基于PLC的气动热环境模拟系统设计

为了解决气动加热模拟实验时的多温区闭环控制与多通道数据采集问题,文中设计了一种基于PLC的气动热环境模拟系统,并介绍了系统的整体结构以及硬件、软件设计方法;该测控系统基于TCP/IP协议与OPC技术进行通信;使用Labwindows完成上位机应用软件开发,使用贝加莱X20系列PLC作为下位机作为测量与控制仪器,使用解耦控制解决温区耦合问题;这些方法提高了系统的实验能力,缩短了实验准备周期,改善了实验的控制效果;分析四温区温度实验结果,各温区静态误差小于1%±4℃,动态误差小于3%±4℃。     

C/SiC复合材料在鼻锥热防护系统中的应用研究

在飞行器防热材料优问题的研究中,高超速飞行器鼻锥面临剧烈的气动加热环境,而目前的常用耐高温合金材料很难满足飞行器的防热设计要求,因而需要对鼻锥结构进行热防护.对鼻锥C/SiC复合材料热防护结构进行了仿真研究.湍流模型采用SST k-ω两方程模型,采用松耦合的耦合方法,对不同C/SiC复合材料厚度的热防护效果进行的研究.研究结果发现采用C/SiC复合材料能够有效地降低内部结构的温度;同时结构内部温降幅度随着复合材料厚度的增加而增加.     

运动模型式飞行器气动力参数测试系统研究

为了对飞行器进行气动布局、飞行性能评估,提出了一种运动模型式气动力参数测量方法,并研制了一套运动模型式测试系统,通过运动模型来模拟飞行器在空气中的运动,其构造主要包含载具、测试支架、六分量天平、风速测量模块、数据采集模块、控制模块、便携计算机等部分;该类测试系统在某些特定工况下能准确模拟飞行器的飞行状态,对流场参数和模型所受载荷进行实时测量,预测各运动状态下飞行器的气动特性;通过数值模拟分析和风洞实验对车载试验数据进行了对比验证,结果表明,该测试系统能够准确获得模型的气动力特性数据;该系统具有一定的拓展性和通用性,可使用火箭橇等其他载具开展高速运动模型式气动力参数测量试验。     

超音速舵面热气动弹性仿真

为研究弹翼气动加热效应对结构气动弹性稳定性的影响,建立了热气动弹性仿真模型。根据分层求解的原理,首先采用平板参考温度法进行气动加热计算,进而分析热环境下结构的固有特性,并利用当地流活塞理论计算非定常气动力,在状态空间进行热颤振求解。对某弹性边界全动舵进行了超音速巡航段的热颤振特性分析;结果表明,随着时间的推移,热效应使舵面的固有频率逐渐降低,导致颤振边界下降;一段时间后,固有特性及热颤振特性趋于稳定。分析方法简捷有效,为飞行器结构设计提供了一种工程分析手段。     

考虑气推耦合的三维高超声速飞行器建模

针对一类三维高超声速飞行器几何构型,考虑气动和推进系统之间的耦合效应,采用机理分析法,建立了三维飞行器机理模型。首先,采用牛顿定律,给出高超声速飞行器的六自由度运动方程;其次,利用斜激波和Prandtl-Meyer膨胀波理论,计算飞行器机身各表面及控制面的压强,并基于飞行器的几何构型,考虑飞行器横截面的变化,采用微元法,估算了机身前体、发动机和后体等3部分受力;最后,在一定的气动条件下,对飞行器机理模型线性化,气动和动态特性仿真分析表明,所建立的模型能够体现气动与推进系统的耦合,模型的横向和侧向都是不稳定的,且具有非最小相位现象。     

基于遗传优化算法的飞行器伺服弹性模型修正

准确的气动伺服弹性分析模型对飞行器控制稳定性设计至关重要,本文提出了以飞行器地面伺服弹性试验数据为基准,采用遗传优化算法修正伺服弹性数学模型的方法,工程实际算例表明,该方法能够提高伺服弹性分析精度,可以为气动伺服弹性建模提供可靠基础.     

舱外航天服热试验数值仿真方法研究

研究舱外航天服热试验数值仿真方法,以达到简化仿真工作,同时保证仿真结果准确的目的。从分析试验组件物性着手,建立一对一理想加热模型分析影响被加热表面热流的因素,再用NX软件建立试验仿真模型和试验数据对比,讨论仿真关键参数。研究结果表明,只有舱外航天服外形和实际接近、添加遮挡热流的试验支架等物体、适当调整红外加热笼发射率,仿真模型才能准确模拟试验热流情况,航天服上半身受遮挡较少,试验测量较准确,仿真结果和试验数据的偏差小于10%。     

面向控制的弹性体高超声速飞行器建模与分析

针对高超声速飞行器建模中气动-推进-弹性结构之间的耦合问题, 给出飞行器综合建模方法. 利用空气动力学相关理论估算气动力、推力及弹性模态, 建立了高超声速飞行器弹性体机理模型和面向控制模型, 分析了气动加热和质量变化对飞行器弹性模态的影响及纵向气动特性. 实验结果表明, 气动加热和质量变化对弹性模态影响显著, 面向控制模型能降低模型的复杂度, 保留机理模型的耦合特性, 并为控制器设计提供模型依据.

     

气动舵机通用测试平台的设计及实现

为实现航空飞行器气动舵机性能测试,研制一套可用于多型航空飞行器气动舵机性能测试的通用自动测试平台;测试平台采用了电机、扭簧两种形式的加载装置作为加载台,通过舵机与摇臂之间对应运动关系计算所需的几何数据,推导出加载台推杆机构传动方式;在软件上采用了LABVIEW软件进行编程,实现了线性度、灵敏度、滞环特性、频率特性等气动舵机性能测试,同时针对在频率特性检测上的难点做了理论分析,提出单个正弦波扫频测量的解决方法;为提高测试平台测试精度,对测量舵机的频率特性做误差分析,提出了测试结果中减去与采样点N相应的固定值方法;理论计算与实际测试验证测试平台幅频特性的数据处理误差最大为0.007 dB,相角处理误差最大为0.607°,有效提高了测试平台的测试精度。     

气动负载虚拟加载系统设计

飞行器在飞行过程中,舵机将承受到空气动力的力矩载荷,气动负载虚拟负载模拟器是用于模拟空气力矩载荷变化规律的地面半实验设备;针对在地面试验过程中,传统负载模拟器与承载系统因机械结构耦合而产生的“多余力矩”问题,以磁粉离合器和力矩传感器为核心,构建虚拟负载模拟器,利用系统输出转矩的大小和方向分别只与励磁电流的大小和速度滑差的方向有关的特性,较彻底地解决“多余力矩”的问题,提高力矩加载试验设备的性能,从而进一步提高飞行器虚拟试验的水平.     

飞行器气动参数测试系统的设计

针对飞行器风洞实验过程中测试数据复杂并且无法进行实际飞行实验的现状,结合大量的实际工程实践,对传感器的结构及性能、智能传感器系统的理论进行了研究,设计了一种新型飞行器气动参数测试系统.文中介绍了系统各个模块的设计细节,并给出了最终设计样机和试验结果.经过试验表明,本设计基本达到设计指标.     

基于NS方程的飞行器气动系数有限元计算仿真

在飞行器布局设计过程中,其气动系数的计算至关重要,它直接关系着飞行器飞行稳定性。针对数值模拟方法、风洞试验方法以及单一NS方程方法存在的计算性能不足的问题,设计一种基于NS方程的飞行器气动系数有限元计算方法。方法分为两个阶段:建立方程与求解方程。在建立飞行器气动问题NS方程阶段,主要工作内容包括飞行器机翼结构建模、构建控制方程、确定边界条件;在求解飞行器气动问题NS方程阶段,主要工作内容包括方程离散化、划分网格、计算气动系数。结果表明:利用所提方法对飞行器气动系数进行计算时,综合性能指数达到9.5以上,远远高于其余三种传统方法,由此说明所提方法的计算能力更强,为飞行器合理布局与设计提供了重要的参考。     

一种飞行器燃料温控系统设计与优化

高空长航时飞行器由于长时间处于低温使用环境中,飞行器的燃料及其供给系统需进行温度控制功能设计,以保障飞行器长时间正常运行,以免造成飞行器损坏;飞行器燃料所处的低温环境受到内外部多种热源影响,且与飞行器的飞行任务剖面密切相关,温度环境复杂且难以有效计算仿真;针对飞行器在复杂低温环境中对燃料进行温度控制功能的需求,以及飞行器对温控系统高可靠性要求、资源条件限制苛刻等限制条件,开展了温控系统设计和优化,并完成了硬件设计和系统仿真;由于地面试验和真实环境差异较大,单一地面试验很难模拟真实热环境,对系统优化设计造成困难,针对性开展热环境分析,系统方案设计、地面试验和飞行试验联合验证,优化系统方案,实现了一种高效可靠,且易于工程应用的燃料贮箱温控功能,取得了良好的工程应用效果,同时该优化设计方法具有一定的扩展性。     

阿诺德工程发展中心（AEDC）的动态试验吊丝悬挂系统的设计

本文概述用于飞行器虚拟飞行试验的一种风洞吊丝悬挂系统的设计。该试验设备使用户能在风洞中试验导弹的动力学特性及飞行控制和导航性能，因此可降低后续飞行试验的成本和风险。吊丝悬挂系统将利用6根钢索支承一个导弹模型。系统允许导弹模型作小摩擦力滚转、俯仰和偏航运动，同时，测量作用在模型上的气动载荷。气动载荷利用装在试验模型上的应变仪平衡装置来测量。试验系统中将配置一套液压执行机构来控制钢索和模型运动产生的弹性结构振动。本文介绍该试验设备的主要组成单元——平衡装置、轴承、液压系统、闭环控制系统和钢索。文中还介绍了本设计中用来研究结构动力学特性的实验设备。     

基于CPS的气动试验研究体系全链路数据融合研究

三大手段融合气动试验是新一代航空航天飞行器研制的必然需求,当前由于链路不通、设备数字化程度低等多种因素,制约了三大手段的有效融合应用。文章分析了气动试验研究体系中的信息物理系统内涵和建设必要性,阐述了信息物理系统与气动试验研究融合的目标愿景,通过构建气动试验研究体系信息物理系统,提出打通数据、流程、试验手段三个链路的方法,形成气动设备、试验研究对象（型号、标模）和人三个维度的数字化,通过气动试验研究大数据为三大手段融合注入新的驱动力,促进气动试验研究能力从数据组织、信息价值、管理能力三个维度螺旋提升,有力推动气动试验研究体系的建立。     

自校正调节器在具有阻力负载的气动位置伺服系统中的应用

以空气为传输介质的气动位置伺服系统,由于自身结构的特殊性,难以实现高精度位置控制.为研究工作过程中气缸所受柔性作用力,并真实反映气动系统的控制过程,利用气缸模拟实际环境中系统的负载外力,采用三阶模型描述系统,并运用自校正调节器完成了对系统控制律的设计;最后通过实验研究了自校正调节器对气动位置伺服系统的动态、静态特性的影响并根据仿真实验结果分析了气动系统跟踪响应迟滞性的根本原因.     

复杂环境翼伞气动性能建模仿真研究北大核心CSCD

翼伞飞行环境复杂多变,常存在阵风与降雨干扰,对翼伞气动性能产生动态影响,造成系统失衡。传统模型忽视翼伞力矩失衡产生的俯仰运动,分析结果误差较大。针对时刻变化的流场环境与翼伞姿态,可借助CFD软件,通过网格速度模拟阵风、离散相模拟降雨、动网格模拟俯仰运动,对非定常Euler方程空间离散求解,得到阵风与降雨对翼伞气动性能的单独影响与耦合影响。利用修正后的翼伞模型进行仿真,结果表明,上述模型能较好描述翼伞气动性能在复杂环境中的变化规律,为翼伞精确建模与归航优化控制提供了参考。     

基于MEMS传感器的飞行器气动参数测式系统设计

针对飞行器结构的复杂程度,以及飞行器风洞试验过程中需要测试数据较复杂、且无法进行实际飞行试验的现状,经过大量的实际测试和工程实践,设计了一种新型的基于MEMS传感器的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列,可以对飞行器表面多点的压力、应变、振动、温度进行测试。经实际调试验证,该测试系统具有良好的测试精度,性能可靠,能够完成飞行器表面的多个气动参数测试,具有良好的工程化价值。     

飞行器气动模型辅助导航方法的研究概况与进展

气动模型辅助导航是一种新型的导航方法, 将描述飞行器飞行状态的气动模型信息与现有导航系统信息相融合, 可以提高导航精度和可靠性, 近年来受到国内外学者的关注, 有望成为飞行器的新型自主导航方法. 通过对气动模型辅助导航方法研究现状的调研和分析, 阐述了该导航方法的概念与原理; 分析了目前主要的3 种技术方案—–气动模型/惯性导航融合、气动模型/卫星导航融合、气动模型/惯性/卫星导航融合的各自特点; 对气动模型辅助导航方法与当前几种主要的辅助导航方法进行综合比较, 分析了该方法的技术优势与应用前景; 结合目前的研究现状, 探讨了气动模型辅助导航方法后续研究的关键技术和发展方向. 气动模型辅助导航方法与飞行器的气动模型特性、制导、导航和控制流程密切相关, 该方法的研究有助于推动导航、制导与控制(GNC) 3 个方向的各自发展和深度融合.

     

高超声速飞行器姿态的变结构控制

针对高超声速飞行器运行环境中气动参数大范围变化可能导致失稳现象,构建高超声速飞行器姿态的滑模变结构控制器。通过多时间尺度理论将飞行器姿态控制系统分为内外双闭环子系统,分别为内外环设计滑模姿态控制律,保证控制系统对气动参数变化不敏感,能稳定准确地跟踪期望姿态角指令。仿真结果表明所提滑模变结构姿态控制算法性能良好,对气动参数变化有一定的鲁棒性。