飞行器

摘要： 结合飞行器总体快速设计需求,研究基于正交试验设计的气动外形分析方法。通过正交试验设计,获得飞行器气动特性数据,再根据试验结果的极差分析和方差分析,快速明确飞行器外形参数与阻力系数的影响程度,辨识关键参数,指导飞行器外形设计。以某飞行器为应用对象开展了实例验证,结果表明该方法能够快速获得满足要求的气动外形,提高分析效率,满足总体方案快速设计需求。

摘要： 在仿生机械学涉及甚广的飞行器领域中,设计一种可以模拟鸟类飞行的飞行器成为了该领域中的一大热点。为了更好地设计出该种仿生飞行器,结合仿生学原理中的扑翼机,并根据扑翼的工作方式,采用曲柄摇杆机构实现了扑翼飞行,设计出了一款多扑翼仿生鸟。研究了柔性膜扑翼与刚性扑翼对推力的影响,结果显示:柔性膜扑翼对于推力有较大的增加;通过SolidWorks对其进行了三维运动仿真,结果显示:多扑翼仿生鸟在结构上并没有出现干涉,设计思路可行。多扑翼仿生鸟的出现对于解决飞行器多场合、多功能使用的难题具有重大意义。

摘要： 为了满足无人驾驶飞行器在空中飞行时的角度控制需求,引进5G网络对飞行器控制系统展开深入研究。通过设计STM56Y201GVH6单片机、RC接收器选型,完成系统硬件结构规划。构建无人控制飞行器姿态动力学模型,设计飞行器飞行姿态与角速度回路控制律,实现对无人驾驶飞行器的有效控制。在5G网络环境下选择F-13型号的无人驾驶飞行器进行实验,实验结果表明设计的控制系统,可在5G网络环境下,实现对无人驾驶飞行器飞行线路的有效控制。

摘要： 对近20年来的飞机座舱空气调节方法进行了综述。首先,对飞机座舱微环境下的空气质量、污染物扩散、热舒适性等进行了分析评估。然后,阐述了飞机座舱空气环境研究的实验和数值方法。最后,进一步分析了相关研究方法的优缺点,并对不同研究方法的前瞻性研究对象和新一代环控系统进行了展望。

摘要： 诺·格公司下属的空间物流公司计划在2024年由太空探索技术公司的火箭把任务机器人飞行器送入轨道。该型飞行器配备机械臂,可把“推进背包”装到濒临报废的卫星上,有望让2吨重的卫星延寿6年。据悉,首家客户是澳大利亚最大的卫星运营商澳普图斯。计划首飞的任务机器人飞行器和3个“推进背包”目前正在诺·格公司进行组装,其中1个“推进背包”将装到澳普图斯公司的1颗卫星上,另2个将由尚未宣布的其他用户使用。

摘要： 飞行器在服役使用过程中,其服役完整性、服役适用性和服役效能(对于军用飞行器又可以称为作战完整性、作战适用性和作战效能)构成了其三个重要顶层基本属性,以反映飞行器在服役过程中是否“能用”“好用”“管用”的程度。飞行器服役(作战)完整性是飞行器在服役(作战)使用过程中保持完好(或可以正常使用)及功能未受到削弱的属性,是飞行器综合质量特性的反映,且由结构等各系统的服役(作战)完整性决定的。本文在介绍飞行器服役(作战)完整性、飞行器结构服役(作战)完整性的基础上,进一步介绍了飞行器结构静态服役(作战)完整性和动态服役(作战)完整性的概念和表征方法,明确了飞行器结构服役(作战)完整性符合“木桶原理”。从飞行器结构服役(作战)完整性的需要出发,阐述了飞行器结构设计分析方面需要加强的工作以及飞行器结构疲劳断裂设计、分析工作方面的新要求。最后,以示例形式对模块化新型结构的疲劳断裂设计/分析、意外损伤/战伤和修复后的结构传力分析和断裂强度评估以及战时军用飞行器最低放飞标准的制定等需要开展的工作进行了简要分析。本文得到的结论可以为飞行器结构的设计理念的更新及飞行器的服役(作战)使用提供有益的参考。

摘要： 基于赫兹接触理论分析了在旋转飞行器发射中2种典型高过载冲击工况下旋转隔离装置轴承内部载荷分布情况,并建立有限元模型,分析了轴承静、动态承载特性,得到了轴承零件的应力变化曲线,结果表明轴承最大接触应力在球上与内沟道接触区域。

摘要： 针对主从式结构飞行器协同编队控制问题,以侧滑转弯飞行器为研究对象,采用制导控制一体化(Integrated guidance and control,IGC)方法设计编队控制器。首先在惯性坐标系中定义相对运动坐标系,建立相对运动模型,结合飞行器动力学模型,得到全状态制导控制一体化模型;然后采用反演方法,结合滑模变结构与神经网络自适应理论设计了编队控制器,并证明了控制系统稳定性;最后在高速情况下进行了六自由度数值仿真,对比了IGC设计方法与分离设计方法的控制性能。仿真结果表明所设计的IGC控制器能够快速精确地对期望编队队形进行构建与保持,并且较分离设计方法具有优越性。

摘要： 大型风洞是研究和发展航空航天领域先进飞行器和交通运输领域高速车辆的关键试验设备,代表了一个国家的整体装备能力。进入21世纪以来,我国的经济实力持续快速增强,装备制造能力不断提升,被誉为“先进飞行器摇篮”的大型风洞得到了飞速发展。

摘要： 随机振动是一种非确定性振动,会导致飞行器的结构件、元器件和部组件等有质量的物体相对于其平衡位置产生具有相应速度和加速度的动态位移,进而引起飞行器结构件的疲劳,元器件和部组件的相互碰撞、机械性磨损和功能的丧失。随机振动试验是验证飞行器振动环境适应性能力的重要途径。为了正确、规范、可信和有效地实施飞行器随机振动试验,提高模拟试验的置信度,真实地模拟外场振动环境,全面和系统地研究了飞行器随机振动试验技术的应用方法,为飞行器随机振动试验的实施提供了理论方法和技术指导。

摘要： 气溶胶红外隐身技术是抑制飞行器排气喷管强红外辐射的有效技术措施,其作用效果与气溶胶颗粒分布形态密切相关.本文设计了地面状态气溶胶颗粒投射的仿真环境,采用大涡模拟和颗粒离散相模型对含气溶胶颗粒的飞行器排气喷管尾部气固两相剪切流进行数值模拟研究.研究发现:气溶胶颗粒群在进入剪切流的初始阶段沿喷射方向保持惯性;在发展段颗粒开始被高速剪切流卷携,颗粒群在流场中扩散;在掺混和完全弥散段,颗粒扩散明显,基本呈现对称分布,颗粒层厚度迅速增大,且内层颗粒温度高于外层颗粒温度;颗粒直径的大小直接影响颗粒的分布特性,当减小颗粒尺寸时,尾焰尾部的颗粒浓度和颗粒分布范围明显增大,且外层颗粒中保持冷态的颗粒数增多,能够对尾焰形成"厚且冷"的包裹,有利于提升气溶胶红外辐射抑制效果.

摘要： 航空母舰作为舰载机在海上的活动平台,其能否真正体现出作战力,关键看是否具备让舰载机快速成功起飞与降落的能力.为了保证舰载机在甲板上着舰的安全性和着舰效率,本文以GNSS/INS/摄影组合导航的信息融合理论为研究目标,从多系统组合实现的基础层面和整体定位定姿性能层面进行研究.主要研究了当卫星导航不可用时,由摄影定位的结果对惯导误差进行修正,以达到系统高精度、高可靠性以及高数据刷新率的目的.针对惯导与摄影数据采样率周期不同步问题,采用多速度卡尔曼滤波方法进行滤波处理.最后通过仿真验证多速率EKF滤波算法下INS/摄影组合系统的定位定姿精度,对基于此多系统的飞行器着陆/着舰的可行性进行了一定的分析.

摘要： 本文对国内外环境适应性相关的虚拟试验技术的进展进行了跟踪,分析了虚拟试验的难点,确定了飞行器环境适应性虚拟试验的关键技术,作为本院虚拟试验进一步发展的方向.

摘要： 本文提出了针对高场强电磁环境下飞行器的电磁环境防护能力的评估方法.首先介绍了评估层次体系的构建方法,将对飞行器的评估分解至各设备的电磁安全性和电磁兼容性评估.而后重点研究了各类评价因子的计算方法与聚合方法,最终提出了飞行器电磁环境防护能力评定等级与评估方法.

摘要： 在飞行器研制阶段测试、批生产及交装后测试过程中,针对飞行器综合检测训练设备存在着通用性不强、系统集成度低、灵活性及系统扩展性不够、自动化程度不高、环境适应性差的状况,本文提出了一种基于CPCI总线控制方式的飞行器小型化、一体化通用综合检测训练设备的设计方案,并结合现役装备通用化改造研制需求进行了具体的项目开发.实际应用表明,该方案在满足现役多个型号飞行器检测训练需求的情况下,提高了系统连接的灵活性,增强了系统的环境适应性和可靠性,并使系统具有较强的通用性和可扩展性.

摘要： 防热结构技术是高速飞行器基础,随着飞行速度提高、飞行时长,高速飞行器将面临更加严苛的力热环境,同时飞行器性能提升亟需快速实现轻质化高效结构.传统的飞行器结构采用承力、防热功能分体设计,防热方式主要是烧蚀、热沉、隔热、辐射式,结构功能单一,难以满足高速飞行器发展需求.新型防热结构由单一功能向多功能一体化结构方向发展,要求结构不仅需要具有耐高温、强度高、环境稳定好等特点,同时需要兼顾承力、透波、防热、能量管理等功能.一体化防热/承力一体化结构形式包括波纹夹芯、点阵结构等形式同时也出现了基于仿生学的蜂窝结构、莲藕仿生结构、角树叶篇仿生褶皱等结构形式.结合飞行器高效能源管理需求,一体化结构需要与热电转换技术、再生冷却技术、相变储能技术等技术相融合,实现多功能一体化高效结构设计.多功能一体化结构设计面临多专业耦合设计难度大、材料体系无法满足性能提升要求、制造工艺技术难以实现产品研制等问题,未来需要在先进结构设计、传热传质理论、热电转换、新材料、新制造工艺等进一步加强研究,及早实现多功能一体化结构的工程转化应用.

摘要： 地磁导航作为近几年新兴的导航方式,其自身的隐蔽性,自主性,高鲁棒性相比于传统导航方式有着诸多优势.要实现高精度的地磁导航,离不开对地磁场的精确测量.针对飞行器在飞行过程中频繁进行姿态变换的现状,相比于只考虑磁力仪测量误差和软硬磁误差的常规建模方式,本文引进涡流磁场进行一体化建模,并采用EKF(Extended Kalman Filter)算法进行误差补偿.仿真结果表明,相比于不考虑涡流的模型,含涡流的一体化模型在频繁做姿态变换的飞行器磁场补偿中,有着更高、更稳定的补偿精度.

摘要： 对多种发射平台下使用的短时大气层中飞行的飞行器的高温环境进行了分析,对比了国内相关标准的区别,给出了多平台下使用设备的高温试验方法、试验条件和试验时间.

摘要： 通过某型发动机燃油系统参数波动问题的处理过程案例,提出了进一步规范发动机控制系统设计开发流程的要求,及时开展液压系统中高压差、高流速部位流场稳定性仿真分析和计算,可以提早发现引发内流场不稳定的结构设计因素.

摘要： 通过某型发动机燃油系统参数波动问题的处理过程案例,提出了进一步规范发动机控制系统设计开发流程的要求,及时开展液压系统中高压差、高流速部位流场稳定性仿真分析和计算,可以提早发现引发内流场不稳定的结构设计因素.

摘要： 一种飞行器舱室帘幕导轨组装套件，包括具有成直线的帘幕导轨部段以及弯曲帘幕导轨部段的多个帘幕导轨部件，弯曲帘幕导轨部段具有在0至90°范围内的曲率角，其中，每个帘幕导轨部件具有第一端部和第二端部，在第一端部上布置有用于接收另一帘幕导轨部件的固定突出部的凹部，在第二端部上存在有用于插入另一帘幕导轨部件的凹部中的固定突出部。凹部和固定突出部包括用于将凹部和固定突出部相对于彼此固定的紧固装置。每个帘幕导轨部件包括用于将各个帘幕导轨部件附接到物体的保持器狭缝和用于在帘幕导轨部件中引导帘幕导轨导向装置的帘幕狭缝。

摘要： 提供了一种用于在飞行中自主将载荷从第一飞行器AV转移到第二飞行器的方法。第一飞行器和第二飞行器中的每一个包含框架，该框架具有用于接收载荷的垂直开口。多个旋翼附接到框架。该方法包含在飞行中自主执行：第一飞行器的紧固装置将载荷保持在第一飞行器的垂直开口中，使得载荷的底端可以由第二飞行器接触；第二飞行器从下方接近第一飞行器，以将第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端；在第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端之后，第一飞行器的紧固装置松开载荷；以及第二飞行器的紧固装置相对于第二飞行器的框架降低载荷，以将载荷移动到飞行位置。

摘要： 一种用于在飞行器(1)内将安全区域(5)与飞行器(1)的客舱(2)分隔的飞行器屏障系统(10)包括：屏障(20)，所述屏障被安装在客舱(2)内并且被构造成在打开位置与关闭位置之间移动；闩锁(30)，所述闩锁被安装到屏障(20)；以及锁定装置(100)，所述锁定装置包括闩锁夹(110)，所述闩锁夹被构造成当屏障(20)处于关闭位置时锁定闩锁(30)。飞行器屏障系统(10)进一步包括释放机构(105)，所述释放机构被构造成将闩锁夹(110)从锁定闩锁(30)的锁定状态移动到释放闩锁(30)的解锁状态，其中释放机构(105)进一步被构造成延迟闩锁夹(110)从锁定状态到解锁状态的移动。进一步披露了具有这种飞行器屏障系统的飞行器区域和飞行器。

摘要： 本发明涉及一种飞行器底板元件，所述飞行器底板元件包括第一饰板元件，所述第一饰板元件被适配为用于从第一位置被翻转到第二位置。所述第一饰板元件在所述第一位置与所述飞行器底板元件的主平面平行地安排并且被安排在所述飞行器底板元件的朝向乘客舱的一侧，而在所述第二位置与所述飞行器底板元件的主平面成角度地安排，其中所述第一饰板元件构成用于货舱的饰板。另外，本发明涉及一种具有飞行器底板元件的飞行器区段和一种具有此类飞行器区段的飞行器。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的模块，模块包括至少一个横向构件(14)，所述至少一个横向构件沿所述模块的侧向方向(Y)延伸并且旨在固定到所述机身(30)的框架，所述模块包括安装在所述横向构件的两个相反端部中的至少一个端部上的接合装置(34)，接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置(34)构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述接合位置，此装置(34)在所述侧向方向(Y)上从所述横向构件突出。本发明还涉及包括这种模块的飞行器部段和包括这种飞行器部段的飞行器，并涉及用于组装飞行器部段的组装方法。由此，飞行器模块(8)更易于组装在由飞行器的机身限定的内部空间(10)中。

摘要： 一种飞行器舱室帘幕导轨组装套件，包括具有成直线的帘幕导轨部段以及弯曲帘幕导轨部段的多个帘幕导轨部件，弯曲帘幕导轨部段具有在0至90°范围内的曲率角，其中，每个帘幕导轨部件具有第一端部和第二端部，在第一端部上布置有用于接收另一帘幕导轨部件的固定突出部的凹部，在第二端部上存在有用于插入另一帘幕导轨部件的凹部中的固定突出部。凹部和固定突出部包括用于将凹部和固定突出部相对于彼此固定的紧固装置。每个帘幕导轨部件包括用于将各个帘幕导轨部件附接到物体的保持器狭缝和用于在帘幕导轨部件中引导帘幕导轨导向装置的帘幕狭缝。

摘要： 用于飞行器的飞行控制系统包括经电子或光电总线系统与多个总线节点连接的飞行控制计算机系统，多个总线节点各自配置为执行基于经总线系统从飞行控制计算机系统接收的命令消息控制相关联飞行器装置以及经总线系统将信息消息发送至飞行控制计算机系统中的至少一个。根据本发明一个方面，电子或光电总线系统是包括多个独立总线子系统的冗余电子或光电总线系统，每个总线节点配置为经多个独立总线子系统中的两个不同子系统与飞行控制计算机系统通信，每个总线节点还配置为基于相关联预定总线通信协议经相应两个不同总线子系统中的第一总线子系统并基于相关联预定总线通信协议经相应两个不同总线子系统中的第二总线子系统与飞行控制计算机系统通信。

摘要： 提出了一种用于控制具有多种配置或模式的飞行器的方法，其中每一种配置都受飞行控制设备实施的不同控制规则控制，并且从一种配置到另一种配置的转换是通过基于估计的飞行器的飞行状态，在所述飞行控制设备中分别动态调整控制体量的最大限制值和最小限制值，由此在所述飞行控制设备中逐步脱离针对所述一种配置的控制规则以及逐步增大针对所述另一种配置的控制规则的影响来实现的，所述控制体量是由与分别用于所述一种配置和用于所述另一种配置的相应控制规则相关联的控制参数的参数范围限定的。

摘要： 本发明公开了一种飞行器的飞行控制方法、相关飞行器及飞行器系统，涉及计算机技术领域。该方法的一具体实施方式包括：基于伴随第一飞行器飞行的第二飞行器的飞行数据，检测第一飞行器的飞行数据异常，飞行数据为飞行器飞行所依赖的数据；在第一飞行器的飞行数据异常时，第一飞行器依赖根据第二飞行器的飞行数据所确定的可信飞行数据飞行。该实施方式能够使得无人机等飞行器在受到反无人机设备等干扰设备的干扰时保持安全飞行，提升了飞行器的安全性，保障了机内人员的生命安全。

摘要： 本发明公开了飞行器起落架减震器、飞行器起落架、飞行器及相关方法。该减震器包括止动表面(44)和折皱元件(48)，该止动表面布置成限制减震器(6)的延伸，该折皱元件构造成在止动表面(44)上的延伸载荷超过预定阈值的情况下变形。折皱元件(48)可以形成减震器(6)的外止动管(46)的部分。折皱元件(48)的变形可以通过下述方式来识别：通过无损检测来测量完全延伸的起落架的长度，或通过测量折皱元件(48)的导率的变化。