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平尾為平尾面積；S為機(jī)翼面積；L平尾為平尾力臂；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軟件中輸入平尾翼
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)果最終確定平尾的
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
- 全動式水平尾翼
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