板收放載荷，所以往往要求按與飛機同壽命（允許更換密封件）來設計。按照《飛機I、II型液壓系統(tǒng)直線式作動筒通用技術(shù)條件》（HB6090-1986）的要求，護板收放作動筒在設計鑒定時需要完成工作循環(huán)及壓力脈沖循環(huán)兩部分的壽命試驗考核。某型飛機的護板收放作動筒在進行壽命試驗中的壓力脈沖循環(huán)試驗時，上端蓋出現(xiàn)了裂紋，未能通過
教練機 2018年2期2018-07-18
- 處理某型飛機右主起落架放下異常故障中故障樹分析法的應用
通，主支柱護板作動筒活塞桿收回使支柱護板處于“收上”位置。主支柱護板收上到位后接通起落架收放液壓電磁閥，使起落架液壓系統(tǒng)的“收上”管路與壓力管路接通，“放下”管路與回油管路接通，壓力油通過節(jié)流閥流向前起落架液壓鎖和自動剎車作動筒使機輪剎車。與此同時，壓力油流向主起落架液壓鎖、上位鎖開鎖作動筒和協(xié)調(diào)活門，使上位鎖開鎖作動筒收回，當支柱掛在鎖上時，上位鎖便關閉。由于協(xié)調(diào)活門的結(jié)構(gòu)限制，使油液不能通過協(xié)調(diào)活門到達機輪護板作動筒，只有當來自液壓鎖的油液進入起落架收
科學與財富 2018年15期2018-06-22
- 減速板作動筒浸油高低溫試驗后漆層起泡故障分析
言某型機減速板作動筒在完成經(jīng)100℃浸YH-15液壓油72h，放入高低溫箱從-55℃保溫3h后加溫至100℃再保溫2h，保溫和升溫過程中對減速板作動筒進行收放的高低溫試驗后，檢查發(fā)現(xiàn)筒身漆層產(chǎn)生起泡故障。同批次減速板作動筒（組合件）共10件,經(jīng)過高低溫例行試驗的減速板作動筒（組合件）為兩件。經(jīng)查閱裝配指令等原始記錄，該批10件減速板作動筒軍檢時因外筒表面漆層粗糙、碰傷被要求重新返工噴涂C04-42面漆，油漆采用了常溫固化。圖1 減速板作動筒起泡故障圖1 漆
教練機 2018年1期2018-05-09
- 大容積直線式液壓作動筒壓力脈沖試驗的分析與探索
馬，大容積液壓作動筒用得也越來越多。根據(jù)相關標準[1]要求，新研制的飛機液壓作動筒、閥、壓力容器首次飛行前必須完成壓力脈沖試驗。目前國內(nèi)壓力脈沖試驗設備難以滿足大容積液壓作動筒壓力脈沖試驗的要求[2]，大容積液壓作動筒進行壓力脈沖試驗時，一般采取填充剛性介質(zhì)減少腔體內(nèi)液體量的辦法，調(diào)試壓力脈沖波形達到標準試驗波形的要求。但當作動筒容積大到一定的量時，該方法失效。有人從控制試驗設備角度，探索解決辦法[2-3]。本文從大容積液壓作動筒試驗件本身出發(fā)，探索分析了
裝備制造技術(shù) 2018年2期2018-05-07
- 噴嘴擋板式三通氣動閥控缸特性分析*
單噴嘴擋板閥和作動筒原理，通過控制閥的輸入電流控制流量大小，研究結(jié)構(gòu)參數(shù)對三通氣動閥控缸響應速度的影響規(guī)律。1 三通氣動閥控缸模型圖1所示為某氣體控制閥回路簡圖。當電磁閥不通電時，電磁閥內(nèi)部的球閥隔斷通道，蝶閥保持閉合狀態(tài)。當電磁閥通電時，三通氣動閥控缸處于工作狀態(tài)，經(jīng)減壓閥調(diào)壓后的氣體流經(jīng)電磁閥通道進入閥控缸推動活塞移動;閥控缸的內(nèi)部壓力可以通過流經(jīng)單噴嘴擋板的控制電流來調(diào)節(jié);活塞的位移通過連桿機構(gòu)轉(zhuǎn)換為蝶閥的開度，即通過執(zhí)行閥控缸的控制電流來調(diào)整蝶閥開
飛控與探測 2018年2期2018-04-18
- 液壓作動筒復雜雙油路腔流量偏小問題仿真分析及驗證
內(nèi)對航空發(fā)動機作動筒的研究大多圍繞作動筒裂紋故障分析[4-6]、結(jié)構(gòu)設計[7]、控制系統(tǒng)試驗研究[8]、控制系統(tǒng)仿真設計分析[9-11]、控制伺服系統(tǒng)機構(gòu)設計分析[12-14]，而采用數(shù)值仿真分析的方法分析作動筒流量的研究文獻鮮有報道。為此，基于某型航空發(fā)動機作動筒在試制中出現(xiàn)流量不合格的問題，開展數(shù)值仿真分析工作。作動筒組件通常分為有桿腔和無桿腔，作動筒有桿腔（工作腔）在工作中的流阻增大將導致腔體內(nèi)流動介質(zhì)在一定壓差條件下填充時間延遲，從而迫使可調(diào)噴管驅(qū)
航空發(fā)動機 2018年6期2018-03-23
- 737NG飛機自動駕駛作動筒作動原理及典型故障分析
08）自動駕駛作動筒作用是將來自于FCC（飛行控制計算機）的電信號轉(zhuǎn)化為液壓控制的機械輸出。作動筒的輸出變成副翼和升降舵PCU（動力控制組件）的輸入，然后驅(qū)動副翼和升降舵的運動。飛機上總共有四個自動駕駛作動筒，它們是完全相同的。兩個用于控制副翼，兩個用于控制升降舵。自動駕駛作動筒原理如圖1所示。圖1 自動駕駛作動筒原理每個作動筒上有四個航線可更換件（LRU），它們分別是：Actuator solenoid valve作動筒電磁活門；Detent solen
現(xiàn)代制造技術(shù)與裝備 2018年1期2018-03-13
- 基于AMESim的直升機魚叉液壓系統(tǒng)的建模與仿真
主要由魚叉收放作動筒、掛鉤和鎖鉤作動筒組成，魚叉收放作動筒根據(jù)使用要求采用直線式往復運動作動筒，通過進入作動筒上下腔的壓力差來實現(xiàn)作動筒的收放，鎖鉤作動筒是魚叉裝置鎖閉機械，采用單向作用式作動筒，即插銷靠彈簧力，拔銷靠液壓力作用。直升機著艦后，駕駛員按壓總距桿上的魚叉收放按鈕，魚叉裝置由輔助系統(tǒng)供壓，輔助系統(tǒng)壓力油進入魚叉裝置下腔，隨著收放電磁閥和卸載電磁閥同時工作，壓力油進入魚叉裝置上腔，并使魚叉收放作動筒上下腔壓強相等，由于作動筒上下腔面積差的原因，魚
直升機技術(shù) 2018年1期2018-03-13
- 作動筒對主起落架應急放的影響分析
落架；應急放；作動筒0 引言本文主要針對作動筒對大型客機主起落架應急放進行的影響分析，并不包含作動筒對前起落架應急放影響的分析。大型客機主起落架設計人員的主要精力放在方案布置、機構(gòu)設計和功能零部件的優(yōu)化設計上，對主起落架應急放的設計考慮不足。在以往的設計當中，普遍認為主起落架的應急放并不存在很大的問題。主要是因為：a.主起落架沒有與主起落架艙門復雜的聯(lián)動機構(gòu)，主起落架放下的時候負載很??；b.主起落架受氣動力的影響較小，主起落架放下時的運動方向基本與氣動力方
科技視界 2017年16期2017-11-11
- 可變幾何通道控制執(zhí)行裝置動態(tài)特性研究
、油嘴Ⅱ直徑、作動筒活塞桿直徑、作動筒活塞直徑、負載等參數(shù)，對可變幾何通道控制執(zhí)行裝置動態(tài)特性的影響，為同類產(chǎn)品的設計、改進、改型和性能優(yōu)化提供了理論依據(jù)。航空發(fā)動機；控制系統(tǒng)；幾何通道控制執(zhí)行裝置；動態(tài)特性；作動筒；活塞桿全程移動時間1 引言航空發(fā)動機可變幾何通道控制系統(tǒng)是發(fā)動機控制系統(tǒng)中非常重要的組成部分，可實現(xiàn)對進口導向葉片、噴口喉道面積的控制和調(diào)節(jié)，對葉尖間隙的主動補償和調(diào)節(jié)等。某型發(fā)動機幾何通道用3個作動筒控制，對幾何通道的控制要求為兩級控制，對
燃氣渦輪試驗與研究 2016年6期2017-01-18
- CE525型飛機起落架信號燈故障淺析
置于起落架收放作動筒內(nèi)，因此需要更換收放作動筒。拆下前起落架作動筒的步驟如下：打開前起落架的前輪艙門。從右后艙門鉸鏈上拆下螺釘（右艙門將會旋轉(zhuǎn)打開）。從鉸鏈臂上斷開左艙門連桿（左艙門將打開）。需要注意的是：任何被拆裝的連接部件需要防腐處理。在連接部件的緊固螺帽的螺紋、桿端頭部螺紋區(qū)域和連接螺桿上涂抹CIC Type X防腐劑。在安裝墊片上涂抹Type X Class B防腐劑。在連接部件完成安裝后，在螺栓頭部、螺帽和開口銷上涂抹CIC Type IV防腐劑
科技視界 2016年18期2016-11-03
- 燃氣作動筒驅(qū)動的彈翼旋轉(zhuǎn)展開過程動力學分析計算
0065）燃氣作動筒驅(qū)動的彈翼旋轉(zhuǎn)展開過程動力學分析計算楊侃，雷龍（中國航天科工集團第六研究院210所，陜西西安710065）介紹了燃氣作動筒驅(qū)動的彈翼旋轉(zhuǎn)展開機構(gòu)動力學分析過程和計算方法，詳細分析了各組成單元的工作特性、工作機理、運動和承力特性，綜合運用內(nèi)彈道方程、火藥燃速計算公式、火藥氣小孔射流計算公式、氣體狀態(tài)方程等，推導出了適宜于本系統(tǒng)參數(shù)計算的解析公式，并據(jù)此編制了計算程序。燃氣作動筒；翼面；計算方法燃氣作動筒推動的彈翼折疊裝置展開過程中，由于系
裝備制造技術(shù) 2016年8期2016-10-20
- 彈翼展開燃氣作動筒內(nèi)彈道預估技術(shù)
?彈翼展開燃氣作動筒內(nèi)彈道預估技術(shù)楊敏鵬，楊樹彬，屠小昌，梁 宏，石權(quán)利，陳 靜（陜西應用物理化學研究所，陜西 西安，710061）為了有效控制彈翼展開過程，針對燃氣作動筒的內(nèi)彈道工作現(xiàn)象和過程進行了研究。以經(jīng)典內(nèi)彈道模型為基礎，基于matlab 軟件編制計算程序，完成彈翼展開過程燃氣作動筒的數(shù)值仿真；通過與試驗結(jié)果進行對比，驗證了所建模型的合理性，從而為現(xiàn)有燃氣作動筒的結(jié)構(gòu)設計提供理論指導依據(jù)。燃氣作動筒；內(nèi)彈道；狀態(tài)方程；數(shù)值仿真燃氣作動筒作為一種動力
火工品 2016年2期2016-09-29
- 一種典型起落架上位鎖裝置的性能分析
鎖鉤彈簧和液壓作動筒彈簧的性能需求分析數(shù)學模型。在ADAMS/View仿真環(huán)境下建立了上位鎖虛擬樣機模型，以總結(jié)出的8種開鎖性能要求工況為輸入條件，逐一進行了液壓作動筒性能校核。結(jié)果表明，當前的液壓作動筒參數(shù)設定能夠滿足需求。同時，也通過仿真識別出設計裕度最小的不利工況，作為上位鎖液壓作動筒設計的基準工況。起落架上位鎖；性能分析；鎖彈簧；液壓作動筒；虛擬樣機飛機起落架收放過程可劃分為開鎖、啟動到定位和上鎖這幾個階段，上位鎖裝置是起落架收放系統(tǒng)的重要組成部分
裝備制造技術(shù) 2016年5期2016-09-10
- 飛機起落架作動筒檢測試驗臺的設計原理
，還需對起落架作動筒以及其他附件進行一系列的檢測試驗，其中包括起落架作動筒的拉力或壓力試驗以及鎖間隙檢測試驗等。上述作動筒檢測需要專門的檢測試驗設備，目前國內(nèi)航空企業(yè)作動筒檢測主要采用常規(guī)的氣動試驗臺，所采用的檢測方式主要以人工檢測為主，加載方式為氣動加載，輸出的拉/壓力一般不超過1.5t，而且輸出只有幾個固定值，無法實現(xiàn)無級調(diào)壓，檢測精度低、通用性較差；若要獲得更大的輸出拉/壓力值，通常需要采用液壓裝置，但液壓系統(tǒng)體積大、維護性差。另外，在進行作動筒鎖間
航空制造技術(shù) 2016年12期2016-05-30
- 作動筒試驗電氣控制系統(tǒng)設計與實現(xiàn)
200031）作動筒試驗電氣控制系統(tǒng)設計與實現(xiàn)葉 嘉（海軍駐上海七〇四所軍事代表室，上海 200031）作動筒作為海上航行橫向補給系統(tǒng)中的關鍵設備，直接影響著補給任務的成敗。對此，文中建立了作動筒試驗測試與監(jiān)控系統(tǒng)，實現(xiàn)對作動筒運行的測試和監(jiān)控，有助于深入了解其性能參數(shù)和運行特性。作動筒；數(shù)據(jù)采集；試驗監(jiān)控；數(shù)據(jù)顯示0 引言海上補給利用各種補給設備在海上對船舶實施物資補充的海上航行作業(yè)活動[1,2]。海上航行補給時，同向航行的補給船和接收船存在相互運動（如
機電設備 2015年6期2015-10-16
- 六自由度液壓伺服運動系統(tǒng)研究
機通過控制6個作動筒的伸縮，來實現(xiàn)運動平臺在6 個自由度上的運動［5－6］。1 六自由度運動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)六自由度運動系統(tǒng)主要包括以下部分:萬向鉸鏈下支座、液壓作動筒、儲能器、萬向鉸鏈上支座、油源、控制電纜以及運動控制計算機［7］，其中的運行系統(tǒng)基座框圖如圖1所示。圖1 運行系統(tǒng)基座框圖1.1 萬向鉸鏈支座組件每一個萬向鉸鏈上、下支座組件包括兩個接頭，它與運動平臺的底部或地面相連，平臺可以在最大偏移包線內(nèi)自由運動，而沒有任何機械阻礙。萬向鉸鏈上支座接頭的主軸和輔
機床與液壓 2015年4期2015-05-10
- 某型商用飛機前起落架應急放仿真分析
鍵元件——收放作動筒，將面臨成本大、周期長、試驗場景有限等問題。因此，系統(tǒng)仿真成為驗證方案、修復故障的重要手段[7-13]。本文首先根據(jù)某商用飛機前起落架系統(tǒng)原理，建立機械、液壓領域的Modelica模型[14-15]；其次，根據(jù)系統(tǒng)中組件的獨立試驗數(shù)據(jù)對組件模型進行參數(shù)標定；再次，利用系統(tǒng)工況試驗數(shù)據(jù)對所標定的模型進行驗證，為后續(xù)分析液壓系統(tǒng)阻尼對前起落架應急放的影響以及各載荷的敏感性，以此找到起落架故障的原因并采取相應措施提供支持。1某商用飛機前起落架
民用飛機設計與研究 2015年4期2015-02-26
- 飛機前起落架轉(zhuǎn)向機構(gòu)的設計與分析
，比較常見的為作動筒驅(qū)動和齒輪驅(qū)動（含齒輪齒條驅(qū)動）兩種類型，其中，作動筒式又可分為單作動筒式與雙作動筒式。圖12.1 單作動筒式單作動筒轉(zhuǎn)彎機構(gòu)的轉(zhuǎn)彎角度通常小于±45°，Y8 系列飛機轉(zhuǎn)彎機構(gòu)采用單作動筒結(jié)構(gòu)。常見的單作動筒轉(zhuǎn)彎機構(gòu)如圖2所示。圖2由于單作動筒轉(zhuǎn)彎機構(gòu)轉(zhuǎn)彎角度較小，在地面牽引飛機時，若需要較大的牽引轉(zhuǎn)彎角度時，則需要脫開起落架的轉(zhuǎn)向部分，一般為脫開上下扭力臂（采用快卸銷連接上、下扭力臂），可使前輪牽引較大角度轉(zhuǎn)彎。在飛機放下起落架時，可
機械工程師 2014年12期2014-12-23
- 航空發(fā)動機矢量噴管控制系統(tǒng)試驗研究
統(tǒng)工作原理矢量作動筒結(jié)構(gòu)如圖1所示。矢量電子控制器通過控制互成120°的3個作動筒帶動調(diào)節(jié)環(huán)來提供俯仰或偏航所需矢量角。圖1 矢量作動筒1.1 控制邏輯軸對稱矢量噴管控制的邏輯重點為2方面：一是在所有飛行狀態(tài)下，保證發(fā)動機正常工作，即非矢量控制；二是在不影響發(fā)動機工作條件下，實現(xiàn)推力矢量控制，即矢量控制[5-8]。非矢量控制即根據(jù)發(fā)動機的相關參數(shù)和控制指令，按設定的噴管面積調(diào)節(jié)規(guī)律來調(diào)節(jié)A8（喉道噴管截面面積）和A9（矢量噴管截面面積），以保證發(fā)動機工作在
航空發(fā)動機 2014年6期2014-11-19
- 某型飛機護板作動筒自動開鎖故障分析及改進
）某型飛機護板作動筒自動開鎖故障分析及改進敖文偉，段新星，龔良國，鐘小宏，張海（中航工業(yè)洪都，江西南昌 330024）針對某型飛機護板在飛行中自動打開的故障，對護板收放作動筒工作原理、結(jié)構(gòu)組成進行了研究，在開鎖試驗驗證和故障件分解檢查后，確定了作動筒自動開鎖的原因是由于彈簧力過小，使得作動筒開鎖壓力小于瞬時回油壓力所致。通過改進作動筒內(nèi)部零件彈簧的安裝方式，增大了開鎖壓力，提高了開鎖壓力的穩(wěn)定性，排除了故障，為飛機飛行安全提供了保障。收放作動筒；機械鎖；開
教練機 2014年3期2014-06-23
- 基于ANSYS和ISIGHT的EHA作動筒結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化
結(jié)構(gòu)強度更好。作動筒是作動器的關鍵部件，要承受主要靜動態(tài)載荷，同時由于作動器在工作時要面臨各種各樣的工況，會通過振動、負載力、鉸鏈力矩等形式在作動筒上產(chǎn)生交變動態(tài)載荷，都會對作動筒的靜動態(tài)特性和穩(wěn)健性產(chǎn)生較大的影響，從而影響作動器的使用性能。在當前的功率電傳機載作動系統(tǒng)中，電動靜液作動器（Electro Hydrostatic Actuator，EHA）以其體積小、功率大、控制靈活等特點受到越來越大的關注，是當前先進飛機新作動系統(tǒng)研究的重點。在EHA作動筒
機電工程技術(shù) 2014年4期2014-03-26
- 軸對稱矢量噴管執(zhí)行機構(gòu)協(xié)同控制方案設計
矢量控制由3個作動筒驅(qū)動。作動筒輸出相同位移實現(xiàn)A9收擴調(diào)節(jié)；輸出不同位移實現(xiàn)偏轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)。AVEN控制系統(tǒng)控制回路分為內(nèi)環(huán)和外環(huán)，內(nèi)環(huán)即執(zhí)行機構(gòu)位移控制回路，或稱小閉環(huán)控制回路，實現(xiàn)作動筒的位移量閉環(huán)控制，外環(huán)根據(jù)飛行控制系統(tǒng)輸出的矢量方位角θ和矢量偏轉(zhuǎn)角δ，由控制律解算出3個作動筒位移給定量，然后通過執(zhí)行機構(gòu)小閉環(huán)回路控制作動筒運動，實現(xiàn)A9面積調(diào)節(jié)和矢量偏轉(zhuǎn)控制。本文在AVEN執(zhí)行機構(gòu)小閉環(huán)控制回路設計的基礎上，研究AVEN調(diào)節(jié)機構(gòu)外環(huán)協(xié)同控制方案，實現(xiàn)
航空發(fā)動機 2013年1期2013-09-28
- 基于UG/Motion的軸對稱球面塞式矢量噴管運動仿真
初步研究了矢量作動筒不同布置方式對控制規(guī)律的影響，確定矢量作動筒的控制規(guī)律及行程范圍和主要運動構(gòu)件的運動軌跡，為噴管模型試驗件工程設計提供了依據(jù)。軸對稱球面塞式矢量噴管；U G N X；自頂向下建模；運動仿真0 引言作為未來先進戰(zhàn)斗機的必備技術(shù)，推力矢量技術(shù)已經(jīng)得到航空發(fā)動機設計者越來越多地重視。矢量噴管技術(shù)是實現(xiàn)推力矢量技術(shù)的核心技術(shù)，而軸對稱球面塞式矢量噴管由于具有運動件少、結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕和可靠性高，在獲得推力矢量控制能力的同時，又不影響整機的綜合性
航空發(fā)動機 2013年5期2013-07-07
- 基于TRIZ的3工位作動筒創(chuàng)新設計
有3工位工作的作動筒結(jié)構(gòu)，并在TRIZ的指導下對方案進行了優(yōu)化，最終得到1種適用于工程實際的方案結(jié)構(gòu)。1 3工位作動筒創(chuàng)新設計TRIZ體系是以辯證法、系統(tǒng)論和認識論為哲學指導，以自然科學、系統(tǒng)科學和思維科學的分析和研究成果為根基和支柱，以技術(shù)系統(tǒng)進化法則為理論基礎，以技術(shù)系統(tǒng)或技術(shù)過程矛盾、資源、理想化為4大基本概念，包括了解決工程矛盾問題和復雜發(fā)明問題所需的各種分析方法、解題工具和算法流程。利用ARIZ解決具體問題的思路如圖1所示。首先將1個待解決的具體
航空發(fā)動機 2012年4期2012-09-28
- 某型飛機起落架收放機構(gòu)性能仿真
三維模型和收放作動筒、下落加速器的一維模型進行聯(lián)合仿真。結(jié)果表明:采用理論計算值能夠?qū)崿F(xiàn)起落架在有限時間里的收放任務,各部件在收放運動中無干涉。此外,利用該聯(lián)合仿真模型研究了收放作動筒、下落加速器結(jié)構(gòu)參數(shù)對起落架收放性能的影響,指出收放作動筒活塞截面積和下落加速器活塞桿腔截面積可作為優(yōu)化設計的優(yōu)先選取參數(shù),為該型飛機起落架收放機構(gòu)性能的進一步優(yōu)化提供參考。收放機構(gòu),聯(lián)合仿真,起落架,運動分析引 言近幾年,國內(nèi)專家在關于飛機起落架收放機構(gòu)性能仿真計算方面做了
火力與指揮控制 2012年3期2012-03-04