摘要：针对航空导叶作动筒在复杂工况下的损坏问题,为在设计阶段预测产品可能出现的损坏,获取导叶作动筒标准载荷下的易损位置,利用有限元仿真建模方法建立了该型作动筒的模态分析、谐响应分析、随机振动分析与疲劳分析仿真模型。通过对数正弦扫频试验验证了模态分析仿真模型的准确性,获得了振型、固有频率与功率谱载荷下的应力响应等信息。考虑作动筒活塞的轴向伺服工作影响,在标准功率谱上叠加伺服工作正弦载荷模拟了该工况。建立随机振动情况下的疲劳寿命分析仿真模型,活塞与活塞密封圈的疲劳寿命结果在可接受范围内,为该航空作动筒结构优化设计提供了依据。

摘要：航空伺服作动器是飞机中的关键元件之一,面对目前航空液压元件高性能发展的需求,采用数字化手段搭建性能仿真模型成为伺服作动器研究的重要手段。为了保障后续基于该模型的优化分析结果具有可靠性,需要对该模型的输出结果进行评估验证。由于航空伺服作动器的实际工况复杂多变,为了更全面、可靠地评估仿真模型对各工况下伺服作动器的性能表现的复现程度,提出了一种仿真模型可信度评估方法,从试验数据来源设计到模型验证设计,保证模型评估的试验工况全面性以及试验数据的典型性、可靠性;基于对试验数据的置信区间计算,量化评估仿真结果具备的可信度,有助于更好地解释、改进仿真模型。通过所提可信度评估方法验证,所建伺服作动器的性能仿真模型对斜坡响应工况的模拟可信度达92%,对阶跃响应工况的模拟可信度达93%~96%。

摘要：液压作动器以其高可靠性、高功重比和高适应性等优点被广泛应用于航空领域,其动静态性能的提升主要取决于系统的关键参数匹配.建立了发动机导叶作动器的性能仿真模型,并基于试验验证了模型结果的精度,利用该模型分析了作动器的作动筒两腔面积差、冷却孔直径、伺服阀额定流量和管路直径等关键设计参数,对最大速度、响应时间、跟踪误差和频率响应等动静态性能的敏感性问题,得到了参数影响规律及影响程度,并量化计算了参数对性能的敏感性,得到了参数的敏感性排序为额定流量>面积差>冷却孔直径>管径,为作动器产品的参数匹配设计提供了参考依据和理论支撑.

摘要：利用平面反射镜进行光路折转以减小航空遥感器体积及质量是一种常用设计手段,而平面反射镜的引入对航空遥感器的装调工作提出了更高的要求。为此本文提出了一种用于航空遥感器平面反射镜系统的装调方法。利用坐标变换法建立经纬仪测量数学模型,推导出单个平面反射镜组件及平面反射镜系统角度偏差(俯仰偏差及方位偏差)与经纬仪测量值之间的对应关系。提出了利用经纬仪完成平面反射镜系统角度偏差测量及装调的方法。最终使镜头光轴与焦平面安装面法线的俯仰偏差和方位偏差均满足不大于2′的指标要求。应用该方法已完成10余套航空遥感器反射镜系统的装调,方法方便高效。同时,该方法可为各种光学仪器中平面反射镜角度标定及装调提供解决思路。

摘要：为了实现4台风机的远程、智能、高可靠性控制,同时需要满足调试方便、每台风机能够正转、反转的功能。提出了一种采用本地控制系统与远程终端指令控制相结合的控制方法,设计了一台本地控制系统。本地控制系统有3种工作模式,分别为手动控制模式、自动控制模式、遥控控制模式,可以通过模式开关进行工作模式切换,同时也能够根据预设的控制逻辑进行自动控制模式与遥控控制模式之间的自动转换。手动控制模式下可以根据面板的风机控制开关控制每台风机的正转、反转及停止;自动控制模式可以根据环境温度自动控制每台风机的正转及停止;遥控控制模式下可以根据远程终端的命令控制每台风机的正转、反转及停止。本地控制系统开机后还能够按照50 ms的周期进行采集环境温度及风机的运行状态等信息,并把这些信息外发给远程终端。远程终端选用带有网口的通用计算机或智能终端即可,采用该方法研制了一套样机,该样机已无故障运行17个月,3种工作模式都能正常工作。

摘要：为了获得三旋流燃烧室喷嘴雾化性能与喷嘴几何尺寸的相互关系,针对供油压力以及旋流槽长宽比和旋流槽角度等关键结构参数对燃油流量、喷雾锥角和雾化性能的影响进行了试验研究。采用3维相位多普勒粒子分析仪测量了某一直线上各点的索太尔平均直径和数密度分布,以及Rosin-Rammler分布的特征直径和均匀度指数。结果表明:当供油压力提高时,燃油流量和喷雾锥角增大;旋流槽几何尺寸的变化对燃油流量和喷雾锥角有不同的影响,当旋流槽长宽比和旋流槽角度增大时,燃油流量减小,喷雾锥角增大。研究所获得的规律为三旋流高温升燃烧室的喷嘴优化设计提供了重要的理论依据。

摘要：人感系统为飞行员操纵飞机提供必须的操纵感觉,是影响飞机操纵品质及性能的主要因素。随着对飞机操纵品质的要求越来越高,优化人感系统的性能显得尤为迫切和重要。由于主动驾驶杆可以根据飞机飞行状态实时调参,因此,能够有效提高飞机的操纵品质,成为人感系统研究的热点之一。主动驾驶杆是指力、位移、阻尼等人感特性可以随飞机状态进行实时调节的操纵装置。相对于被动杆,主动杆最大的特点是杆力特性中引入飞行参数,将飞行员感受到的力与飞机的飞行状态联系起来。文中系统介绍了主动杆系统的原理,叙述了结构上各个模块的组成,并简化系统,建立了各个模块的模型,应用仿真软件重点研究了控制主动杆的3种方法,即力控制、位置控制和速度控制方法。经过仿真分析,对比了3种方法的动态特性,应用PID算法,找出影响系统动态特性的关键参数,有效提高系统的快速性和稳定性。主动杆的应用使飞机具有更好的飞行品质,让飞行员拥有更友好的操纵体验,其广泛应用是未来趋势。