高升力控制计算机系统关键技术研究

合集下载

C919主要国外供应商选择历程回眸

C9 1 9 主要国外供应商选择历程回眸文/ 陶志辉2009 年12 月21 日，中国商用飞机有限责任公司与C FM 国际公司在北京正式签署C919 大型客机动力装置战略合作意向书（LOI ），中国商飞公司选定C FM国际公司研发的LE AP- 1C发动机为C919 大型客机唯一国外启动动力装置。

时任中国总理温家宝和时任法国总理弗朗索瓦煉菲永共同见证了L OI 的签署。

中国商飞公司时任董事长张庆伟和C FM国际公司时任总裁兼首席执行官爱瑞克煉博绍雷签署了L OI ，副总经理、C919 大型客机总设计师吴光辉等参加了签字仪式。

这是第一份L OI ，标志着大型客机项目的国外供应商选择取得了实质性进展，对于加快大型客机项目研制步伐具有重要意义。

殷切期望2008 年5 月12 日，温家宝总理在《人民日报》发表的《让中国的大飞机早日翱翔蓝天》署名文章中指出：“我们的自主创新、完全可以在对外开放的条件下进行，完全可以利用全球科技资源为我服务，关起门来一切从头摸索，没有必要，也不可能真正成功。

”中国商飞公司认真贯彻这一重要指示，在C919 项目国际合作领域，以“正确认识和处理自主创新同利用全球科技资源的关系”为目标要求，以“自主创新同集成创新、引进消化吸收再创新结合起来，突破制约大型飞机发展的关键技术”为实施战略，以“主制造商—供应商”项目管理模式为基础，以“两个带动”为抓手，通过引进、消化、吸收国际先进技术，有效地利用了全球航空科技资源，最终全面推进了C919 项目研发工作，同时也带动了国内相关产业的发展。

战略准备为确保项目成功，实现“两个带动”，经中国商飞公司招标领导小组讨论批准，明确了供应商选择工作应遵循的市场化、国际化和产业化原则，并以此为基础编制了供应商选择工作的35 项实施准则和129 条标准，包括：（1）对于航电等5 个系统，追求技术先进性，同时要求与国内供应商成立合资公司，建立系统级产品研发、集成、生产装配和试验能力，并形成成套的批产和客服能力。

波音777飞机高升力控制系统余度管理分析

条。动力驱动装置（Ｄ是一个变速机构，接扭ＰＵ）连力管驱动链与主模态操作下的液压马达或辅助模
系统余度管理方法进行研究。在余度管理方法的设计过程中，分考虑了布线技术、件设计技术及与软充硬件相结合的方法，但简化了襟缝翼控制器的硬件设计，不同时也简化了控制器软件的设计难度，高了系统提可靠性．用到的方法对同类系统设计有一定的参考价值。所关键词：度管理；余表决；控；错监容
尽可能小。
计算机间的同步技术和异步技术］同步技术能够．消除各计算机通道间的时钟误差积累，而能够保因证几乎同时对余度传感器信号进行采样、理、处均衡、表决。同步功能必须仔细设计，避免引入单以
３系统余度管理策略
系统信号的表决监控主要由每台控制器的内部通道来实现，少了控制器问信号的交互，了减为
缝翼有２个接近传感器检测缝翼倾斜。襟翼操纵系
统的电一机传动由动力驱动装置、力管、轮箱及扭齿滚珠丝杠副组成。缝翼操纵系统的电一机传动包括动力驱动装置、力管、转作动器及小齿轮和齿扭旋
（）硬件自监控面，括处理器、１包存储器、入输
迟，降低系统稳定性，使设计复杂化。

基于Vee模型的高升力控制系统设计

基于Vee模型的高升力控制系统设计作者：师振云江飞鸿安刚来源：《航空科学技术》2020年第08期摘要：本文通过总结某高升力控制系统研发中因忽视需求分析导致系统“健壮性”不足、故障隔离率低、试验阶段故障频发等问题，提出基于Vee模型的高升力控制系统设计流程，推出以用户需求寻找系统设计边界为核心的新的系统设计思想，总体上划分系统设计阶段及各阶段工作内容、实施方法和评判标准；借助需求管理工具和联合仿真保证各研制阶段设计输入与输出的有效性，通过仿真计算在系统物理试验开始前发现问题并提出改进方向，有效缩短系统研发周期、降低研发技术风险和管理风险。

关键词：高升力控制系统；Vee模型；设计流程；需求捕获；风险管控中图分类号：V249.1文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.08.008高升力控制系统（high-lift control system， HLCS）是军、民用飞机的重要组成部分，用于控制飞机前缘缝翼和后缘襟翼按设计极性、速度和时序运动至目标位置。

高升力控制系统通过控制襟翼增大机翼有效面积，提高升力系数，改善飞机低速特性，实现起降阶段增升功能[1-2]；通过控制缝翼增加机翼弯度，增大飞机失速迎角，提高飞机边界工况的安全性满足适航条例[3]。

国内高升力控制系统研发能力相对薄弱，高升力控制系统研发过程中存在的不足如下。

（1）需求捕获不完整系统设计往往忽视需求捕获和传递，顶层设计输入的不完整导致系统地面试验和飞行试验阶段问题多发，需要不断完善系统架构。

（2）故障危害分析不足系統设计偏重于功能和原理的物理实现而忽视了对部件级工作边界的定义，导致系统故障信息综合处理能力不足，使用过程中出现外场可更换单元（LRU）和内场可更换单元（SRU）级故障定位困难的问题。

（3）系统“健壮性”不足系统设计过程中忽视了对部件失效容错能力的考虑，导致系统可能存在电气单点故障，产生单个部件失效导致系统功能丧失的问题。

飞行器的运行原理是什么

飞行器的运行原理是什么飞行器的运行原理涉及多个方面，包括空气动力学、力学、电子技术等。

一般来说，飞行器的运行原理可以分为以下几个方面：1. 空气动力学原理：飞行器能够飞行的最基本原理就是利用空气动力学。

空气动力学研究了空气在运动过程中产生的各种力，并从中推导出飞行器在不同飞行状态下所受到的各种力的大小、方向和作用点。

在飞行器运行过程中，它以空气作为工作介质，通过与气流相互作用来产生升力、阻力、推力和侧向力等。

2. 升力的产生：飞行器所受到的升力是它能够克服重力并在空中保持平衡的力。

升力主要通过飞行器的翅膀（或称为机翼）产生。

机翼的上表面比下表面更为凸起，当空气经过机翼时，其流速在上表面较快，压力较小；而在下表面，流速较慢，压力较大。

由于压差的存在，在机翼上部形成了一个向下的压强，从而产生向上的升力。

3. 推力的产生：推力是飞行器前进的动力来源，主要由发动机产生。

发动机通过燃料燃烧产生高温高压气体，然后将其排出，通过喷气或推进器喷射到后方，产生的反作用力推动飞行器向前运动。

推力的大小与喷出气体的速度和喷出的质量有关。

4. 阻力的产生：阻力是指空气对飞行器运动的一种阻碍力，阻碍着飞行器的加速度和速度的改变。

阻力可以分为多种类型，包括气动阻力、重力和摩擦阻力等。

飞行器通过减小阻力的大小，可以减少能量损失，提高效率。

5. 重力的作用：重力是地球对物体的吸引力，也是影响飞行器运动的一个重要因素。

在飞行过程中，飞行器需要克服重力的作用，才能继续保持飞行状态。

为了平衡重力与升力的作用，飞行器通常需要调整机身的姿态或通过不同部件的运作来实现。

6. 控制系统：飞行器的运行离不开精确的控制系统来调整姿态、航向和高度等参数。

控制系统一般包括操纵装置、传感器、计算机和执行器等组成。

传感器可以感知飞行器的各种姿态参数和环境条件，操纵装置通过操作来控制飞行器的行动，而计算机则负责对传感器获取的数据进行处理和判断，并通过执行器实现舵面、引擎等机械部件的运动，从而控制飞行器的运行。

飞行器的设计原理及功能实现

飞行器的设计原理及功能实现航空器是现代交通工具中最快的一种，具有高速、高效、快捷等优点，被用于旅行、运输、军事等领域。

想必很多人都很好奇，飞行器是如何设计实现飞行的呢？本文将围绕着飞行器的设计原理和功能实现进行讲述。

一、飞行器的设计原理1. 气动力学原理气动力学涉及到空气的流动和物体的运动。

飞行器的设计需要通过气动力学原理，确保其在空气中的各个位置上都能够保持平衡。

气动力学的计算方法主要有实验、数学模型和计算机模拟，而飞行器的设计通常采用计算机模拟。

这种计算机模拟能够模拟飞行器在各种速度、气压和温度条件下的飞行状态，从而提供设计参考。

2. 飞行控制系统飞行控制系统是飞行器的重要组成部分，是保证飞行器能够安全飞行的关键。

控制系统主要由飞行控制计算机、导航系统、传感器和执行器等组成。

飞行控制计算机通过各种传感器来获取飞行器的状态信息，并控制执行器改变飞行器的运动状态。

3. 飞行器的机械部分飞行器的机械部分是实现飞行的基础。

机械部分主要由机翼、推进系统、降落装置和结构部分等组成。

其中机翼是最重要的部分，它能够产生升力使飞行器在空中保持平衡。

二、飞行器的功能实现1. 起飞飞行器在起飞时需要产生足够的升力和推力，将机身提高到离开地面的高度。

同时，飞行器的速度需要逐渐增加，以使机翼能够产生足够的升力。

飞行控制系统会自动调整机翼和推进系统的力度，以保证飞行器安全起飞。

2. 飞行在飞行过程中，飞行器需要保持水平和稳定的飞行状态。

为了避免意外，飞行控制系统会不断调整飞行器的飞行状态。

在飞行过程中，飞行器需要在空中滞留或改变方向。

为了实现这些操作，飞行器通常会配备一些附加功能，如气动制动和襟翼等。

3. 降落飞行器在降落时需要减速，并使机身平稳地着陆。

飞行控制系统会自动调整机翼和推进系统的力度，以使飞行器缓慢降落。

在飞行员控制下，降落装置通常会通过刹车或其他设备减速，使飞行器安全着陆。

结语飞行器是现代科技的重要体现，飞行器的设计和实现需要很多的技术和知识。

航空航天导论课程讲义-2

《航空航天导论》课程讲义第二篇（汪海）第二讲军民用飞机分代与先进技术1、军用飞机分代与标志性先进技术2、民用飞机分级与标志性先进技术1、军用飞机分代与标志性先进技术自从人类社会出现了飞机以后，世界航空工业最初的发展均来自历次战争的刺激。

可以说，军事需求是推动军用机更新换代的动力，空气动力学，喷气推进技术，电子技术，计算机技术和材料技术等是军用飞机得以迅速发展并推动其更新换代的技术基础。

从第二次世界大战至今，战斗机已从第一代发展到第四代。

各代战斗机的基本特点：第一代：中等展弦比后掠翼，高亚音速机动，光学瞄准，尾随攻击，中空突防。

发动机推重比4。

第二代：小展弦比大后掠三角薄翼，高空高速可超音速作战，安装单脉冲雷达、机炮和红外导弹，近距格斗，高空突防。

发动机推重比5 6。

第三代：采用边条翼或近耦合鸭翼，中低空高机动性，安装脉冲多扑勒雷达和综合航电系统。

安装机炮近距全向导弹、中距导弹。

近距格斗，全向攻击，超视距作战，中低空突防。

发动机推重比8。

第四代：采用气动布局与隐身技术综合设计，实现超音速巡航和高机动性，安装相控阵雷达和高度综合航电系统，安装发射后不管导弹、近距全向攻击导弹，以超视距作战为主兼顾近距格斗，高空突防。

发动机推重比10。

1.1第一代战斗机主要是指二战后发展起来的亚音速喷气式战斗机，该机可以通过中空突防以避开地面炮火，在朝鲜战场上发挥了巨大作用，完全淘汰了螺旋桨飞机。

如美国的F-85、F-86、前苏联的Миг-15、Миг-17等。

这一代战斗机吸取了两次世界大战空战的经验，飞行速度和高度都有明显提高。

后掠翼设计技术的成熟和应用，使第一代战斗机的最大M数达到0.9左右。

后掠角的作用主要是增大飞行临界马赫数，推迟波阻出现的M数及减少波阻。

主要特点：1）气动布局与主要性能：采用常规气动布局，中等展弦比后掠机翼，后掠角35°～40°，展弦比4～6，相对厚度8%，高亚音速大机动，M max=0.9，H max=15km，M巡航=0.8，机动性较好，盘旋过载4.5g，最大法向过载5.0g。

高性能计算-国家科技管理信息系统公共服务平台

附件1“高性能计算”重点专项201６年度项目申报指南依据《国家中长期科学和技术发展规划纲要（2006—2020年)》,科技部会同有关部门组织开展了《高性能计算重点专项实施方案》编制工作，在此基础上启动“高性能计算”重点专项2０16年度项目,并发布本指南。

本专项总体目标是：在E级计算机的体系结构,新型处理器结构、高速互连网络、整机基础架构、软件环境、面向应用的协同设计、大规模系统管控与容错等核心技术方面取得突破,依托自主可控技术,研制适应应用需求的E级(百亿亿次左右）高性能计算机系统,使我国高性能计算机的性能在“十三五”末期保持世界领先水平。

研发一批重大关键领域/行业的高性能计算应用软件，建立适应不同行业的２—３个高性能计算应用软件中心,构建可持续发展的高性能计算应用生态环境。

配合E级计算机和应用软件--研发，探索新型高性能计算服务的可持续发展机制,创新组织管理与运营模式,建立具有世界一流资源能力和服务水平的国家高性能计算环境,在我国科学研究和经济与社会发展中发挥重要作用，并通过国家高性能计算环境所取得的经验，促进我国计算服务业的产生和成长。

本专项围绕E级高性能计算机系统研制、高性能计算应用软件研发、高性能计算环境研发等三个创新链（技术方向)部署２0个重点研究任务，专项实施周期为5年，即2016年—２0２０年。

按照分步实施、重点突出原则，201６年启动项目的主要研究内容包括：E级计算机总体技术及评测技术与系统，高性能应用软件研发与推广应用机制,重大行业高性能数值装置和应用软件，E级高性能应用软件编程框架及应用示范，国家高性能计算环境服务化机制与支撑体系,基于国家高性能计算环境的服务系统等重大共性关键技术与应用示范研究,以及新型高性能互连网络、适应于百亿亿次级计算的可计算物理建模与新型计算方法等基础前沿研究。

2016年在三个技术方向启动１0个任务。

--针对任务中的研究内容,以项目为单位进行申报。

项目设１名项目负责人，项目下设课题数原则上不超过5个,每个课题设１名课题负责人,每个课题承担单位原则上不超过5个。

超小型仿生扑翼飞行器扑动控制设计

摘要超小型仿生扑翼飞行器(FMAV)是一种模仿鸟类或昆虫飞行的新概念飞行器。

仿生学和空气动力学研究均表明，对于特征尺寸相当于鸟或者昆虫的微型飞行器来说，扑翼飞行要优于固定翼和旋翼飞行器。

本文以采用单曲柄双摇杆驱动机构的超小型仿生扑翼飞行器为研究对象,以提高其运动对称性为目的进行优化设计，为解决该类飞行器在飞行过程中发生向左或者向右倾斜、栽落的问题提出一种新的解决方案。

在对鸟类扑翼飞行生物学原理研究的基础上，从合力作用与分解的角度提出了一种气动力对超小型仿生扑翼飞行器作用的机理，解释了超小型仿生扑翼飞行器在试飞过程中倾斜栽落的力学原因。

同时根据该机理和条带理论计算了超小型仿生扑翼飞行器作一维拍动时上下方向受到的气动力，最后将计算结果与风洞实验所得到的升力曲线进行了比较，二者的结果比较接近。

用ADAMS建立超小型仿生扑翼飞行器虚拟样机，将气动力计算结果加载到虚拟样机上，仿真得到动力学状态下两翼扑动角速度曲线图；位置控制系统应用PID控制技术，借助MATLAB和ADAMS进行联合仿真，结果显示该控制系统设计合理，为超小型仿生扑翼飞行器的研制奠定了基础。

关键词：扑翼飞行器，仿生，PID控制，仿真The Design of Control System for Bionic Flapping-wingＭicrominiature Air VehicleABSTRACTBionic Flapping-wing Microminiature Air Vehicle (FMAV) are new conceptual air vehicles that mimic the flying modes of birds and insects. The study of bionics and aerodynamics indicates that the MAV which the characteristic dimension almost equate to bird or insect, the flapping flight is precede to fixed and rotatory MAV.The object of study in the paper is FMAV that have driving mechanisms of single-crank and double-rocker, and launched the work surrounding the goal of enhancing the symmetry of the wings’ movement. a new solution of FMAV with driving mechanisms of single-crank and double-rocker often tilt toward the left or the right and fall in the course of flight was proposed in the paper. Based on the biological flight mechanism of birds, a new mechanism of FMAV affected by forces was proposed in view of composition of forces, and the reason of the phenomena in force was explained under the using the new mechanism. The force on wings in a full cycle was computed new mechanism when there was only flapping, and its curve is similar to the curve tunnel test.The whole simulation model of FMAV was established in ADAMS, then the precomputed force was load to the model, and the angular velocity of both wings in aerodynamic situation was gained, which paved the way to the dynamics optimization of the driving mechanisms. The position control system was designed by PID in the paper. The position control mode is research deeply by MATLAB and ADAMS. Results indicate that this positioncontrol system is efficient.Key words:FMAV，bionic，PID，simulation超小型仿生扑翼飞行器扑动控制设计厉敏0811051750 引言自古以来，人们就梦想着在天空自由翱翔。

超级计算机在航空航天领域中的应用

超级计算机在航空航天领域中的应用一、引言随着科技的不断发展，超级计算机已经成为了科学计算和工程计算的利器，特别是在航空航天领域，超级计算机的应用已经变得越来越普遍，其能够为决策带来很大的优势和方便，下面我们将详细阐述超级计算机在航空航天领域的应用。

二、超级计算机的基本概念超级计算机（Supercomputer）是一种应用广泛、处理能力极高的计算机，可应用在天气分析、地震分析、医学研究、能源分析、物理模拟等诸多领域，是进行复杂科研计算的主要工具之一。

与普通的计算机不同的是，超级计算机综合了大量的计算机处理器、巨大的内存和专门的高速并行计算的机制，并且采用的是高度优化的操作系统和通讯结构。

超级计算机在航空航天领域中，准确又高效，能够帮助研究人员及工程师们更好地解决问题，提高航空航天研究的准确程度及工程效率。

三、航空航天领域中超级计算机的应用1. 设计和模拟气动力学超级计算机能够帮助研究人员和工程师进行非常详细和细致的气动力学模拟。

这些模拟涉及到各种因素，例如不同的飞行条件、不同的外部气流情况以及飞机的外部构造和轮廓。

通过模拟这些因素，研究人员和工程师可以得到非常准确的结果，这将帮助他们更好地设计和优化飞机的外部轮廓，从而使其达到更好的飞行效果和更低的在空气中的阻力。

2. 动力学和结构性能模拟超级计算机还可以帮助航空航天工程师模拟飞行过程中机身的运动和结构性能。

这些模拟使机身零件之间产生的力及其变形情况得到了非常精确的测量，同时还有人体工程学、安全、燃油经济等方面的可靠结果。

这些准确的结果，能够有效地指导设计人员进行优化和改进，提高机身整体性能。

3. 优化设计和验证超级计算机可以帮助航空航天设计人员进行大规模的仿真，从而制定优化策略。

很多设计人员使用高性能计算机模拟数十万个元素的复合物，如机翼、引擎、液压管、连接器等，以获得关于性能和破坏行为的更好理解。

此外，超级计算机还可以验证机身的运行行为和性能，其中还包括飞机引擎等关键组件。

运输类飞机高升力构型数值模拟研究

第27卷　第1期飞　机　设　计V ol 127N o 11 2007年 2月 A IRCRA FT D ES IGN Feb 2007　收稿日期666;修订日期68 文章编号:1673-4599(2007)01-0016-06运输类飞机高升力构型数值模拟研究左志成,段卓毅(中航第一飞机研究院气动设计研究室,陕西西安　710089)摘　要:高升力装置对大多数运输机的大小、吨位、经济性及安全性都有重要的影响。

由于复杂的流动机理、几何外形、支撑机构及驱动系统之间的矛盾关系,导致高升力系统的设计周期很长并且很大程度上依赖于试验[1]。

然而,随着计算机软件和硬件的迅速发展,近几年的工程设计中N -S 方程应用日趋广泛。

在空气动力学设计领域,计算机辅助设计手段已经逐步替代了过去的经验设计手段,并且国内飞机设计单位的科研人员也开始花费越来越多的时间应用流体仿真软件来达到设计目标,而不是像过去那样完全依赖试验结果去设计和分析飞机气动力特性,高升力装置设计也是如此。

本文着重对著名的MSES 软件和CFX 软件在高升力装置模拟中的工程应用进行探索,并和风洞试验结果进行比较,初步研究了高升力装置数值模拟在飞机设计工程应用中存在的一些问题。

关键词:数值模拟;湍流模型;欧拉方程;附面层修正;N-S 方程;高升力装置中图分类号:O242 文献标识码:AA Nu m er i ca l S i m ul a ti on of M ulti-E le m en t H i gh-L i ftSystem s for Tr an spor t A i r pl anesZ UO Zhi-cheng,DUA N Zhuo-yi(Aer odyna m ic sDepart m ent,The First A ircraft I nstitute of A V I C -Ⅰ,Xi ′an 710089,China)Abstra ct:High -lift syste m s have a ma j or influence on the size,we ight,cost and safty of most transprt air p lane configur a tions .Comp lexity in fl ow physics,geom etr y,and support and ac tuati on syste m s leads t o a l ong design period of high-lift syste m s and the pri m ary reliances upon experi m ents .However,as a result of r ap id developm ents in computi onal ha r dware and soft ware,over the recent years,the N -S m ethod is used br oadly .I n ae r odyna m ic design,computi onal m ethods are p r ogres 2sively superseding e mp irical m ethods and home engineers are spending mor e and more ti me f or app lying c omputi onal tools instead of conducting physical expe ri m ents in the design and analysis of aircraft in 2c luding their high-lift syste m s .I n this paper,the f amousMSES and CFX were investigated f or thenu m erica l si m ulati on of high-lift syste m s using the t wo codes and the si m ulati on results were c ompared with r e sults in w ind-tunne ls t o analyze some proble m s in applicati on of the num erical si m ulati on of high-lift syste m s to the aircraft design.Key wor ds:num erical si m ulati on;turbulence model;euler equati on;boundary laye r modificati on;N -S equa tion;high-lift syste m:200-0-1:200-12-1　第1期左志成等:运输类飞机高升力构型数值模拟研究17 对于二维高升力装置,目前最好的方法是采用在流线型网格上进行欧拉方程与可压缩附面层方程耦合求解的方法,因此,MSES软件在国际航空领域得到广泛的应用。

超高声速临近空间飞行器控制的关键技术

20km 100km 临近空间超高声速飞行器控制的关键技术0. 引言临近空间是指传统的航天和航空之间的空白区域，一般认为在20~100km 之间的空间领域，包括平流层的大部分区域、中间层和热层的部分区域。

其下面的空域我们通常称之为“天空”，是传统航空器的主要活动空间；其上面的空域就是我们平常说的“太空”，是卫星等航天器的运行空间。

临近空间飞行器特指能在临近空间作持续飞行并完成一定使命的飞行器, 因此不包括只是穿越该区域飞行的飞行器。

临近空间飞行器根据飞行速度的不同，可分为低速临近空间飞行器和高速临近空间飞行器。

低速临近空间飞行器类型主要有：气球、飞艇、无人机和太阳能飞机等；高速临近空间飞行器一般包括超声速、高超声速临近空间飞行器和亚轨道飞行器等。

临近空间高超声速飞行器是指主要在临近空间内飞行，并且完成特定任务的马赫数大于5图2 临近空间飞行器的分类图1 临近空间示意图的飞行器。

本文重要以X-51巡航导弹为代表，对临近空间高超声速飞行器进行了介绍，并系统地分析了其导航与控制的关键技术，最后给出了临近空间高超声速飞行器的发展趋势。

1.临近空间高超声速飞行器高速临近空间飞行器主要可分为两大类:以火箭为动力的高超声速飞行器(hypersonic rocket vehicles,HRV)和以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器(hypersonic air-breathing vehicles,HAV)，如:高超声速巡航导弹、远程机动弹道导弹、高超声速飞机、可重复使用的高超声速空天飞行器等。

20世纪60年代以来,以火箭为动力的高超声速航天飞行器(如:各类导弹、卫星、载人航天器、空间实验室、空间站和大型运载工具等),有了很大发展,目前技术已达到成熟。

以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器,受到广泛关注。

从20世纪50年代末开始对超燃发动机的探索性研究,70年代后期,出现低潮,几经周折,到80年代后期、90年代初中期,关键技术问题取得突破性进展,目前已进入飞行演示验证阶段。

一种辅助民用飞机高升力系统全机地面模拟试验的地面支持设备

【ｋ＇１］ＣＣ＇＆Ｔｅｃｈｍ＞ｌｏｇｙＶｉｓｉｏｎ
科技视界
囝蜀四
一
种辅助民用飞机高升力系统全机地面究院飞控系统设计研究部，中国上海２０１２１０）
ＺＨＡ０Ｊｉ
（ＦｌｉｇｈｔＣｏｎｔｒｏｌＤｅｐａｒｔｍｅｎｔ，ＳｈａｎｇｈａｉＡｉｒｃｒａｔｆＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１２１０，Ｃｈｉａｎ）
【摘要】高升力系统是民用飞机的重要系统，高升力系统全机地面｝适拟试验是在民用飞机首飞前必须进行的地面试验项目，以验证系统级需求是否得到满足．系统功能是否完备拳文在现有高升力系统全机地面模拟试验的基础上引入了一种辅助试验的地面支持设备，对地面支
０引言
民川飞机高ｆｔ ‘ 力系统足脱代民用飞机提高起飞ｆｌ ’ ，）缩短起降滑跑距离、增强机场适应性的关键系统… 升力系统通过控制襟／缝翼的伸米改变机其的弯度和向积．从而提 “ 色机的增Ｊ＇ｌ ‘ 效果．减少机起飞或着陆时的滑跑距离高升力系统全机地面模拟试验的试验项ＦＩ多、涉及内棒广、试验过程复杂．在！Ｌ｛前舟升力系统全机地面模拟试验ｒｆ１．尤法文时牛据试验过程ｒｆＩ高升力系统的系统状态和故障信息．现有的数据采系统仃在可采集数据种类限、采集鲢小的缺点为解决ｌ述题．提高试验效率．・）ｌ入一种能够辅助进行试验的地面支持设备得允为重要坩此．本史蜕明了一种能够辅助｝ｔＪ飞机高升力系统全机地面模拟试验的地面支持设备他川该设备辅助进行试验．能够实时的掌握系统状态、系统故障信息和｝已录卡Ｈ天总线数据，提高试验效率此外．地支持设备还・可以向高升力系统襟／缝翼计算机发Ｈｊ仿真的空速．高度和迎角等大气数据ｆ号，还可以代铃飞机真实的机载维护系统．实现刈高升力系统维护功能的操作．非交联状态下．地面支持设备的这功能僻更为重要

一种高升力分布式电传控制系统[发明专利]

专利名称：一种高升力分布式电传控制系统
专利类型：发明专利
发明人：焦林冠,王涛,付亮,刘正圆,罗健晖,薛劭哲申请号：CN201910827612.0
申请日：20190903
公开号：CN110667826A
公开日：
20200110
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本申请实施例提供一种高升力分布式电传控制系统，所述系统包括操纵手柄1、第一高升力控制计算机HLCC3、第二高升力控制计算机HLCC4、第一襟翼马达控制单元FMCU6、第一缝翼马达控制单元SMCU5、第二襟翼马达控制单元FMCU7、第二缝翼马达控制单元SMCU8和机械传动分系统9，其中：所述第一HLCC3、所述第二HLCC4通过总线方式与第一襟翼马达控制单元FMCU6、第一缝翼马达控制单元SMCU5、第二襟翼马达控制单元FMCU7和第二缝翼马达控制单元SMCU8连接；所述第一HLCC3和所述第二HLCC4均与操纵手柄1连接；第一襟翼马达控制单元FMCU6、第一缝翼马达控制单元SMCU5、第二襟翼马达控制单元FMCU7和第二缝翼马达控制单元SMCU8分别与所述机械传动分系统9连接。

申请人：中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
地址：710076 陕西省西安市雁塔区锦业路129号
国籍：CN
代理机构：中国航空专利中心
代理人：卫媛媛
更多信息请下载全文后查看。

升力型风力发电的基本原理

升力型风力发电的基本原理升力型风力发电的基本原理是利用风力转动风轮，将机械能转化为电能。

升力型风力发电机主要由风轮、发电机和控制系统组成。

风轮是升力型风力发电机的核心部件，它通常由数十至上百片狭长的叶片组成。

这些叶片的形状和布置可以使得风以更高的速度进入风轮，并通过产生升力将风轮带动转动。

风轮通常采用了一定的倾斜角度和扭曲角度设计，以便实现更高的升力系数，提高发电效率。

当风经过风轮时，叶片上的气流速度会增加，形成了一个局部的低压区域。

根据伯努利定理，快速流动的风会引起气压的降低，产生一个向上的升力。

叶片上的升力和阻力之间的差异产生了推动力矩，从而使风轮转动。

风轮与发电机连接在一起，当风轮旋转时，通过传动装置将机械能传输到发电机，发电机将机械能转化为电能。

发电机通常采用的是感应发电机或永磁发电机，这些发电机可以将机械能转化为交流电。

发电机输出的电能通常需要经过电缆输送到电网中，供给用户使用。

控制系统是升力型风力发电机的重要组成部分，它用于监测风力的变化，并调节风轮的转速以保持风轮在最佳工作状态。

控制系统通常包括风速传感器、风向传感器和计算机控制单元。

风速传感器和风向传感器用于实时监测风速和风向，通过计算机控制单元对风力进行分析，并对风轮的转速进行调节。

当风速过大或风向变化时，控制系统可以自动调整风轮的角度和转速，以保证发电机的稳定工作。

升力型风力发电的优点是风能资源广泛、无污染、可再生且适应性强。

同时，升力型风力发电机的噪音较小，对环境影响较小。

然而，升力型风力发电机的建设成本较高，尺寸较大，不适合安装在城市等空间有限的地区。

总的来说，升力型风力发电通过利用风力转动风轮，将机械能转化为电能。

它以其广泛的风能资源、无污染和可再生的特点，成为现代清洁能源中的重要一环。

随着科学技术的不断发展，升力型风力发电的效率和技术水平也在不断提高，有望在未来成为主要的能源供应方式。

基于模型的系统需求确认与验证技术研究

基于模型的系统需求确认与验证技术研究
张辉辉;孙军帅;王秀鑫;雷培;刘鹏飞
【期刊名称】《现代防御技术》
【年(卷),期】2023(51)1
【摘要】为了减少高升力系统设计错误、避免实物验证与迭代、缩短研制周期,提出了一种贯穿于联合定义、初步设计、详细设计及集成验证全生命周期各研发阶段的基于模型的系统需求确认与验证方法。

该方法通过ADS2软件将Simulink及SCADE(safety critical application development)等模型集成在一个统一的虚拟集成平台上,分别创建系统架构模型和系统性能模型,并开展仿真分析,实现了在不同研发阶段对系统需求的确认和虚拟验证。

此外,使用支持ADS2的I/O驱动模块,以及复用设计阶段建立的测试用例和用户界面,可以快速搭建计算机在环的半物理集成环境、控制分系统集成环境和系统全实物集成环境,支持开展分层级的系统需求验证。

由于各研发阶段使用统一标准的模型和测试用例传递信息,因此可以确保研发过程中信息传递的一致性,极大地降低了设计错误,加快了研发周期,并降低了研发成本。

【总页数】11页(P124-134)
【作者】张辉辉;孙军帅;王秀鑫;雷培;刘鹏飞
【作者单位】航空工业庆安集团有限公司
【正文语种】中文
【中图分类】V227.6;TJ0
【相关文献】
1.基于模型的航电系统集成验证技术研究
2.基于SystemC的功能模型的建模和验证技术研究
3.在线教育平台用户持续使用意愿研究r——基于期望确认理论模型的分析验证
4.基于ASP的CSP模型验证性质反例生成技术研究
5.基于深度学习的文本分类系统关键技术研究与模型验证
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

飞机的工作原理

飞机的工作原理飞机作为一种重要的交通工具，其工作原理是基于物理学和工程学的原理实现的。

本文将介绍飞机的工作原理以及相关的各个组成部分和关键技术。

一、引言飞机是一种能够在大气中自由飞行的交通工具，它通过利用空气动力学和力学原理产生升力，控制飞行姿态，以及推进系统来实现飞行。

飞机的工作原理涉及到多个学科和领域的知识，包括机械工程、空气动力学、材料科学等。

二、升力的产生机理升力是飞机飞行的关键，它使得飞机能够克服重力并保持在空中飞行。

升力的产生机理是基于空气动力学原理的。

当飞机前进时，机翼上的气流变化导致了压力差，从而产生了升力。

机翼的形状和机翼表面的特殊设计可以增加升力的产生。

三、飞行姿态控制飞机的飞行姿态控制是实现飞行的重要部分。

通过调整飞机的舵面、翼面和发动机的工作状态，可以实现对飞机的升降、转弯、滚转等操纵。

这些操纵是通过飞机的控制系统来实现的，控制系统中包括了传感器、执行器和飞行控制计算机等。

四、推进系统飞机的推进系统是飞行的动力来源，它能够使飞机产生足够的推力以克服阻力和重力。

传统的飞机推进系统通常采用涡轮喷气发动机或螺旋桨发动机，它们通过燃烧燃料产生高温高压气流，从而产生推力。

随着科技的发展，一些新型的推进系统，如电力推进系统和混合动力系统也开始应用于飞机。

五、结构和材料飞机的结构和材料是保证飞机安全和性能的重要因素。

飞机的结构包括机身、机翼、机尾等部分，这些部分需要具备足够的强度和刚度来承受外界的荷载。

同时，飞机的材料也需要具备耐久性、轻量化和阻燃性能等特点。

常见的飞机结构和材料包括高强度铝合金、复合材料和钛合金等。

六、航空电子技术航空电子技术在现代飞机中扮演着重要的角色。

飞机上的各种仪表、导航设备、通信系统等都依赖于电子技术来实现。

航空电子技术的应用可以提高飞机的安全性、可靠性和导航准确性等。

同时，航空电子技术也有助于飞机的自动化和智能化发展。

七、未来发展趋势随着科技的不断进步，飞机的工作原理和技术也在不断演进和改进。