飞机环控系统的优化设计

直升机飞控系统自驾功能故障分析

直升机飞控系统自驾功能故障分析 “自驾”功能是直升机飞控系统的基本工作方式，可以改善直升机的飞行品质进而减轻飞行员的操纵负荷。“自驾”功能的实现主要依靠飞控操纵台功能请求和计算机的软件逻辑来共同完成。首先飞控操纵台软件要采集“自驾”功能按键状态，并将状态请求结果通过429数字总线转发给飞控计算机，系统应用软件再经过功能接通/断开的逻辑判断，决定“自驾”功能的接通或断开，最终将状态信息反馈给操纵台，操纵台点亮“自驾”模态指示灯。 标签：直升机;飞控系统;自驾功能;故障分析 引言 早期的直升机由于执行任务比较简单，性能要求也比较低，直升机不稳定运动模态的发散周期比较长，驾驶员可以对这种不稳定的发散模态进行不断的人工修正。随着直升机性能不断提高，以及执行的任务越来越复杂，尤其是武装直升机，不仅要执行反潜、对地攻击、对空射击等任务，而且要完成超低空贴地飞行，进行地形跟随与地形回避机动，抵御阵风扰动等操纵，再加上直升机固有的不稳定性，仅仅依靠人工操纵已十分困难。因此，与定翼机相比，直升机更需要增稳系统、控制增稳系统或自动飞行控制系统。 1飞控操纵台功能及结构 飞行控制操纵台采用同构型双余度结构。每个通道硬件配置完全相同，采用通道内自监控为主、通道交叉监控为辅的双通道热备份工作方式。具有故障隔离、故障申报、通道自动切换等功能。产品通过ARINC429总线与飞控计算机进行交联。综合处理板A和综合处理板B分别完成飞控系统功能按键、旋转编码开关等操作指令采集后，向飞控计算机发送飞控系统操作请求，得到飞控计算机反馈信息后，经综合处理板进行数据比较监控、表决后向显示控制单元输出点灯信号，同时将接收到的飞控计算机故障信息、舵面位移、给定数据反馈等信息通过RS422总线发送至显示控制单元液晶显示屏。 1.1故障现象 2017年，有机组反映某架直升机在平飞状态下，2分钟内三次出现飞控操纵台上无线电高度保持功能指示灯自动点亮现象，每次按压按键后指示灯均会熄灭。返航后地面滑行时，断开飞控系统各功能后又出现无高保持功能指示灯自动点亮现象。将该飞控操纵台返回厂家按国军标要求做常温和高、低温条件下工作能力测试后故障未复现。继续进行振动条件下工作能力测试，故障复现，确认为飞控操纵台故障。 1.2故障分析

飞机故障诊断#

民航飞机故障诊断概述 民航飞机故障诊断的特点 1、故障诊断必须满足适航性的要求 民用航空，包括民用航空器的设计、制造、使用和维修均处十有关国际组织和I各国法规的严格控制之下。对飞机进行故障诊断的适航性要求主要体现在飞机。 2、故障征兆和I故障原因间不一定有明确的对应关系 飞机系统由30多个子系统组成，子系统之间相互关联。并目‘子系统又包含了多个分系统。在子系统内，层次之间的信息联系又是不确定的。例如A32。系列飞机的无线电导航系统、大气数据惯性基准系统(ADIRS、飞行管理、制导计算机系统(FMGCS、电子飞行仪表系统(EFIS)等都与飞行控制系统存在着数据通 信。Ifn飞行控制系统内部的分系统之间又存在相互交联信号。由此可见，故障具有纵向传播和横向传播特性。较高层次系统的故障来源十底层次系统故障，同一层次上的不同系统之间在结构和功能上存在许多联系和祸合。 3、故障诊断涉及的结构层次有所提高 随着飞机模块化、集成化程度的提高，故障诊断的结构层次也相应提高。尤其是航线维护，当故障源查到某一部件层，就要求整体更换此部件来排除故障。即航线维护就是诊断到部件级，非兀件级。

4、诊断时间要求紧 航线维护是在航前、航后、短停期间进行。为了减少因航班延误带来的损失，要求航线维护在规定时间内完成。尤其是短停，时间要求紧。 5、航线可更换件维修的难点集中在诊断逻辑部分 飞机系统故障诊断的步骤主要为:首先要检测到故障特征信号并完成故障征兆的提取:这一步可由飞机的自检设备完成并显示征兆信息。在大多数情况下无须维修人员参与。其次根据故障征兆确定故障原因，此处是故障诊断的难点，尤其是对十疑难故障，BITE难以做到对故障的准确定位。 民航飞机故障诊断的知识来源 维修手册、维修大纲、可靠性分析报告}so]和专家经验是民航飞机故障诊断的主要知识来源。 1、维修手册 维修手册中包含了民航飞机的系统结构图、系统原理图、故障诊断步骤等信息，维修人员在使用时按自己的理解形成推理规则。维修手册内容主要包括传统的故障隔离和排除的全过程。由十维修手册是标准文件，未体现出飞机使用后的个体特征和环境差异，同时从维修手册中获取的规则往往比实际情况复杂。 2、维修大纲

北航飞行器设计与应用力学系.doc

航空科学与工程学院 2016年研究生入学考试复试大纲 一、复试方式：笔试＋面试 二、复试组织： 1、笔试：由航空学院统一组织，考试科目及复试大纲另见《航空科学与工程学院2013年考研复试安排》。 2、口试：以学科专业组为单位，由3-5位硕士生导师组成面试小组（组长为教授），每位考生的面试时间为20分钟。 三、复试流程和评分标准： 1）检查并核实考生面试所必备的个人证件和材料；考生可以提供有助于证明自己背景和能力的相关材料，证件和材料完备是面试的必要条件。 2）考生用英语口述个人基本情况、兴趣等，面试小组老师就考生基本情况提问，考生用英文回答问题。 3）考生朗读一段考场指定的专业外语短文，并口头翻译成中文。 4）面试小组老师就基础理论知识提问，学生用中文回答问题。 5）面试小组老师就专业知识提问，学生用中文回答问题。 面试结束后考生退场，在3-5个工作日后见航空学院网站“招生就业”栏目的“研究生招生”，会通知出学院的拟录取名单，在7层的研究生教学橱窗也会公布。 四、考场纪律 考生准时到达指定的复试考场，遵守考场秩序，尊重考试教师。 五、各学科专业组具体复试内容及参考书： 1、飞行力学与飞行安全系2016年硕士研究生入学复试程序 方式： 由3~6位硕士生导师组成面试小组，每位考生的面试时间为20分钟。 范围： 面试范围包括英语口语能力、专业英语阅读理解能力、专业基础理论知识和专业知识。具体环节如下： 1）对考生学习背景、心理、爱好和志愿等基本情况的了解。 2）考察考生的英语阅读和口头表达能力。

3）基础理论和专业知识面试。基础理论包括自动控制原理、理论力学和材料力学。专业知识包括飞行力学、飞行安全、飞行器总体设计、空气动力学等。 参考书： 基础理论可以选用任何一本考生熟悉的《自动控制原理》、《理论力学》、《材料力学》教材。专业课可以参考《飞机飞行动力学》（熊海泉编）或《飞机飞行性能》、《飞机的稳定与控制》等方面的参考书。 面试流程和评分标准： 1）检查并核实考生面试所必备的个人证件和材料；证件和材料完备是面试的必要条件。2）考生用英语口述个人基本情况、兴趣等，面试小组老师就考生基本情况提问，考生回答问题。 3）读一段指定的专业外语，并口头翻译成中文。 4）面试小组老师就基础理论知识提问，学生回答问题。 5）面试小组老师就专业知识提问，学生回答问题。 6）问答结束后，考生退场，面试老师根据考核要求和面试情况，对考生进行评分。 7）所有考生面试结束后，面试老师根据总体情况，对所有考生进行综合评估和比较，给出面试成绩。 2、人机与环境工程/制冷及低温工程2016年硕士研究生入学复试程序 方式： 由3~5位硕士生导师组成面试小组，每位考生的面试时间为20分钟。 范围： 1）英语阅读和口头表达能力。 2）对考生心理、基本情况的了解。 3）基础理论和专业知识面试。基础理论包括：自动控制原理，理论力学，流体力学；专业知识包括工程热力学，传热学，人机工程，低温制冷。考生可以选择其中1门基础理论和1门专业课作为面试内容，或者是综合知识。 参考书： 可以选用任何一本考生熟悉的《自动控制原理》、《理论力学》、《流体力学》教材。专业课可以选用考生熟悉的《工程热力学》，《传热学》，《人机工程》，低温制冷等方面的参考书。 面试流程和评分标准： 1）检查并核实考生面试所必备的个人证件和材料；证件和材料完备是面试的必要条件. 2）考生用英语口述个人基本情况、兴趣等，面试小组老师就考生基本情况提问，考生回答问题。 3）读一段指定的专业外语，并口头翻译成中文。 4）面试小组老师就基础理论知识提问，学生回答问题。 5）面试小组老师就专业知识提问，学生回答问题。 6) 问答结束后，考生退场，面试老师根据考核要求和面试情况，对考生进行评分。

多学科设计优化简要介绍

多学科设计优化简要介绍 多学科设计优化 (Multidisciplinary Design Optimization,简称 MDO)是一种通过充分探索和利用工程系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统和子系统的方法论。其主要思想是在复杂系统设计的整个过程中利用分布式计算机网络技术来集成各个学科 (子系统 )的知识，应用有效的设计优化策略，组织和管理设计过程。其目的是通过充分利用各个学科(子系统 )之间的相互作用所产生的协同效应，获得系统的整体最优解，通过实现并行设计，来缩短设计周期，从而使研制出的产品更具有竞争力。因此，MDO宗旨与现代制造技术中的并行工程思想不谋而合，它实际上是用优化原理为产品的全寿命周期设计提供一个理论基础和实施方法。 MDO研究内容包括三大方面：1，面向设计的各门学科分析方法和软件的集成；2，探索有效的 MDO算法，实现多学科 (子系统 )并行设计，获得系统整体最优解；3，MDO分布式计算机网络环境。 多学科设计优化问题 ,在数学形式上可简单地表达为： 寻找：x 最小化：f=f(x,y) 约束：hi(x,y)=0 (i=1 ,2 ,… ,m) gj(x,y)≤ 0 (j=1 ,2 ,… ,n) 其中：f 为目标函数；x为设计变量；y是状态变量；hi(x,y)是等式约束；gj(x,y)是不等式约束。状态变量 y，约束 hi 和 gj以及目标函数的计算涉及多门学科。对于非分层系统，状态变量 y，目标函数 f，约束hi 和 gj 的计算，需多次迭代才能完成；对于分层系统，可按一定的顺序进行计算。这一计算步骤称为系统分析。只有当一设计变量 x通过系统分 随着科学技术日新月异的发展，我们的武器装备，尤其是战斗机的水平日益提高，装备复杂程度已远超乎平常人的想象，装备设计不单要用到

环控中心故障报修规范及流程

环控中心故障报修规范及流程 一、目的 为规范环控中心各专业故障报修及处理流程，特制定本管理规范。 二、范围 本规范适用于环控中心维修调度人员、环控中心各专业（BAS 、 FAS 通风、空调、给排水）技术人员、控制中心环调人员及车站综控员。 三、一般要求 （1）控制中心环调人员、车站综控员是中心及各车站BAS FAS 工作站及FAS 报警主机、气灭主机的第一操作者，根据运营过程中的实际情况，负责监控全线各车站及区间的设备并执行相应的模式；BAS 、FAS 专业技术人员仅负责BAS FAS 系统设备的维护、检修工作。 （ 2 ）环控中心设维修调度人员，维修调度是环控中心唯一的故障报修中心，实时接受控制中心环调人员及其他人员的故障报修，并及时组织人员开展维修工作。 四、岗位职责 环控中心维修调度人员:负责接收控制中心环调人员及环控中心技术人员的故障报修，做好故障报修记录，接到报修后需判断故障是否影响行车，若有影

响，则及时与控制中心请点进行抢修，若无影响，则及时将故障情况报给相应专业工区工长，组织维修，并做好故障报修记录，待故障排除后报控 制中心环调人员及车站综控员，完成消点 环控中心技术人员：负责各专业设备检修工作，协调解决控制中心及各车站问题；各专业工区接收到维修调度的调度命令后，做好故障报修记录，填写故障处理表，并立即安排人员奔赴现场组织维修，故障排除后报维修调度，完成消点。 控制中心环调人员：实时监控全线设备的运行情况，发现故障报警及时与车站人员进行确认，并将确认后的BAS FAS 通风、空调、给排水专业设备的故障情况报给环控中心维修调度员，做好故障报修记录，待故障排除后完成消点工作；同时，环调人员负责全线各站时间表模式、区间阻塞模式及区间火灾模式的下发。 车站综控员：实时监控车站设备运行情况及模式执行情况，发现故障到现场进行确认，并及时上报控制中心；同时，根据各车站实际情况，综控员需对车控室中的BAS FAS 工作站及FAS 报警主机、气灭主机进行操作，控制车站设备并执行相应的模式，操作前需上报控制中心进行确认。 五、故障类别及处理流程 5.1 故障处理原则

北航-飞行器总体设计期末整理

1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。

四旋翼直升机飞行控制系统设计

四旋翼直升机飞行控制系统设计 四旋翼直升机具有4个呈交叉结构排列的螺旋桨，其独特的构型能够满足复杂环境中的任务需求。文中设计了一种四旋翼直升机飞行控制系统软硬件方案，通过传感器实时采集四旋翼的姿态、高度、位置等信息，采用PID算法设计飞行控制律，以ARM Cortex—M3内核高性能单片机作为主控制器。最后采用CVI开发的地面站软件实现在线数据采集与调参，并通过实际飞行验证了本方案的可行性与稳定性。 四旋翼飞行器(Ouadrotor，Four-rotor，4rotors helicopter，X4-flver等)是一种特殊构型的电动可遥控微型飞行器，它是由4个螺旋桨驱动，通过4个螺旋桨的差速来完成姿态控制。四旋翼飞行器与其他类型的无人机相比具有许多优点，其中主要是其可垂直起降及机动性强等性能，能够适应各种复杂环境。因此四旋翼飞行器在民用产品、军事武器等各方面有着广泛的应用前景。文中将介绍四旋翼飞行器控制系统的软硬件设计方案与实现。 1飞行控制系统总体设计 四旋翼飞行器控制系统的设计主要包括主飞行控制板和相关外围电路，结合惯性传感器、超声波传感器、GPS接收机、无线数传模块，并配套自行开发的地面站软件设计实现一套完整的四旋翼飞行器自主飞行控制系统。 四旋翼飞行器飞行控制系统的开发内容主要包括：飞控板及外围电路设计，传感器底层驱动开发，PWM控制信号的混控输出，飞行控制律程序设计以及地面站软件的设计与开发。 飞控系统的总体设计方案如图1所示。系统核心控制器为一款基于ARM cortex—M3内核的单片机；惯性测量元件(IMU)主要提供解算飞行器姿态的数据等信息；高度传感器采用超声波传感器，输出相对地面的高度信息；接收机接收遥控器发出的杆量信号，这些信号将用于控制器的输入；GPS接收机输出飞行器的位置信息；无线数据传输模块用于飞行器与地面站的数据通信。传感器信息经过飞行控制律的运算处理，最终通过PWM信号输出至电子调速器，用来控制四个电机的转速，以实现姿态、位置与高度的控制。地面通过无线数传实时传回飞行器信息用以检测飞行器飞行状态，同时地面站也可以向飞行器发送控制指令。

北航飞行器多学科设计优化复习题

飞行器多学科设计优化复习题 1.优化设计问题的三要素是什么？给出一个优化设计问题的例子，分别说明三个要素的具体内容。 三要素分别是设计变量，约束条件和目标函数。 以结构优化设计为例，设计变量可能是蒙皮厚度，前后翼梁缘条厚度，前后翼梁腹板厚度等结构参数；约束条件是机翼强度要求、刚度要求等目标函数是最小化结构重量。 2.飞行器设计一般分哪几个阶段？飞行器多学科优化设计有什么意义？ 飞行器设计分三个阶段：概念设计、初步设计、详细设计。 飞行器MDO的意义为： （1）MDO符合系统工程的思想。能有效提高飞行器的设计质量 （2）MDO为飞行器设计提供了一种并行设计模式。 （3）MDO的设计模式与飞行器设计组织体制一致，能够实现更高程度的自动化。 （4）MDO的模块化结构使飞行器设计过程具有很强的灵活性。 3.在飞行器设计过程中，多学科设计优化方法与传统设计方法之间有哪些相同和不同点。 传统的飞行器设计优化中,采取的是一种串行的设计模式，往往首先进行性能设计优化,然后进行结构、操纵和控制系统设计优化,最后进行工艺装备设计。在传统的方法中，各个学科任务成了实现系统设计的最基本单元，影响飞机性能的气动、推进、结构和控制等学科被人为地割裂开来，各学科之间相互耦合所产生的协同效应并未被充分考虑进去，这可能导致失去系统的整体最优解，串行的模式也使得设计时间周期和成本大大增加。 而多学科优化设计技术是一种并行设计模式，它以各子系统、学科的优化设计为基础，在飞行器各个阶段力求各学科的平衡，充分考虑哥们学科之间的相互影响和耦合作用，应用有效的设计/优化策略和分布式计算机网络系统，来组织和管理整个系统的设计过程，通过充分利用各个学科之间的相互作用所产生的协同效应，以获得系统的整体最优解。 相同点在于都有对于子学科的分解，但是MDO更注重子学科间的协同。 4.给出MDO的三种定义，根据你的理解，MDO该如何定义？ Definition1：MDO是一种通过充分探索和利用系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统和子系统的方法论。 Definition2：MDO是指在复杂工程系统的设计过程中，必须对学科（子系统）之间的相互作用进行分析，并且充分利用这些相互作用进行系统优化合成的方法。 Definition3：多学科设计优化就是进行复杂系统的设计过程中，结合系统的多学科本质，充分利用各种多学科设计与多学科分析工具，最终达到基于多学科优化的方法论。 My Definition：当设计中每个因素都影响另外的所有因素时，确定该改变哪个因素以及改变到什么程度的一种设计方法。 5.多学科设计优化中，什么是学科分析？什么是系统分析？ 学科分析：也成为子系统分析或子空间分析，以某一学科设计变量，其他学科对该学科的耦合状态变量和系统的参数为输入，根据某一学科满足的物理规律确定其物理特性的过程 系统分析：对整个系统，给定一组设计变量X，通过求解系统的状态方程得到系统状态变量的过程。 6.什么是多学科设计优化的状态变量？学科状态变量和耦合状态变量之间有什么区别?

黑鹰直升机飞控系统及仿真

第二十四届（2008）全国直升机年会论文 黑鹰直升机飞控系统及仿真 郑文东陈仁良 （南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016） 摘要：黑鹰（UH-60）直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安 装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价 值。本文全面介绍了黑鹰直升机的飞行控制系统的组成、控制流程及功能，并应用simulink 对增稳系统进行了仿真实验。 关键词：直升机；飞行控制；稳定增稳；非线性；仿真 1 引言 由于直升机存在各个运动部件的气动耦合、惯性耦合、结构耦合及运动耦合，其操纵性、稳定性和机动性就变得很差。任何受扰运动都会使直升机显出极不稳定的特性，比如悬停和小速度时受扰运动的悬停振荡模态和前飞时受扰运动的纵向沉浮振荡模态都表明无飞控系统改善的直升机的操纵是很复杂的。因此，直升机必须加装飞控系统来改善其特性，改善直升机的操稳性能，减少各个运动部件的耦合，从而减轻驾驶工作负荷。黑鹰直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。本文对黑鹰直升机飞控系统进行分析，并对小速度下的运动模态进行了simulink下的仿真。 2 黑鹰直升机飞控系统模型的组成 直升机模型的运动模态包括姿态运动和轨迹运动。一般意义上，飞控系统功能便是部分或全部完成姿态与轨迹控制，并且改善飞行品质。本文以黑鹰直升机飞控系统为例进行分析，该直升机除具有上述功能外，在设计上还有其自身的三个特点。偏差作动器作动器作为飞控系统中单独一个通道被分离出来便是其中的第一个特点，它的主要功能是解决黑鹰直升机前飞速度80knot至180knot下速度对迎角的静不稳定特性，低于80knot由水平安定面解决；第二个特点就是水平安定面随动设计，直升机速度低于80knot时，水平安定面与速度、俯仰角和总距等参数随动。除此之外，水平安定面在小速度爬升、巡航和自转下滑等运动下对迎角起到优化调节的作用，在自转下滑时平尾迎角为-6度，水平悬停下的平尾迎角为34度；第三个特点是混合器的设计，其功能是通过纯机械操纵进行解耦。下面就从组成黑鹰直升机飞控系统的各个部分进行介绍和分析。 图1给出了黑鹰直升机飞控系统结构示意图，包括内回路、外回路、偏差作动器和

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。

左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生

北航飞机总体设计第2次作业

1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ 答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD 模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。 2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ 答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。 其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）； 3、 Boeing的团队协作戒律有哪些？ 答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责； 2. 参加所有的团队会议并且准时达到； 3. 按计划分配任务； 4. 倾听并尊重其他成员的观点； 5. 对想法进行批评，而不是对人； 6. 利用并且期待建设性的反馈意见； 7. 建设性地解决争端； 8. 永远致力于争取双赢的局面； 9. 集中注意力—避免导致分裂的行为； 10. 在你不明白的时候提问。 4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？ 答：高效的团队表现为 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题。 低效的团队 1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗

直升机控制系统实验报告

直升机控制系统课程 报告 学号：031710426 姓名：王瑞 时间：2020年4月29日

目录 直升机控制系统课程报告 (1) 一、主旋翼挥舞运动分析 (2) （一）垂直飞行的均匀挥舞 (2) （二）前飞时的周期挥舞 (2) （三）旋翼偏倒原因 (3) 二、画出俯仰通道的开环结构 (3) 三、开环模态分析 (4) 四、直升机增稳系统设计 (6) （一）增稳系统性能指标 (6) （二）增稳系统优化过程 (7) 五、实验感想 (10) 1．实验中存在的缺陷 (10) 2．实验收获 (10)

一、主旋翼挥舞运动分析 直升机属于旋翼飞行器，其中主旋翼作为一个单独的系统是直升机中最重要的组成部分，它肩负着直升机飞行时的推进、负重和操控三种功能。直升机主要产生向上的拉力克服重力，产生向前的水平分力使直升机前进，产生其他分力及力矩使直升机保持平衡或做机动飞行，若直升机在空中发生事故停车，可以及时操控旋翼，使其自传产生缓冲升力，保证安全着陆。 旋翼系统主要由桨叶和桨毂组成，桨毂包含水平、垂直和轴向三个铰，水平较、摆振铰以及变距铰使旋翼的关键部件，其中桨叶的挥舞运动主要是由垂直铰控制。直升机在前飞时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化，一起周期交变的科里奥利力。经研究表明，科里奥利力的最大值高达桨叶自重的7倍伊桑，巨大的科里奥利力会造成巨大的交变弯矩。有了垂直铰，桨叶绕垂直铰摆动一个角度，从而使桨叶根部所受的交变弯矩大大较小。 下面主要分析桨叶的挥舞运动。 （一）垂直飞行的均匀挥舞 直升机在悬停或者定长垂直飞行时，桨叶会形成一个倒置的圆锥，圆锥的椎体周与旋转轴重合。 直升机悬停或垂直飞行时作用在桨叶上的力有气动合力jy F ，水平向外的离心力c F ，力图拉平桨叶，还有桨叶重力jy G 。当浆页上翘挥舞角β时，水平铰受到的力矩之和为0。又因为直升机在垂直飞行时相对气流是对称的，桨叶旋转过程中，气动力和离心力均不变，此时挥舞角β等于锥角0a ，即均匀挥舞。 （二）前飞时的周期挥舞 直升机前飞时，桨叶旋转形成的倒锥体的锥体轴相对于旋翼的旋转轴出现后倒现象。此时桨尖平面D D -相对构造平面S S -也后倒1a 。因此在方位角?=0ψ处，挥舞角10-a a =β，?=180ψ处，挥舞角10a a +=β。 出现侧倒角1b ，对于左旋直升机来说，?=90ψ处，10-b a =β，?=270ψ处，10b a +=β，旋翼向左侧偏倒。 由此可见，直升机在前飞的时候，桨叶既后倒又左侧倒，在左后方的某个方位角处，挥舞角最低，出现min β，在右前方的某个方位角处，挥舞角最大，出现max β。

直升机操控系统飞控原理简介

直升机操控系统飞控原理简介 作为一种特殊的飞行器，直升机的升力和推力均通过螺旋 桨的旋转获得，这就决定了其动力和操作系统必然与各类固定机翼飞 机有所不同。一般固定翼飞机的飞行原理从根本上说是对各部位机翼 的状态进行调节，在机身周围制造气压差而完成各类飞行动作， 并且 其发动机只能提供向前的推力。但直升机的主副螺旋桨可在水平和垂 直方向上对机身提供动力，这使其不需要普通飞机那样的巨大机翼， 二者的区别可以说是显而易见。 操纵系统 直升机的操纵系统可分为三大部分: 踏板在直升机驾驶席的下方通常设有两块踏板，驾驶员可以 通过它赴* 向時推 ||陀輩*转血 通过周期杆使机捧的方向找宗改变 J

们对尾螺旋桨的输出功率和桨叶的倾角进行调节，这两项调整能够对机头的水平方向产生影响。 周期变距杆位于驾驶席的中前方，该手柄的控制对象为主螺 旋桨下方自动倾斜器的不动环。不动环可对主螺旋桨的旋转倾角进行调整，决定机身的飞行方向。 总距杆位于驾驶席的左侧，该手柄的控制对象为主螺旋桨下 方自动倾斜器的动环。动环通过对主螺旋桨的桨叶倾角进行调节来对调整动力的大小。另外，贝尔公司生产的系列直升机在总距杆上还集成有主发动机功率控制器，该控制器可根据主螺旋桨桨叶的旋转倾角自动对主发动机的输出功率进行调整。 飞行操作 升降有些读者可能会认为，直升机在垂直方向上的升降是通过改变主螺旋桨的转速来实现的。诚然，改变主螺旋桨的转速也不失为实现机体升降的方法之一，但直升机设计师们很早之前便发现，提升主螺旋桨输出功率会导致机身整体负荷加大。所以，目前流行的方法是在保持主螺旋桨转速一定的情况下依靠改变主螺旋桨桨叶的倾角来调整机身升力的大小。驾驶员可通过总距杆完成这项操作。当把总距杆向上提时，主螺旋桨的桨叶倾角增大，直升机上升；反之，直升机下降。需要保持当前高度时，一般将总距杆置于中间位置。 平移直升机最大飞行优势之一是：可以在不改变机首方向的 情况下，随时向各个方向平移。这种移动是通过改变主螺旋桨的旋转 倾角来实现的。当驾驶员向各个方向扳动周期变距杆时，主螺旋桨的主轴

北京航空航天大学飞机总体设计期末试卷1答案

北京航空航天大学飞机总体设计期末试卷1 参考答案 一、填空题………………………………………………………(每空0.5分，共15分) 1. 按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计， 初步设计， 详细设计； 其中第一个阶段的英文名称为Conceptual Design。 2. 飞机的主要总体设计参数是设计起飞重量, 动力装置海平面静推力, 机翼面积.相对参数是推重比,翼载荷. 3. 在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以中单翼的气动干扰最小，从结构布置的情况看上单翼，下单翼的中翼段比较容易布置。 4. 对于鸭式飞机而言,机翼的迎角应小于前翼的迎角。 5. 机翼的主要平面形状参数中的组合参数为展弦比， 根梢比（或尖削比、梯形比)。 6. 假设某型战斗机的巡航马赫数为1.3，若使其在巡航时处于亚音速前缘状态，则机翼前缘后掠角的范围应为大于39.7°。 7. 武器的外挂方式包括（列举4种）__________，___________，____________， ____________。 答案：机身外挂、机翼外挂、翼尖悬挂、保形运载、半埋式安装中任意4种。 8. 根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当总压恢复高, 出口畸变小， 阻力低，工作稳定。 9. 布置前三点式起落架时应考虑的主要几何参数包括擦地角，防倒立角，防侧翻角，前主轮距，主轮距，停机角。 二、简答题:………………………………………………………………………( 65分) 1. 飞机总体设计有什么主要特点（需简要阐述）？ 6分 答： 1）科学性与创造性 飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以有多种可行的设计方案，即总体设计没有“标准答案”。 2）飞机设计是反复循环迭代的过程。 3) 高度的综合性：飞机设计需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调。 评分标准：2分／点，第一点中对“众多领域”的举例不必完全列出。 2. 飞机型式选择的主要工作有哪几个方面? 9分 答：飞机型式选择的主要工作集中到以下几个方面: 1) 总体配平型式的选择； 2) 机翼外形和机翼机身的相互位置； 3) 尾翼的数目、外形及机翼机身的相互位置； 4) 机身形状，包括座舱、使用开口及武器布置等； 5) 发动机和进气道的数目和安装位置，包括燃油的大致装载位置等； 6) 起落架的型别、收放型式和位置。 评分标准：1.5分／点 3. 简述鸭式布局的设计特点 5分 答：

H∞回路成形法设计直升机飞控系统

第２４卷第７期计算机仿真２００７年７月文章编号：１００６－９３４８（２００７）０７－００６２—０３ Ｈ∞回路成形法设计直升机飞控系统 朱华，杨一栋 （南京航空航天大学３０１教研室，江苏南京２１００１６） 摘要：直升机飞控系统幅频特性应低频高增益，高频低增益，尽可能提高带宽，以适应全包线机动飞行，优良动态跟踪及通道解耦等要求。用回路成形法结合经典控制理论，通过选取恰当的权阵和，而后用优化得到控制器，给出了直升机飞控系统内 回路工程设计的具体策略。并指出了回路成形设计中的抗积分卷绕实施途径。对所给出的设计策略的有效性均辅以仿真验证。在成功的内回路设计基础上，可简便地单独设计外回路各通道。 关键词：直升机；飞行控制；回路成形；反卷绕 中图分类号：ＴＪ７６５．２文献标识码：Ａ ＤｅｓｉｇｎｏｆＨｅｌｉｃｏｐｔｅｒＦｌｉｇｈｔＣｏｎｔｒｏｌＳｙｓｔｅｍＵｓｉｎｇ Ｈ。ＬｏｏｐＳｈａｐｉｎｇ ＺＨＵＨｕａ．ＹＡＮＧＹｉ—ｄｏｎｇ （Ｆａｃｕｌｔｙ３０１，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＮａｎｊｉｎｇＪｉｎａｇｓｕ２１００１６，Ｃｈｉｎａ）ＡＢＳＴＲＡＣＴ：Ａｓｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｓｏｆｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓｓｈｏｕｌｄｈａｖｅｈｉｇｈｇａｉｎｓａｔｌｏｗｆｒｅｑｕｅｎｃｙａｎｄｌｏｗｇａｉｎｓａｔｈｉｇｈｆｒｅｑｕｅｎｃｙ，ａｎｄｔｈｅｂａｎｄｗｉｄｔｈｓｈｏｕｌｄｂｅａｓｈｉｇｈａｓｐｏｓｓｉｂｌｅｔｏｏｂｔａｉｎｓａｔｉｓｆａｃｔｏｒｙｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓ，ａｎｄａｆｆｔｅｒｐｒｏｐｅｒｌｙｓｌｅｃｔｉｎｇＷ１ａｎｄ％，ｔｈｉｓｐａｐｅｒｄｅｓｉｇｎｓｉｎｎｅｒ—ｌｏｏｐｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓＫ。ｆｏｒａｎｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｆｌｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｂｙｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆＨ。ｌｏｏｐｓｈａｐｉｎｇ．Ａｄｄｉｔｏｎａｌｌｙ，ａｎａｎｔｉ—ｗｉｎｄｕｐｌｏｏｐｉｓａｆｆｉｌｉａｔｅｄｆｏｒｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｌｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｗｅｉｇｈＷ１ａｎｄｔｈｅｓａｔｕｒａｔｉｏｎｏｆａｃｔｕａｔｏｒｓ．Ｆｉｎａｌｌｙ，ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓａｒｅｅｘａｍｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．Ｔｈｅａｔｒａｔｅｇｙｇｉｖｅｎｉｎｔｈｅｐａ—ｐｅｒ ｈａｓｐｒｏｖｉｄｅｄａｆｕｎｄａｔｉｏｎｆｏｒｄｅｓｉｇｎｉｎｇｏｕｔ—ｌｏｏｐｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓｏｆｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ．． ＫＥＹＷＯＲＩ）Ｓ：Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ；Ｆｉｇｈｔｃｏｎｔｒｏｌ；Ｌｏｏｐｓｈａｐｉｎｇ；Ａｎｔｉ—ｗｉｎｄｕｐ １引言 直升机各通道间耦合严重，因此内回路设计的重点是本 通道跟踪，外通道解耦。目前解耦的方法很多，有利用通道 间交联解耦，也有利用系统状态反馈或输出反馈，加上前馈 补偿解耦。但这些方法都有明显的缺陷，即都需要模型非常 精确，设计出的系统鲁棒性差，且设计过程复杂。因此有必要寻找一种新的解决方法。 Ｈ。回路成形是由ＭｅＦａｒｌａｎｅ和Ｇｌｏｖｅｒ提出的¨Ｊ、忙１，它是将经典控制理论与现代鲁棒优化控制相结合，进行控制系统设计的一种方法。为将该方法应用于直升机飞控系统的工程设计，对Ｈ。回路成形设计策略作如下描述。 设系统的控制对象为Ｇ阵，设计者应首先选择形，和职两加权阵，对Ｇ的开环奇异值进行成形，使成形后的开环系统为ｅ＝职ＧＷｌ。其中髟在前向通道中，一般为比例＋积分环节。积分用于提高低频增益，有利于稳态跟踪及通道间解耦。积分的引入还可进行自动配平。比例＋积分的引入所 收稿日期：２００６—０６—０５修回日期：２００６—０６—１４ —６２一 图１Ｈ。回路成形的标准方块图 构成的５域中的零点，有利于减少截止频率处的相位迟后。职在反馈通道中，为抑制飞行传感器的噪声，故一般采用低通滤波器形式。为了通道间的解耦，肜，和耽均为对角阵。在反馈通道中需设计日。控制器Ｋ。，使［ｄ。，ｄ２］７到匕，＝：］７传递函数阵的日。范数的倒数达到最大，即 溅㈦一圳｜－１ 由上式可知，对ｄ，一ｚ。，∈最大，即扰动到误差传递函数阵的Ｈ。范数最小，可使扰动下的系统误差达到最小，即系统有良好的干扰抑制能力；而对ｄ２一：：，∈最大，则控制信 　万方数据万方数据

飞机环境控制系统并行设计

收稿日期:2002 07 10 基金项目:航空基础科学基金资助项目(03E09003) 作者简介:王晓文(1968-),女,北京人,博士生,wangxwbuaa@https://www.wendangku.net/doc/ff17523055.html,. 飞机环境控制系统并行设计 王晓文 王 浚 (北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100083) 摘 要:基于飞机环境控制系统(ECS)的研制,分析了系统设计的结构层次,借助于近年来飞速发展的信息技术、设计技术、仿真技术,提出了基于系统管理 结构设计 系统仿真为一体的面向对象的系统并行设计框架.设计体系贯穿于飞机环境控制系统设计的全生命周期. 关 键 词:环境控制;飞机;并行设计 中图分类号:V 245 3 文献标识码:A 文章编号:1001 5965(2003)12 1073 04 Con cu rren t design of environmen tal control systems for aircraft Wang Xiao wen Wang Jun (School of Aeronautics Science and Technology,Beijing Uni versity of Aeronautics and As tronautics,Beijing 100083,China) Abstract :Based on the development of the environmental control systems for aircraft,the arrangement for the structure of systems design was analyzed.To recur information technology,designing technology,imitating technolo gy,an concurrent engineering frame was proposed based on management structure design imitate.Design system runs through the whole life of the design period of the environmental c ontrol systems for aircraft. Key words :environmental c ontrol;airplanes;concurrent engineering 现代企业的设计理念已由过去单纯的针对产品的结构设计发展到今天以并行工程为代表的产品开发的过程重构和组织重组.计算机技术融入了产品开发研究和应用全过程,产品设计正从以往的详细设计阶段向需求分析和概念设计阶段转移,产品信息的管理则向产品的全生命周期扩展[1] .将这样一个设计理念贯穿于飞机环境控制系统的设计中,涵盖了飞机环控系统的产品结构设计、性能分析、系统仿真、以及系统设计过程中的系统部件分类管理、产品数据管理、流程管理和组织管理等设计行为. 这一设计体系的实现是基于现行信息化软件、仿真软件以及结构设计软件平台基础之上的,构筑了飞机环境控制系统的并行设计框架.该设计框架的建立,涉及环控系统仿真功能模型同CAD 系统的几何模型集成,实现飞机环控系统的产品结构设计和分析过程仿真的集成.同时,结合 热能和环境控制专业,为相关系统如空调制冷系统、机车环控系统、地面环境实验系统以及热动力试验系统等等的设计,探索并行设计模式和系统设计管理方法. 1 飞机环境控制系统设计分析 飞机环境控制系统在现代航空技术的发展中占据日益重要的位置.按照实际飞行包线的外界环境、发动机引气状态和飞机结构、人员及设备实际工作状况,进行飞机环境控制系统及其附件的 综合动态设计(即进行环控系统和其附件的多参数综合动态设计)是今后飞机环控系统的发展方向.围绕系统综合动态设计,要求设计者在设计系统状态时更多的考虑到系统综合因素的影响,产品结构设计与性能分析及仿真之间的沟通.同时,设计流程间的相互衔接,也应是设计体系完整性的一个重要表现[2] . 2003年12月第29卷第12期北京航空航天大学学报 Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics December 2003Vol.29 No 12