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        平尾

        • 民用飛機(jī)高平尾側(cè)向載荷傳遞結(jié)構(gòu)有限元建模及仿真分析
          的操縱。其中,高平尾尾翼的平尾和垂尾都承受側(cè)向載荷,平尾的側(cè)向載荷如何傳到垂尾,涉及到高平尾側(cè)向載荷傳遞結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計和有限元建模[1-2]以及尾翼的傳力受載分析。如果有限元建模、傳力分析不準(zhǔn)確,則無法設(shè)計出正常運行且質(zhì)量適當(dāng)?shù)慕Y(jié)構(gòu),影響飛機(jī)的安全及經(jīng)濟(jì)性。為此,本文對民用飛機(jī)高平尾尾翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元建模及仿真分析。1 設(shè)計不合理原因分析以某型號飛機(jī)的高平尾尾翼結(jié)構(gòu)為例,如圖1所示,平尾由左右平尾、左右升降舵、平尾中央盒段幾大部分組成,前端的平尾螺桿作動

          機(jī)械設(shè)計與制造工程 2024年2期2024-03-11

        • 砂紙冰對民機(jī)平尾氣動特性的影響
          擊區(qū)域,如機(jī)翼、平尾、垂尾、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道、螺旋槳、空速管、雷達(dá)天線罩等表面出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象[1-3]。飛機(jī)結(jié)冰,尤其是機(jī)翼、平尾結(jié)冰,會形成對飛機(jī)氣動特性影響明顯的冰型,導(dǎo)致飛機(jī)升力下降、阻力增加、失速迎角提前、操縱性及穩(wěn)定性降低,嚴(yán)重時會造成無法挽回的事故[4-7]。不同的結(jié)冰氣象條件及飛行條件下,過冷水滴在飛機(jī)表面的撞擊、凍結(jié)、溢流特性不同,導(dǎo)致結(jié)冰的物理過程有區(qū)別,冰型的具體形狀也不同,對飛機(jī)的危害程度也有較大差別。通常根據(jù)冰的幾何外形,可將翼型積冰冰型

          航空學(xué)報 2024年2期2024-03-01

        • 基于流場顯示技術(shù)的冰污染平尾失速試飛技術(shù)
          1-3]。冰污染平尾失速(ice-contaminated tailplane stall,ICTS)是一種典型的因飛機(jī)平尾結(jié)冰導(dǎo)致的平尾迎角超過其失速迎角而破壞俯仰平衡、喪失俯仰操縱能力的危險狀態(tài)。20世紀(jì)50年代至今,ICTS 導(dǎo)致的飛行事件和事故時有發(fā)生,對飛行安全造成了嚴(yán)重的威脅[4]。為減小ICTS導(dǎo)致的飛行事故、提高航空器運營安全,美國航空航天局(Federal Aviation Administration,FAA)在民用飛機(jī)適航規(guī)章中提出了

          科學(xué)技術(shù)與工程 2023年33期2023-12-15

        • 基于飛參的尾翼載荷譜編制的均值法
          飛參采集時刻點的平尾、垂尾和機(jī)翼的氣動載荷及壓心。某型飛機(jī)根據(jù)飛參計算得出的平尾、垂尾載荷情況見表2。表2 經(jīng)計算獲得的各翼面載荷及壓心2.1 平尾、垂尾根部彎矩平尾根部切面彎矩是通過平尾總載和展向壓心經(jīng)計算獲得:式中:Mipw—第i 采集點平尾彎矩;Pipw—第i 采集點平尾根部切面載荷;Zi—第i 采集點平尾載荷的展向壓心;Z0—平尾根部切面展向坐標(biāo)。垂尾根部切面彎矩是通過垂尾總載和展向壓心經(jīng)計算獲得:式中:Micw—第i 采集點垂尾根部切面彎矩;Pi

          教練機(jī) 2023年2期2023-07-25

        • 電傳飛機(jī)極限環(huán)振蕩問題及解決措施研究
          、俯仰角速率以及平尾偏度等均呈現(xiàn)規(guī)律性持續(xù)等幅振蕩,符合極限環(huán)俯仰振蕩特征。圖3 平飛加速極限環(huán)俯仰振蕩飛參數(shù)據(jù)曲線4 飛機(jī)極限環(huán)振蕩分析典型電傳飛機(jī)利用飛機(jī)運動信息反饋進(jìn)行閉環(huán)控制,能夠?qū)崿F(xiàn)縱向放寬靜安定性控制,飛行員的操縱桿量直接對應(yīng)的是飛機(jī)的運動量,控制回路示意圖如圖4 所示。縱向控制律根據(jù)傳感器實時測量的飛機(jī)響應(yīng)參數(shù),如俯仰角速率、迎角、法向過載等信號,實時解算平尾控制指令驅(qū)動平尾作動器,平尾作動器帶動搖臂對平尾舵面進(jìn)行控制,平尾舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動力

          教練機(jī) 2023年1期2023-04-26

        • 玻璃鋼固定翼航模的模具設(shè)計與制作*
          2.4 尾翼設(shè)計平尾幾何參數(shù)主要取決于平尾容量[2]。式(2)中:S平尾平尾面積;S為機(jī)翼面積;L平尾平尾力臂;C為平均氣動弦長。根據(jù)經(jīng)驗取A平尾=0.7。在構(gòu)型設(shè)計中,為進(jìn)一步減少固定翼航空模型阻力,將平尾平面形狀設(shè)計為近似橢圓形,為減少計算量,在此采用近似替代計算法,將平尾平面圖形外接垂線與切線交于一點,通過對稱,等價近似替換為2 個大小相等的梯形,如圖4 所示。圖4 近似代替計算簡化圖通過近似代替計算法簡化圖形。以此,在XFLR5軟件中輸入平尾

          科技與創(chuàng)新 2023年7期2023-04-14

        • 各自精彩的“尾翼”
          仰運動又與機(jī)翼、平尾以及發(fā)動機(jī)拉力或推力等因素的作用密不可分。飛機(jī)的俯仰受力平衡(繪圖/ 周游)以民航客機(jī)來說,其重心和壓力中心不重合,而且重心通常位于壓力中心之前。這種情況下,機(jī)翼除了提供升力,還會形成一個迫使飛機(jī)“低頭”的力矩(當(dāng)重心大幅后移,且機(jī)翼迎角增大很多時,也可能產(chǎn)生“抬頭”力矩)。飛機(jī)要取得俯仰平衡,必須有第三個力來產(chǎn)生“抬頭”力矩,平尾就擔(dān)負(fù)著提供“抬頭”力矩的重任。機(jī)翼的翼弦和相對氣流形成正迎角,產(chǎn)生升力,而平尾和機(jī)翼相反。它相當(dāng)于一個倒

          知識就是力量 2023年4期2023-04-12

        • 創(chuàng)意飛行器 — 入門小彈射BABOON
          。這樣,裝好后的平尾會自然而然地形成-1°的右傾角。用小刀將機(jī)翼和尾翼部件切割下來備用。因木制切割件表面有毛刺,用150-200號砂紙進(jìn)行打磨修整,使表面光滑,可減小飛行時的阻力。注意,這款模型的機(jī)翼有翼型,建議參照工裝架的參考翼型進(jìn)行打磨,以保證兩者粘接后盡可能貼合。平尾打磨得不要過多,否則翼面過薄會影響飛行時的穩(wěn)定性。打磨后的機(jī)翼和尾翼,飛行阻力明顯降低,有助于模型爬升。(1)機(jī)翼這款模型的機(jī)翼設(shè)有上反角,因此需按照切割線用小刀將其分成4小塊后再拼接。

          航空世界 2022年8期2022-09-29

        • 振動疲勞載荷譜編制與試驗驗證
          并應(yīng)用于某型飛機(jī)平尾全尺寸振動疲勞試驗,效果良好。1 編制方法根據(jù)結(jié)構(gòu)在時域內(nèi)的“加速度-載荷”傳遞函數(shù),結(jié)合已知的結(jié)構(gòu)測點位置的加速度響應(yīng)(過載-時間歷程)計算得到對應(yīng)的外部激勵載荷,從而識別得到載荷-時間歷程。采用雨流計數(shù)法對載荷-時間歷程進(jìn)行處理,可得到一系列的載荷完整循環(huán)。根據(jù)疲勞載荷譜編制的三級波定義,實測載荷-時間歷程中的載荷循環(huán)可以分為3類:1) 主波:指造成疲勞損傷的主要載荷循環(huán),即能構(gòu)成較大的遲滯回環(huán)的載荷循環(huán)。此類波形基本上代表構(gòu)件的工

          航空學(xué)報 2022年7期2022-09-05

        • 復(fù)合材料直升機(jī)平尾結(jié)構(gòu)概率損傷容限評估
          結(jié)構(gòu)的失效概率。平尾結(jié)構(gòu)是直升機(jī)的重要組成部件,用于改善直升機(jī)的縱向穩(wěn)定性和操縱性,提高直升機(jī)的飛行品質(zhì),本文選取復(fù)合材料梁式平尾結(jié)構(gòu)作為研究對象,其左右對稱布局,主要由前梁、后梁、肋和蒙皮等組成,接頭處通過螺栓與尾部斜梁相連,如圖1所示。蒙皮采用3233/CF3011碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料,前梁、后梁和肋采用3238A/EW250F玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料,夾芯采用聚甲基丙烯酰亞胺(PMI)泡沫材料。平尾前梁和后梁承受彎曲載荷,是平尾結(jié)構(gòu)的主要承力部位,蒙皮則主

          航空學(xué)報 2022年6期2022-08-01

        • 直升機(jī)平尾電磁散射特性研究
          進(jìn)氣道、主槳轂、平尾、尾槳榖、座艙等。由于直升機(jī)平尾承擔(dān)提供俯仰和航向穩(wěn)定性的重要作用[3],是保證直升機(jī)具有良好俯仰和航向通道飛行品質(zhì)的重要部件,因此平尾必須在保證氣動特性的前提下進(jìn)行雷達(dá)隱身設(shè)計。在直升機(jī)型號研制過程中,通常采用風(fēng)洞試驗的方法確定直升機(jī)平尾面積、安裝角等設(shè)計參數(shù),通過得到的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù),結(jié)合飛行品質(zhì)的初步計算結(jié)果確定直升機(jī)平尾面積,然后對平尾截面翼型和安裝方式進(jìn)行選取,最后進(jìn)行不同平尾安裝角風(fēng)洞試驗,結(jié)合飛行載荷的計算結(jié)果最終確定平尾

          中國科技縱橫 2022年9期2022-05-24

        • 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)小速度前飛的尾跡渦演化及其對平尾的影響
          機(jī)翼干擾,旋翼/平尾干擾等,影響傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的效率和飛行安全[1]。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動干擾問題已得到國內(nèi)外的廣泛關(guān)注和研究。如Felker 等[2?3]通過實驗研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼和機(jī)翼之間的氣動干擾。Matos 等[4]通過實驗提出偏轉(zhuǎn)襟翼來降低機(jī)翼的下洗載荷。徐凱[5]和劉全[6]利用動量源CFD 方法進(jìn)行了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)懸停和前飛的流場計算。李亞波[7]和王琦等[8]基于嵌套網(wǎng)格技術(shù)對懸停狀態(tài)下旋翼/機(jī)翼干擾問題進(jìn)行了模擬;成寶峰[9]則對過渡狀態(tài)下旋翼/機(jī)翼

          南京航空航天大學(xué)學(xué)報 2022年2期2022-04-27

        • 某型民機(jī)低速巡航構(gòu)型平尾抖振特性風(fēng)洞試驗研究
          速大迎角狀態(tài)下的平尾抖振特性研究相對較少。民用飛機(jī)在低速大迎角情況下,主翼表面分離氣流中的隨機(jī)脈動壓力激勵會引起后部平尾結(jié)構(gòu)的強(qiáng)迫振動,即“平尾抖振”。抖振發(fā)生時氣流呈現(xiàn)出嚴(yán)重的非線性特征,對其進(jìn)行氣動力分析及理論計算均存在一定的局限性和難度[16],因此對抖振問題的研究目前多采用風(fēng)洞試驗?zāi)M的方法[17-21]。試驗中可通過翼根應(yīng)變片、翼尖加速度計、翼面測壓孔等裝置來獲取相應(yīng)的數(shù)據(jù)進(jìn)行抖振分析。由于抖振發(fā)生于飛行器附近流場嚴(yán)重分離時,因此在主翼表面相應(yīng)特

          實驗流體力學(xué) 2021年6期2022-01-21

        • 雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機(jī)理研究
          001)0 引言平尾起到改善直升機(jī)縱向操作性及穩(wěn)定性的作用。小速度前飛時受旋翼尾跡作用,平尾的氣動力突然變化,將引起直升機(jī)俯仰力矩的突變,對直升機(jī)的操作帶來不利影響[1]。由于現(xiàn)代直升機(jī)槳盤載荷增加和機(jī)身結(jié)構(gòu)愈發(fā)緊湊,旋翼與平尾干擾問題更加突出。常規(guī)直升機(jī)平尾為單層平尾,設(shè)計時考慮平尾的布置位置等參數(shù)來減弱旋翼/平尾干擾[2]。然而,最先進(jìn)的H160 直升機(jī)創(chuàng)新地采用雙層平尾設(shè)計,給未來直升機(jī)平尾設(shè)計帶來新的思路。因此,針對雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾問題

          直升機(jī)技術(shù) 2021年4期2022-01-12

        • 滑流對飛機(jī)俯仰靜穩(wěn)定裕量影響及平尾優(yōu)化研究
          能;當(dāng)滑流掃掠到平尾時,會對飛機(jī)俯仰特性產(chǎn)生嚴(yán)重影響,在平尾相對靠近螺旋槳時影響更為顯著。對螺旋槳滑流影響的研究主要有風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬兩種方法。帶動力的風(fēng)洞試驗通過模擬螺旋槳的飛行參數(shù),可以較為準(zhǔn)確地得到螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響。隨著風(fēng)洞試驗技術(shù)的不斷發(fā)展和完善,對螺旋槳滑流的研究也越來越深入,研究內(nèi)容由滑流影響量獲取發(fā)展到滑流特性等領(lǐng)域。Müller 等[1]在低速風(fēng)洞中研究了螺旋槳滑流對A400M氣動特性的影響。李興偉等[2]采用螺旋槳飛機(jī)動力

          實驗流體力學(xué) 2021年5期2021-11-19

        • 全動舵面結(jié)構(gòu)形式淺析
          率,如鴨翼、全動平尾、全動垂尾等。在三代機(jī)中,F(xiàn)-16、Su-27系列飛機(jī)采用全動平尾,歐洲EF-2000“臺風(fēng)”戰(zhàn)機(jī)、殲10等型號采用鴨翼,四代機(jī)中,F(xiàn)-22及Su-57等型號采用全動垂尾及全動平尾。本文整理出了國內(nèi)外主流戰(zhàn)機(jī)的全動舵面結(jié)構(gòu),并分別對其傳力路徑進(jìn)行分析,為全動舵面的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。1 主流戰(zhàn)機(jī)全動舵面結(jié)構(gòu)分析1.1 F-16飛機(jī)全動平尾該戰(zhàn)機(jī)全動平尾有兩種結(jié)構(gòu),一種為單梁全高度蜂窩夾芯結(jié)構(gòu);一種為波紋板梁式結(jié)構(gòu)。圖1是F-16飛機(jī)全高度

          教練機(jī) 2021年2期2021-07-10

        • 直升機(jī)平尾縱向氣動特性計算與試驗相關(guān)性分析
          機(jī)在飛行過程中,平尾對保持俯仰方向上的穩(wěn)定性有重要作用,通常依靠平尾來保持飛行過程中的迎角和速度靜穩(wěn)定性[1]。同時,平尾對直升機(jī)的姿態(tài)角影響也比較大[2]。因此,在直升機(jī)研制過程中需要獲得比較全面的平尾氣動特性數(shù)據(jù)。其中側(cè)滑狀態(tài)的平尾縱向氣動特性數(shù)據(jù)在直升機(jī)飛行品質(zhì)和載荷等計算過程中應(yīng)用比較多[3]。目前主要采用風(fēng)洞試驗和CFD計算的方法來獲得平尾縱向氣動特性數(shù)據(jù)[4]。風(fēng)洞試驗在航空航天等領(lǐng)域的應(yīng)用時間比較長久,基于風(fēng)洞試驗結(jié)果的設(shè)計方法和流程也已經(jīng)在

          直升機(jī)技術(shù) 2021年1期2021-03-26

        • T型尾翼飛機(jī)抖振試飛研究
          、迎角組合情況的平尾上抖振響應(yīng)的均方根分布情況。國內(nèi)對飛機(jī)的抖振研究多集中在數(shù)值計算和風(fēng)洞試驗方面,實際飛行中的抖振響應(yīng)情況研究較少。李勁杰等[9-10]利用風(fēng)洞試驗與數(shù)值模擬等手段,對邊條翼布局雙垂尾抖振的發(fā)生機(jī)理及響應(yīng)規(guī)律進(jìn)行了研究。20世紀(jì)90年代國內(nèi)曾進(jìn)行過殲擊機(jī)的抖振飛行試驗研究[11]。2014年,李小路等[12]對某型殲擊機(jī)的垂尾抖振飛行試驗及抖振響應(yīng)進(jìn)行了研究。T型尾翼為高置平尾構(gòu)形,在飛機(jī)以較大迎角飛行時,平尾處于機(jī)翼的分離尾流中,結(jié)構(gòu)響

          實驗流體力學(xué) 2020年6期2021-01-13

        • 平尾偏轉(zhuǎn)對飛機(jī)著陸滑跑性能的影響
          氣動力的關(guān)鍵——平尾偏角入手,首先通過計算流體力學(xué)計算了不同平尾偏轉(zhuǎn)工況下飛機(jī)的氣動參數(shù),對仿真計算進(jìn)行數(shù)據(jù)準(zhǔn)備,然后建立動力學(xué)模型研究了不同平尾偏轉(zhuǎn)工況下飛機(jī)的著陸滑跑性能和相關(guān)參數(shù)的運動響應(yīng),并得出著陸滑跑時平尾偏轉(zhuǎn)的最佳操縱方式,以期通過對飛行員的操縱指導(dǎo)進(jìn)一步提升飛機(jī)的環(huán)境適應(yīng)性。1 飛機(jī)著陸滑跑多體動力學(xué)模型1.1 模型假設(shè)飛機(jī)著陸滑跑多體動力學(xué)模型基于以下假設(shè):1)飛機(jī)為前三點式起落架,后輪帶有剎車;2)飛機(jī)著陸對稱滑跑,無側(cè)滑,無滾轉(zhuǎn),2個后

          空軍工程大學(xué)學(xué)報 2020年5期2020-12-17

        • 運輸類飛機(jī)失配平起飛試飛技術(shù)研究
          詞:誤配平起飛;平尾配平;地面滑跑距離;起飛距離;飛行試驗中圖分類號:V217 文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A? ? ? ? ?文章編號:2095-2945(2020)33-0155-03Abstract: Out-of-trim takeoff performance is one of the key subject in airworthiness standards to verify misoperation. By analyzing the dynamics

          科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2020年33期2020-11-23

        • 基于CFD/CSD耦合的全動平尾氣動彈性特性研究
          小的活動面,如水平尾翼來說,很容易出現(xiàn)氣動/結(jié)構(gòu)耦合的現(xiàn)象,因此剛體假設(shè)是不可行的。尤其是隨著飛行速度的不斷增大,氣動彈性的影響已不容忽視。因此,對于全動平尾的氣動彈性研究是十分必要的。關(guān)于氣動彈性問題的研究從20世紀(jì)50年代開始興起,由于計算能力的限制,那時的研究主要集中于風(fēng)洞試驗以及非定常氣動理論。LAUTEN W T等[1]在氣動彈性方面對X-15的全動水平尾翼縮比模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗研究。基于活塞理論計算得到的顫振速度大約是試驗得到速度的4倍。HEE

          機(jī)械制造與自動化 2020年5期2020-10-21

        • 螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)︼w機(jī)俯仰力矩特性的影響
          響主要是通過增加平尾當(dāng)?shù)氐南孪唇?、下洗梯度及動壓,直接或間接的影響平尾的氣動特性來實現(xiàn)的[4-5]?;鞯脑錾饔迷綇?qiáng)烈,其對平尾的影響就越顯著。包括A400M和MA700在內(nèi),大量的新型渦槳飛機(jī)都采用了T型尾翼。從氣動的角度來說,高置的平尾避開了機(jī)翼弦平面附近的強(qiáng)下洗區(qū)域,因此T型尾翼布局的飛機(jī)在中小迎角下普遍具有良好的俯仰力矩特性。但T型尾翼的缺點同樣很明顯,在大迎角狀態(tài),平尾會受到機(jī)翼和機(jī)身的遮擋,再加上強(qiáng)下洗區(qū)域的上移,平尾效率將急劇下降,飛機(jī)會出

          航空學(xué)報 2020年8期2020-09-10

        • 平垂尾大角度氣動特性計算與試驗結(jié)果相關(guān)性分析
          °側(cè)滑角)狀態(tài)的平尾和垂尾氣動特性數(shù)據(jù)。目前可以采用風(fēng)洞試驗和CFD計算兩種方法來獲得平尾和垂尾的大角度氣動特性數(shù)據(jù)。近幾十年來, CFD計算方法已經(jīng)在汽車、高鐵和航空航天等領(lǐng)域廣泛應(yīng)用[1]。針對大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)的氣動特性計算與風(fēng)洞試驗,目前國內(nèi)外已經(jīng)開展了部分研究。文獻(xiàn)[2]采用雷諾平均N-S方程方法對某三角翼在0°~90°范圍內(nèi)的繞流進(jìn)行了計算分析,湍流模型分別為SA模型和LES中的SA-DDES模型。與風(fēng)洞試驗結(jié)果對比分析之后發(fā)現(xiàn)SA-DDES

          直升機(jī)技術(shù) 2020年2期2020-06-17

        • 自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響要素研究
          ,包括飛行速度、平尾大小、平尾安裝角、重心前后、重心上下等。通過計算得到主旋翼的氣動力數(shù)據(jù)庫,然后簡化機(jī)體模型,綜合得到全機(jī)的氣動力數(shù)據(jù)。配平各個速度下不同要素,組合計算得到各要素對縱向靜穩(wěn)定性的影響。關(guān)鍵詞:自轉(zhuǎn)旋翼機(jī);重心范圍;平尾;靜穩(wěn)定性自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)(Autogyro)是一種起降和飛行方式介于固定翼飛機(jī)和直升機(jī)之間的一種飛行器。它以旋翼作為升力面、以發(fā)動機(jī)螺旋槳為前進(jìn)動力。它兼有直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的特點,具有良好的經(jīng)濟(jì)性、且結(jié)構(gòu)簡單、安全性好,滑跑距

          卷宗 2020年8期2020-05-26

        • M估計下切尾均值和平尾均值的抽樣分布
          值的漸近分布3 平尾均值的漸近分布4 切尾均值與平尾均值的的極限狀態(tài)的討論4.1 當(dāng)k→+∞時的切尾均值與平尾均值的極限狀態(tài)即此時切尾均值的漸近正態(tài)分布的方差就是普通樣本均值的方差。同理可以有平尾均值在切尾幾乎為0的極限狀態(tài)時,此時幾乎沒有切尾,即幾乎沒有以切尾處臨近值代替求解平尾均值的情況發(fā)生,此時平尾即成為了普通的樣本均值,則其漸近正態(tài)分布的方差就是普通樣本均值的方差。4.2 在k→0時平尾均值的極限狀態(tài)5 舉例分析6 小結(jié)由上述可知當(dāng)n較大時,樣本均

          湖南文理學(xué)院學(xué)報(自然科學(xué)版) 2020年1期2020-04-24

        • 直升機(jī)平尾載荷標(biāo)定工裝夾具設(shè)計
          構(gòu)簡單,能夠完成平尾載荷標(biāo)定。并且盡量模擬試驗狀態(tài),保證加載位置,能夠同時滿足平尾折疊接頭受載的標(biāo)定,減少平尾標(biāo)定時的拆卸次數(shù)。1 平尾標(biāo)定工裝設(shè)計首先,對平尾的結(jié)構(gòu)和標(biāo)定技術(shù)要求做具體分析,最大限度地滿足技術(shù)要求;當(dāng)標(biāo)定工裝夾具處于夾緊狀態(tài)時,不可損壞平尾。并且不破壞平尾的定位位置和幾何形狀,夾緊后不使試驗件松動滑移,又不使平尾的拘束度過大,產(chǎn)生較大的應(yīng)力,保證使用安全。為了限制夾緊力,對鎖緊螺栓行程進(jìn)行限位、加添毛氈襯墊等措施進(jìn)行設(shè)計。其次,保證平尾標(biāo)

          中國設(shè)備工程 2019年6期2019-04-26

        • T型尾翼布局的垂尾載荷測量技術(shù)
          該布局由于具備使平尾免受機(jī)翼機(jī)身下洗影響、操作效率高等優(yōu)點而備受航空界青睞,圖154、MD-80、伊爾-76、RJ21-700及中國后續(xù)大型運輸飛機(jī)都采用了T型尾翼布局。但T型尾翼布局飛機(jī)尾翼受載復(fù)雜,常規(guī)的理論計算和地面驗證試驗并不可靠,需要通過飛行載荷實測來驗證優(yōu)化結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和理論計算模型。國內(nèi)在T型尾翼布局垂尾載荷測量方面尚無公開文獻(xiàn),亟需進(jìn)行深入研究。本文將利用應(yīng)變法對T型尾翼布局垂尾載荷實測方法進(jìn)行研究,并分析平尾載荷對垂尾載荷的影響。1 平尾對垂

          航空學(xué)報 2019年3期2019-03-29

        • 某型飛機(jī)全動平尾安裝結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計
          引言某型飛機(jī)全動平尾為直、動軸式全動平尾,通過兩個關(guān)節(jié)軸承安裝到后機(jī)身上。平尾安裝結(jié)構(gòu)的作用在于支撐平尾靈活轉(zhuǎn)動,軸向定位和徑向鎖緊,且操縱間隙大小滿足要求,保證平尾安裝狀態(tài)一致性,同時,平尾的轉(zhuǎn)動摩擦力矩要低,以使軸承磨損低、平尾易于操縱。本文從某型機(jī)全動平尾的安裝結(jié)構(gòu)及使用過程中暴露的問題開始分析,找出平尾安裝結(jié)構(gòu)中使軸向、徑向定位過約束的地方。通過對其結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)設(shè)計,使平尾軸向、徑向定位合理,平尾轉(zhuǎn)軸支撐軸承在理想狀態(tài)下使用,較大程度提高了平尾

          教練機(jī) 2018年3期2018-11-29

        • 大型飛機(jī)平尾翼尖渦對后體渦系影響的實驗研究
          ;在尾翼(尤其是平尾)翼尖位置也會產(chǎn)生渦系結(jié)構(gòu)。這些渦系結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生及其在尾跡中的生長演化,會對飛機(jī)的飛行產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力,同時升力也會有一定程度的減小[3-4]。因此,對后體渦系演化機(jī)理展開研究有重要的意義。對于飛機(jī)后體與尾跡中的渦結(jié)構(gòu),已有廣泛的研究。Epstein等[5-6]的實驗得到了上翹后體清晰的脫體渦對結(jié)構(gòu),當(dāng)雷諾數(shù)改變時,渦結(jié)構(gòu)的特征不發(fā)生明顯變化。Gentile等[7]的實驗中,圓柱形的后體比前機(jī)身截面半徑小,在二者交界面產(chǎn)生的脫體渦系沿流向發(fā)展

          實驗流體力學(xué) 2018年4期2018-11-15

        • 平尾損傷計算中特征載荷的算法研究
          工作對象。直升機(jī)平尾也稱之為水平安定面,用來改善直升機(jī)的縱向穩(wěn)定性,是直升機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的主要部件之一,以承受飛行狀態(tài)改變和地-空-地循環(huán)形成的低周疲勞載荷為主[1]。然而,近幾年來,在我國多個型號直升機(jī)的研制試飛過程中,發(fā)現(xiàn)平尾存在高頻振動與耦合載荷。受主、尾槳的尾流影響,平尾所處的氣流環(huán)境十分復(fù)雜,對平尾動載荷的計算評估以及疲勞強(qiáng)度分析工作造成較大的技術(shù)困難[2]。至此,直升機(jī)平尾的高周疲勞問題成為了直升機(jī)疲勞強(qiáng)度工作的一個難點,并得到廣泛的關(guān)注。在研制試

          直升機(jī)技術(shù) 2018年3期2018-10-09

        • 民用飛機(jī)復(fù)合材料平尾翼根整流罩設(shè)計與驗證
          民用飛機(jī)為了提高平尾的配平效率一般都采用全動平尾的設(shè)計。與固定平尾相比,全動平尾可以通過調(diào)節(jié)整個平尾的偏轉(zhuǎn)角達(dá)到俯仰配平效果,配平效率較高;而固定平尾則只能通過調(diào)整升降舵的偏轉(zhuǎn)角度來完成俯仰配平,配平效率比較低[1-2]。由于采用了全動平尾,機(jī)身在平尾安裝位置需要預(yù)留出結(jié)構(gòu)開口以保證平尾偏轉(zhuǎn)過程中平尾與機(jī)身相鄰結(jié)構(gòu)不會發(fā)生干涉。機(jī)身上的大開口將直接暴露內(nèi)部結(jié)構(gòu),影響飛機(jī)氣動性能,可能會造成氣流串動,引起意想不到的后果,因此需設(shè)計相應(yīng)的整流罩對該開口進(jìn)行整流

          機(jī)械設(shè)計與制造工程 2018年9期2018-09-22

        • Hammerstein辨識模型在顫振試飛振動排故中的應(yīng)用研究
          時,發(fā)現(xiàn)某左、右平尾對稱位置的振動響應(yīng)很不對稱(無論使用何種舵面激勵)。以平尾激勵為例,左平尾尖部的振動響應(yīng)最大到+13.0g,右平尾尖部的振動響應(yīng)最大到士19.5g。即右平尾的響應(yīng)幅值約為左平尾響應(yīng)幅值的1.5倍。而在高度H1、速度V2(比V1小50km/h)時,當(dāng)使用該平尾進(jìn)行激勵時,左平尾尖部的振動響應(yīng)最大到士18.5g,右平尾尖部的振動響應(yīng)最大到±19.0g,即左、右平尾的響應(yīng)幅值基本一致。圖4給出高度Hi,速度V,左、右平尾振動響應(yīng)及頻譜。圖5給

          航空科學(xué)技術(shù) 2018年11期2018-09-10

        • 基于遺傳算法的復(fù)合材料平尾優(yōu)化設(shè)計方法研究
          對直升機(jī)復(fù)合材料平尾進(jìn)行了全面的力學(xué)分析,得出了平尾的應(yīng)力應(yīng)變分布。楊建靈等[3]對復(fù)材旋翼鋪層設(shè)計提出了優(yōu)化方案,提高了復(fù)合材料建模的效率。鄒達(dá)懿[4]等對客機(jī)復(fù)材平尾采用有限元方法分析了膜單元與殼單元的區(qū)別,并初步驗證了復(fù)合材料蒙皮的優(yōu)越性和可行性。門坤發(fā)等[5]采用有限元方法分析得出了直升機(jī)平尾的詳細(xì)尺寸。V. B. Gantovnik等[6]研究了改善的遺傳算法,優(yōu)化復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu),提高優(yōu)化效率。直升機(jī)平尾是保證縱向靜穩(wěn)定性的關(guān)鍵部件。針對復(fù)合材

          直升機(jī)技術(shù) 2018年2期2018-06-13

        • 日本27歲囚犯越獄只因“感到無聊”
          服刑的27歲囚犯平尾龍磨4月8日突然從監(jiān)獄逃跑,引發(fā)島民恐慌。平尾從監(jiān)獄“消失”后,隨后島上相繼有襪子、男式?jīng)鲂?、手機(jī)、錢包和一把汽車鑰匙失竊,顯然是他越獄后又干起老本行。平尾龍磨2015年因盜竊罪被逮捕入獄,自2017年12月起在松山監(jiān)獄大井造船廠從事義務(wù)勞動。平尾坐牢期間規(guī)規(guī)矩矩,堪稱“模范囚犯”。但為了捉拿平尾歸案,日本當(dāng)局出動大約1.5萬名警察追捕,直到4月30日在本州島西南岸城市廣島一座火車站附近將其抓獲。向島面積約22平方公里,人口約2萬,島上

          看世界 2018年10期2018-05-25

        • 全動式水平尾
          王維翰飛機(jī)的水平尾翼簡稱平尾,它被安裝在機(jī)身后部,主要用來保持飛機(jī)在飛行中的俯仰平衡、縱向穩(wěn)定性和控制飛機(jī)的俯仰飛行姿態(tài)。飛行中,影響飛機(jī)俯仰平衡的因素是經(jīng)常存在的。為了保持飛機(jī)的俯仰平衡,飛行員可前后移動駕駛桿以偏轉(zhuǎn)升降舵或使用調(diào)整片,產(chǎn)生操縱力矩來保持力矩的平衡。根據(jù)轉(zhuǎn)軸的安排形式,全動式平尾可以分為直軸式全動平尾和斜軸式全動平尾兩大類。直軸式全動平尾的轉(zhuǎn)軸與機(jī)身軸線垂直,構(gòu)造比較簡單,適用于小展弦比的梯形和三角形平尾。其缺點是空氣動力載荷對轉(zhuǎn)軸的扭矩

          大飛機(jī) 2018年1期2018-05-14

        • 任性!越獄23天只為不開心
          報道。越獄者名叫平尾龍磨,并不是什么重刑犯,而是因為盜竊罪入獄,由于表現(xiàn)良好,屬于“模范犯人”來到松山監(jiān)獄大井造船作業(yè)場進(jìn)行勞動改造。他再過半年就可獲得假釋,是什么原因讓他不顧一切越獄?有人猜測他深愛的妹妹得了重病,思念過甚,才不顧一切;也有人猜測這所開放式監(jiān)獄背后對犯人進(jìn)行非人折磨……越獄原因吊足了大家的胃口,人們都期待警方盡快將平尾龍磨追拿歸案,揭開逃跑真相??呻S著時間的推移,人們發(fā)現(xiàn)這個平尾龍磨可謂“足智多謀”,抓住他還真不容易,警方對此傷透腦筋。平

          知音海外版(下半月) 2018年7期2018-05-14

        • 飛機(jī)平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗證方法研究
          飛行狀態(tài)下,飛機(jī)平尾偏度與縱向桿位移的對應(yīng)關(guān)系偏離設(shè)計值,如圖1所示。飛機(jī)飛行數(shù)據(jù)如圖2所示,在大表速完成大過載飛行時,平尾舵面偏度和駕駛桿位移的對應(yīng)關(guān)系偏離設(shè)計狀態(tài),舵面實際偏度大于設(shè)計值。平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性對于飛機(jī)的操縱特性和飛行安全有著重要的影響。國內(nèi)外針對操縱系統(tǒng)偏離特性的試驗驗證主要集中在地面試驗,使用地面操縱系統(tǒng)試驗檢查桿舵對應(yīng)關(guān)系及其遲滯效應(yīng),保證在地面靜止?fàn)顟B(tài)下飛機(jī)的操縱系統(tǒng)對應(yīng)關(guān)系滿足設(shè)計值。而在真實飛行狀態(tài)下,飛機(jī)受到大過載、大速壓

          科技與創(chuàng)新 2018年4期2018-02-28

        • 民用飛機(jī)平尾前緣布置設(shè)計
          李鵬【摘 要】平尾前緣是指沿弦向位于平尾盒段前梁之前的非活動翼面結(jié)構(gòu)部分,主要布置有結(jié)構(gòu)隔板、除冰系統(tǒng)、液壓管路、電氣電纜等。本文主要介紹了民用飛機(jī)平尾前緣布置原則和影響因素,為民用飛機(jī)平尾前緣布置提供了設(shè)計方法和思路?!娟P(guān)鍵詞】平尾;前緣;布置中圖分類號: V216 文獻(xiàn)標(biāo)識碼: A 文章編號: 2095-2457(2018)28-0085-002DOI:10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.28.038【Abstrac

          科技視界 2018年28期2018-01-16

        • 復(fù)合材料平尾懸掛框設(shè)計
          -2].對于機(jī)身平尾懸掛框來說承受比較大的集中載荷(平尾載荷),要采用復(fù)合材料也面臨較大的困難。平尾懸掛框主要功能包括三方面:(1)為平尾轉(zhuǎn)軸提供支持;(2)作為平尾開口的后端框,承擔(dān)開口加強(qiáng)及擴(kuò)散載荷的作用;(3)為便于整體平尾的安裝、拆卸,作為機(jī)身的設(shè)計分離面。本文以某飛機(jī)為案例,研究復(fù)合材料平尾懸掛框設(shè)計,詳細(xì)闡述了初步設(shè)計和細(xì)節(jié)設(shè)計,為相關(guān)工程設(shè)計提供參考。1 平尾懸掛框初步設(shè)計1.1 選材材料選取方面遵循以下原則:(1)以滿足設(shè)計總目標(biāo)為選材的總

          裝備制造技術(shù) 2017年11期2018-01-15

        • 螺旋槳滑流對平尾載荷的影響分析
          義的。對于配置水平尾翼的飛機(jī),在螺旋槳滑流作用下,氣流繞過機(jī)翼后形成更強(qiáng)的旋流并且呈現(xiàn)出更強(qiáng)的下洗作用,該氣流繞過水平尾翼后,改變了當(dāng)?shù)厝肓饔荹3],使得水平尾翼的壓力分布及升力發(fā)生變化。螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性和壓力分布的影響可通過理論方法、數(shù)值計算方法和風(fēng)洞試驗方法獲得[4]。風(fēng)洞試驗方法一般采取電機(jī)馬達(dá)或渦輪空氣馬達(dá)驅(qū)動螺旋槳,采用模擬螺旋槳拉力系數(shù)Tc和前進(jìn)比J的方法模擬其工作狀態(tài)[5]。這樣可以較好地獲取螺旋槳滑流的變化規(guī)律,試驗數(shù)據(jù)品質(zhì)及效率

          航空科學(xué)技術(shù) 2017年12期2017-11-02

        • 滑流對飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性影響的數(shù)值模擬
          +短艙+螺旋槳+平尾”簡化構(gòu)型,開展低速大拉力系數(shù)工況下強(qiáng)螺旋槳滑流的數(shù)值模擬。模型為翼吊雙發(fā)布局,動力計算時分為三個計算域,分別為兩個包含螺旋槳的旋轉(zhuǎn)域和一個靜止域。采用商業(yè)軟件ICEM CFD生成多塊面搭接非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,在機(jī)體表面和滑流區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密以便于捕捉螺旋槳滑流的發(fā)展及其與機(jī)翼、尾翼等部件之間的干擾。采用ANSYS CFX軟件求解雷諾平均Navier-Stokes方程,使用多參考坐標(biāo)系(MFR)方法模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)。基本構(gòu)型有/無動力的計算結(jié)

          空氣動力學(xué)學(xué)報 2017年3期2017-07-03

        • 某型飛機(jī)平尾活動間隙的定量檢查與控制
          舵面間隙,特別是平尾活動間隙過大或者不能予以有效控制時,則可能引發(fā)飛行操縱品質(zhì)問題或飛機(jī)振動/抖動問題。目前,在外場飛機(jī)定檢維護(hù)以及大修現(xiàn)場,對于飛機(jī)活動舵面間隙的常規(guī)檢查手段是,不允許存在明顯的間隙晃動感覺和異常的金屬撞擊聲,這是對包括平尾間隙在內(nèi)的飛機(jī)舵面間隙以及助力器后操縱系統(tǒng)的基本要求。但是,對于解決實際型號的飛機(jī)平尾間隙問題來說,如果不能進(jìn)行定量檢查和控制,其處理結(jié)果可能會因人而異。因此,本文主要通過在某型飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)(以下簡稱全機(jī)系統(tǒng))疲

          航空維修與工程 2017年10期2017-07-02

        • 飛機(jī)水平尾翼壁板破片打擊損傷評估與修理
          裝備技術(shù)】飛機(jī)水平尾翼壁板破片打擊損傷評估與修理于克杰1,曾慶韜2,姚甲辰2(1.空軍第一航空學(xué)院,河南 信陽 464000; 2. 94234部隊,山東 濰坊 261003)在分析了平尾結(jié)構(gòu)特點和受載情況的基礎(chǔ)上,建立了平尾壁板高應(yīng)力部位的有限元模型,通過計算得到了5種損傷尺寸對應(yīng)的應(yīng)力水平以及相對應(yīng)的平尾限制偏角,采用工程計算法設(shè)計和校核修理方案,對損傷飛機(jī)的限制飛行和損傷修理方案的確定具有參考意義。飛機(jī);破片打擊;評估;修理飛機(jī)水平尾翼(以后簡稱平尾

          兵器裝備工程學(xué)報 2017年2期2017-03-16

        • 基于極值理論的平尾結(jié)冰飛行風(fēng)險評估
          8基于極值理論的平尾結(jié)冰飛行風(fēng)險評估王健名, 徐浩軍*, 薛源, 王小龍, 李哲空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 西安 710038提出了結(jié)合極值理論與Copula模型來量化評估平尾結(jié)冰條件下飛行風(fēng)險概率的方法。通過建立人-機(jī)-環(huán)復(fù)雜系統(tǒng)模型,對平尾在進(jìn)近與著陸過程中的結(jié)冰情形進(jìn)行仿真,采用蒙特卡羅法提取平尾結(jié)冰極值參數(shù),驗證了所提取極值參數(shù)符合一維廣義極值(GEV)分布,根據(jù)飛行風(fēng)險的定義和相關(guān)安全性準(zhǔn)則,建立了平尾結(jié)冰飛行風(fēng)險發(fā)生的判定條件,計算得出一

          航空學(xué)報 2016年10期2016-11-20

        • 飛機(jī)平尾普通肋的優(yōu)化設(shè)計
          李偉摘要:在飛機(jī)平尾普通肋的輕量化設(shè)計過程中,采用桁架肋代替?zhèn)鹘y(tǒng)的腹板肋,并利用HyperWorks的OptiStruct模塊對桁架肋進(jìn)行詳細(xì)的尺寸優(yōu)化和形狀優(yōu)化.優(yōu)化設(shè)計時以結(jié)構(gòu)質(zhì)量最小為目標(biāo)函數(shù),以肋緣條與斜支柱的截面參數(shù)為設(shè)計變量,以von Mises應(yīng)力和臨界屈曲因子為約束條件.優(yōu)化后的桁架肋質(zhì)量比原腹板肋約減少29%,表明采用該方法對飛機(jī)平尾結(jié)構(gòu)進(jìn)行輕量化設(shè)計可行.關(guān)鍵詞:飛機(jī); 平尾; 桁架肋; 輕量化設(shè)計; 尺寸優(yōu)化; 形狀優(yōu)化中圖分類號:

          計算機(jī)輔助工程 2016年1期2016-03-15

        • 基于Origin軟件的飛行振動數(shù)據(jù)處理方法研究
          件處理了某型飛機(jī)平尾振動數(shù)據(jù),同時,還對處理結(jié)果進(jìn)行了評定與分析。數(shù)據(jù)處理;Origin軟件;振動;頻譜分析0 引言試飛測試是飛機(jī)設(shè)計過程中的一個重要環(huán)節(jié),通過試飛測試,可以很好地評價飛機(jī)特性和驗證設(shè)計要求。由于飛行試驗過程中各種因素的影響,測試結(jié)果不可避免地會包含大量的誤差。實踐證明,這些誤差的存在可能會影響數(shù)據(jù)進(jìn)一步的處理精度,降低試驗結(jié)果的可靠性。所以,對飛行試驗的測試數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理,可減少噪聲和誤差的影響,在Origin軟件中充分應(yīng)用了對數(shù)據(jù)的平

          教練機(jī) 2016年1期2016-02-16

        • 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計在強(qiáng)度試驗中的應(yīng)用
          。因后邊條盒段是平尾的支撐結(jié)構(gòu),主要傳遞平尾載荷。盒段與機(jī)身通過邊條上緣和下緣的螺栓連接,平尾傳至邊條的載荷將主要由中后機(jī)身框承擔(dān),并傳遞到機(jī)身上擴(kuò)散開來。試驗中如果使用平尾真件,就會涉及到載荷處理、膠布帶粘貼、各部門之間協(xié)調(diào)安裝和多份流程文件的簽署等一系列問題,這些問題勢必降低工作效率。而使用平尾假件來代替真件則能有效的簡化流程,假件的設(shè)計形式以滿足加載要求為準(zhǔn),通過CAE軟件建模,利用有限元軟件Patran進(jìn)行前處理、Nastran軟件進(jìn)行分析計算。進(jìn)

          教練機(jī) 2016年3期2016-02-16

        • 翼尖顫振數(shù)據(jù)異常分析
          飛行試驗中飛機(jī)左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)異常現(xiàn)象,從測試方法、顫振傳感器、飛行數(shù)據(jù)及飛行狀態(tài)等方面分析數(shù)據(jù)異?,F(xiàn)象原因,通過地面試驗對故障現(xiàn)象進(jìn)行分析,并結(jié)合實際試飛數(shù)據(jù)確定了其發(fā)生原因。顫振是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩(wěn)定振動現(xiàn)象,其產(chǎn)生原理: 彈性結(jié)構(gòu)在均勻氣流中由于受到彈性力、慣性力和氣動力的耦合作用,結(jié)構(gòu)上的瞬時氣動力與彈性位移之間有位相差,導(dǎo)致振動的結(jié)構(gòu)可能從氣流中吸取能量而擴(kuò)大振幅,從而發(fā)生了振幅不衰減的自激振動。顫振飛行試驗是新機(jī)或有重大改型試驗飛機(jī)都必

          中國科技信息 2015年24期2015-11-07

        • 某型飛機(jī)高平尾結(jié)構(gòu)制造偏離處置與研究
          刁春濤摘 要:高平尾結(jié)構(gòu)具有氣動干擾小、省油、操縱方便的優(yōu)點,國內(nèi)外支線飛機(jī)常采用這種結(jié)構(gòu)。該文基于某型飛機(jī)高平尾結(jié)構(gòu)在制造和裝配過程中產(chǎn)生的典型制造偏離,分析了不同制造偏離的工程處置技術(shù),供設(shè)計人員和制造人員參考,以提高產(chǎn)品質(zhì)量。關(guān)鍵詞:平尾 制造偏離 工程處置中圖分類號:V22 文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A 文章編號:1674-098X(2015)07(a)-0086-01國內(nèi)外短航程先進(jìn)支線飛機(jī)常采用高平尾結(jié)構(gòu),高平尾可以避開前面機(jī)翼和發(fā)動機(jī)等產(chǎn)生的強(qiáng)大氣流干擾,

          科技創(chuàng)新導(dǎo)報 2015年19期2015-10-12

        • 某型飛機(jī)初始平衡速度離散性控制淺析
          速度的主要部位有平尾的安裝角、升降舵后緣剪刀差、平尾后緣直線度、平尾外形、升降舵與安定面間外形吻合度、后機(jī)身伸縮角等。3 工藝措施為了改善初始平衡速度離散度大的狀況,讓初始平衡速度控制在一定范圍。根據(jù)產(chǎn)品的設(shè)計分析得出,主要影響飛機(jī)平衡速度的部位有平尾的安裝角、升降舵后緣剪刀差、平尾后緣直線度、平尾外形、升降舵與安定面間外形吻合度、后機(jī)身收縮角等。工藝上必須圍繞影響因素采取相應(yīng)的工藝措施。3.1 提高水平安定面、升降舵外形準(zhǔn)確度提高水平安定面、升降舵外形控

          科技視界 2015年20期2015-08-15

        • 飛機(jī)縱向運動自修復(fù)控制律設(shè)計
          舵面失效運動模型平尾故障主要影響控制力矩,對升力、阻力影響較小。為了簡化分析,假設(shè)在平尾故障時,其升力阻力不發(fā)生變化。含舵面故障的推力矢量飛機(jī)縱向運動非線性數(shù)學(xué)模型為[6-7]:其中:式中:狀態(tài)變量 α,θ,q,分別為迎角、俯仰角和俯仰角速度;Tx,Tz分別為發(fā)動機(jī)推力在飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系中x軸和z軸的分量;δe,δz分別為平尾和縱向推力矢量偏角。σ1表示舵面是否參與控制:當(dāng)σ1=0時,如平尾卡死、飽和以及松浮等,平尾退出飛行控制操作,其狀態(tài)保持故障狀態(tài);當(dāng)0

          飛行力學(xué) 2014年5期2014-12-25

        • 某民機(jī)尾翼布局對全機(jī)穩(wěn)定性影響分析
          向力矩平衡需要靠平尾來實現(xiàn),對于尾吊發(fā)動機(jī)短艙的布局,其尾翼布局一般采用低置平尾的“+”型尾翼布局或高置平尾的“T”型尾翼布局。某民機(jī)設(shè)計了兩種不同的尾翼布局形式,本文通過數(shù)值計算的手段分析兩種尾翼布局對全機(jī)縱向、航向穩(wěn)定性的影響。1 尾翼參數(shù)設(shè)計某民機(jī)的機(jī)翼是下單翼、發(fā)動機(jī)尾吊布局,設(shè)計時進(jìn)行了兩種不同布局形式的尾翼設(shè)計,分別為“+”型尾翼和“T”型尾翼布局。“T”型尾翼由于垂尾存在后掠角,平尾的力臂相對“+”型尾翼長,為保證兩種布局的平尾尾容量的基本一

          教練機(jī) 2014年2期2014-10-11

        • 某型飛機(jī)平尾間隙研究和改進(jìn)
          過程中,發(fā)現(xiàn)幾次平尾搭接線斷裂現(xiàn)象,限位塊零件變形磨損,以及螺母、錐形襯套的現(xiàn)處位置與初始安裝位置不一致;某架飛機(jī)上螺母出現(xiàn)松動,在檢查某些架次平尾間隙時發(fā)現(xiàn)平尾間隙超差。雖經(jīng)工廠多次處理,但因沒有系統(tǒng)分析問題產(chǎn)生的原因,故障未徹底排除。為消除飛機(jī)安全隱患,從根本上解決問題,作者根據(jù)平尾安裝結(jié)構(gòu)形式、軸承結(jié)構(gòu)特點和以前多次排故的經(jīng)驗教訓(xùn),對平尾安裝間隙進(jìn)行了詳細(xì)理論分析,評估了平尾安裝間隙對飛機(jī)使用的影響,針對存在問題的飛機(jī)提出解決措施,并為平尾安裝、設(shè)計

          教練機(jī) 2014年2期2014-10-11

        • 民機(jī)復(fù)合材料平尾安定面兩種結(jié)構(gòu)布局分析
          來越多的民用飛機(jī)平尾采用復(fù)合材料制造,該結(jié)構(gòu)通常采用兩種典型布局,即雙梁多肋式結(jié)構(gòu)布局或多梁(墻)式結(jié)構(gòu)布局。從適航、重量、裝配和結(jié)構(gòu)承載等多個角度對兩種典型復(fù)合材料平尾結(jié)構(gòu)布局進(jìn)行了分析,提出多梁或者多墻式布局的缺點和不合理性,并建議采用雙梁式布局。關(guān)鍵詞:復(fù)合材料;平尾;多梁;適航審定中圖分類號:V26 文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A 文章編號:2095-6835(2014)14-0001-02由于復(fù)合材料具有較高的比強(qiáng)度、比剛度、疲勞特性好、耐腐蝕等優(yōu)點,本文以平尾

          科技與創(chuàng)新 2014年14期2014-09-17

        • 飛機(jī)著陸構(gòu)型“啄食”及自動俯沖問題探討
          3)0 引言隨著平尾迎角接近負(fù)臨界迎角,平尾下表面局部氣流分離區(qū)域由升降舵后緣向整個升降舵乃至整個平尾(平尾失速)擴(kuò)散,這種分離渦引起飛機(jī)產(chǎn)生像雞啄米的現(xiàn)象,故而形象地稱為“啄食”。發(fā)生“啄食”時,飛機(jī)伴隨自動劇烈俯沖、駕駛桿抖動或振動現(xiàn)象。上單翼、低平尾、雙縫后退式高效襟翼的氣動布局,以及軸式補(bǔ)償升降舵的渦槳類飛機(jī)容易發(fā)生“啄食”現(xiàn)象?!白氖场爆F(xiàn)象是飛機(jī)以較小迎角飛行時,受機(jī)翼下洗影響,平尾局部負(fù)迎角接近臨界迎角,平尾下表面氣流分離,改變平尾及升降舵上下

          飛行力學(xué) 2014年4期2014-09-15

        • 某教練機(jī)平尾的初步設(shè)計方法研究
          4)0 引言飛機(jī)平尾主要起縱向穩(wěn)定和俯仰操縱的作用,它作為一個氣動部件,雖然對飛機(jī)的升阻特性也有影響,但影響更大、更直接的是飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性,所以平尾的外形與參數(shù)一般是在翼身組合體基本確定的前提下,根據(jù)飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性要求進(jìn)行設(shè)計的,設(shè)計應(yīng)能保證飛機(jī)在所有可能的飛行狀態(tài)下都獲得必需的穩(wěn)定性和操縱性。在平尾初步設(shè)計階段,一般都采用繪制邊界線確定尾容量或平尾面積的方法,但在能見到的文獻(xiàn)里,對于能對平尾設(shè)計構(gòu)成限制的邊界要求考慮的往往不夠完善,本文介紹了

          教練機(jī) 2013年2期2013-10-11

        • 運輸類旋翼航空器非對稱載荷適航條款分析研究
          一般都帶有不大的平尾,其主要作用是改善直升機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性,從而改善縱向操縱性及穩(wěn)定性。此外,平尾對于速度的靜穩(wěn)定性也有有益的影響。由于氣流在到達(dá)平尾之前已受到機(jī)身、發(fā)動機(jī)短艙、旋翼槳轂的阻滯作用以及機(jī)身蒙皮的摩擦作用,導(dǎo)致流動分離、動量損失而變得紊亂,再和發(fā)動機(jī)的排氣相混合,并由于旋翼、自動傾斜器的旋轉(zhuǎn)而繼續(xù)被嚴(yán)重攪亂,所以實際中平尾的氣動環(huán)境比較復(fù)雜。由于旋翼的旋轉(zhuǎn)作用,作用于左、右平尾的氣流是非對稱的,在前行槳葉一側(cè)平尾處的下洗流較強(qiáng),在后行槳葉一側(cè)

          直升機(jī)技術(shù) 2013年1期2013-09-15

        • 飛機(jī)T型尾翼顫振計算的若干關(guān)鍵問題
          方法,而需要考慮平尾面內(nèi)運動以及靜升力等因素的影響。從T型尾翼的工程顫振分析出發(fā),討論了T型尾翼顫振計算中的若干關(guān)鍵問題,闡述了T型尾翼顫振特性的特點和影響T型尾翼顫振特性的關(guān)鍵參數(shù),分別介紹了現(xiàn)有的幾種T型尾翼顫振計算中的氣動力修正方法,提出了T型尾翼顫振工程計算中必須注意的問題。T型尾翼;顫振;氣動力;偶極子格網(wǎng)法;渦格法;片條理論;模態(tài)局部化T型尾翼是指平尾位于垂尾稍部,平尾和垂尾組成一個“T字”結(jié)構(gòu)形式的尾翼。T型尾翼結(jié)構(gòu)具有諸多優(yōu)點,一方面,T型

          振動與沖擊 2011年5期2011-01-25

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