垂尾
- 復合式常規(guī)旋翼高速直升機機身氣動布局風洞試驗研究
向操縱面；安裝平垂尾,增加航向、俯仰靜穩(wěn)定性；安裝方向舵,增加冗余的航向操縱面。1.1 機身外形直升機機身阻力是飛行阻力的主要來源之一,降低機身阻力,有利于降低功率消耗,提高直升機前飛速度。在考慮機身結構框架、發(fā)動機、減速器、飛控硬件等部件布置情況下,機身外形采用流線型設計,盡可能減少迎風面積,降低機身阻力。機身上方設計整流罩,避免旋翼軸、自動傾斜器等部件暴露在氣流中增大阻力；機身下方設計流線型過渡,在保證發(fā)動機進氣和散熱的同時減少氣動阻力。機身外形如圖1
航空科學技術 2023年9期2023-09-27
- 基于飛參的尾翼載荷譜編制的均值法
集時刻點的平尾、垂尾和機翼的氣動載荷及壓心。某型飛機根據(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。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；Picw—
教練機 2023年2期2023-07-25
- 瘋狂紙飛機之旅
智杰是否具有垂尾是目前設計紙飛機時的兩大不同方向。有些設計者認為，具有垂尾的紙飛機在飛行時，垂尾有助于增加方向穩(wěn)定性，使紙飛機不易偏航。尤其是采用了雙垂尾設計的紙飛機，飛行時機身幾乎不會晃動。而有些設計者則認為，紙飛機飛行時的穩(wěn)定性可通過調整其重心位置獲得，重心位置越靠前，飛行越穩(wěn)定，而無須在意是否擁有垂尾。Hunting Flight 紙飛機采用了無垂尾的設計方案，同時增加機翼兩側的翼梢小翼，同樣具有不錯的飛行穩(wěn)定性。
航空世界 2023年3期2023-05-01
- 垂尾裝配尺寸鏈公差分析與優(yōu)化
預期目的。某型機垂尾由垂尾安定面和方向舵組成，其中垂尾安定面由前后梁、外蒙皮、肋、長桁等結構組成。垂尾通過垂尾安定面的前后梁單耳接頭與機身框雙耳接頭對接裝配，單耳接頭與雙耳接頭之間通過螺栓固定，如圖1 所示。為保證垂尾的裝配與互換，應避免基于經(jīng)驗式的尺寸公差分配而造成裝配過程中的零件干涉，本文基于尺寸鏈對垂尾裝配過程中相互關聯(lián)的零件尺寸進行公差分析與優(yōu)化，減少裝配過程中現(xiàn)場不必要的修挫打磨量與加墊調整，提高裝配效率。圖1 垂尾裝配示意圖1 尺寸鏈尺寸鏈是研
教練機 2023年1期2023-04-26
- 玻璃鋼固定翼航模的模具設計與制作＊
）同理，可以得到垂尾的平均氣動弦長為46.63 mm，代入垂尾容量計算公式：式（3）中：S垂尾為垂尾面積；S為機翼面積；L垂尾為垂尾力臂，取530 mm；B為機翼翼展。根據(jù)經(jīng)驗取A垂尾=0.04，得垂尾面積為55 cm2，最后得出垂尾外形投影參數(shù)如圖6 所示。圖6 垂尾幾何參數(shù)圖（單位：mm）3 玻璃鋼模具的制作在前文對固定翼航模設計參數(shù)的基礎上來完成對玻璃鋼模具的設計與制作。而完成玻璃鋼模具設計與制作之前，需完成母模的設計與制作，即完成對PVC型芯模具的
科技與創(chuàng)新 2023年7期2023-04-14
- 典型布局民用飛機的地面系留特性研究
，針對模型A開展垂尾、平尾、短艙等部件組拆的氣動力測量研究，分析各部件氣動力貢獻。試驗同樣在主輪離地10 mm、風速35 m/s情況下進行，主要包括全機去平尾、全機去垂尾、全機去尾翼（去垂平尾）、翼身組合（全機去尾翼去短艙）4個構型，氣動力對比如圖12～圖17所示。圖12 部件法向力系數(shù)CNFig.12 The component CN圖17 部件滾轉力矩系數(shù)ClFig.17 The component Cl從圖12～圖13可以看出：對于法向力系數(shù)C和俯仰
航空工程進展 2022年5期2022-10-25
- 機載垂尾超短波一體化天線的設計
波天線通常安裝于垂尾頂端，天線輻射特性的好壞將直接影響到整個機載通信系統(tǒng)的工作性能，設計出能夠滿足要求的天線是目前工程研究中的重要方向[2]。目前國內(nèi)外設計的超短波天線主要采用馬刀天線，內(nèi)埋于垂尾頂罩內(nèi)，天線與天線罩分離設計并分離測試驗證，天線的設計階段就未考慮垂尾頂部天線罩的復雜結構對天線輻射性能的影響，往往單獨天線在暗室內(nèi)測試性能可以滿足要求，但裝機后，由于天線罩的傳輸損耗和罩體與天線之間的耦合造成天線裝機后的增益下降[3]，外場使用過程中經(jīng)常出現(xiàn)通信
電子技術應用 2022年10期2022-10-20
- 基于VSA的方向舵壁板與垂尾整流罩間隙容差分析
客機方向舵壁板與垂尾整流罩的間隙要求為S±2 mm，用于安裝密封件，但實際間隙偏小，最終采取了打磨的工藝補償方式解決。通過查看數(shù)模圖紙發(fā)現(xiàn)，一方面，機身蒙皮、方向舵復材壁板、垂尾整流罩制造誤差偏大；另一方面，間隙的產(chǎn)生涉及垂尾與后機身前段、后機身前段與后段的大部段對接。因此，在采用VSA分析時，將上述可能因素統(tǒng)籌考慮并在此基礎上建模仿真。3 模型建立利用專業(yè)偏差建模工具VSA進行計算與分析，需要在仿真平臺中輸入三部分信息，包括：設計/測量基準與容差，裝配定
現(xiàn)代工業(yè)經(jīng)濟和信息化 2022年4期2022-06-12
- 基于CorrosionMaster的垂尾下支臂腐蝕仿真分析
er軟件對建立的垂尾下支臂組件仿真模型進行參數(shù)設置，通過求解計算，輸出仿真結果，并將仿真所得的腐蝕形貌與某現(xiàn)役機型的腐蝕形態(tài)進行對比分析，驗證該軟件在均勻腐蝕仿真方面的可靠性。1 仿真模型的建立及分析結構真實的腐蝕情況會受到服役環(huán)境、結構形式、材料及表面防護等因素的影響。所建的垂尾下支臂組件仿真模型的環(huán)境信息、結構信息、材料及表面防護信息是根據(jù)某型飛機的實際情況設定的。1.1 使用環(huán)境為了更精準地仿真計算零件的腐蝕狀態(tài)，需對某型飛機的實際服役環(huán)境進行為期1
腐蝕與防護 2021年1期2021-12-13
- 基于水動力參數(shù)設計的水下滑翔機橫向靜穩(wěn)定性改善研究
橫滾；另一方面，垂尾上產(chǎn)生側向力，作用點相對機身偏高，也會產(chǎn)生相應的橫滾力矩，故通過優(yōu)化水翼后掠角及垂尾展弦比進一步提高水下滑翔機橫向靜穩(wěn)定性。關于附體水動力參數(shù)對橫向靜穩(wěn)定性的影響，目前開展的研究較少，大多局限在對滑翔經(jīng)濟性及縱向靜穩(wěn)定性的探討上，武建國[4]采用極差分析法分析了標準翼型4 因素（水翼弦長、安裝位置、后掠角及展弦比）對經(jīng)濟性及縱向穩(wěn)定性影響所占的比重；Liu 等[5]借助CFD 仿真，優(yōu)化水翼布局，提出了弦長對經(jīng)濟效率影響最大，后掠角對機
艦船科學技術 2021年8期2021-09-18
- 薛瑩：獻身航空的“最美奮斗者”
歲的薛瑩被任命為垂尾前緣班班長。當時，波音公司在航空工業(yè)西飛訂購“波音737-700”飛機垂尾前緣時提出，蒙皮不能有絲毫劃痕，更不能打磨。此后幾個月，薛瑩帶領班組成員開始沒日沒夜地試驗。憑借著精湛的飛機裝配技能和較強的班組管理能力，薛瑩帶領全體組員改進操作方法、工藝流程，改進了前緣組件上300多個螺釘孔完全和前梁上所有孔同心操作方法，實現(xiàn)了用一個手指力量就能把前緣裝配到垂尾上，順利通過檢驗，贏得波音公司代表一致好評。2002年，面對時間緊迫的波音垂尾前緣工
新西部 2021年6期2021-08-09
- 基于NAF-FxLMS控制器的垂尾抖振主動控制
特性[10]。雙垂尾布局是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機普遍采用的一種構型，在大攻角機動飛行條件下，其機身前體或機翼后緣的分離渦產(chǎn)生的非定常氣動載荷會作用在垂尾上，帶來嚴重的氣動彈性抖振問題，國外學者的研究表明利用壓電作動器對垂尾抖振作振動壓電主動控制是解決該問題的有效途徑[11]。針對飛機垂尾抖振響應控制對控制收斂速度和避免高階模溢出的要求，本文在改進反饋式次級通道阻尼補償?shù)幕A上，改進FxLMS算法結構，實現(xiàn)了將進入NAF控制器的誤差信號解耦，并從理論上證明了方法的
振動與沖擊 2021年6期2021-03-31
- 雙垂尾設計——讓戰(zhàn)機飛得更快更穩(wěn)
后，尾翼均采用雙垂尾設計，可有效地提升戰(zhàn)機的飛行速度。當然，雙垂尾并非四代機“專利”，早在20世紀50年代，米格-25就采用雙垂尾設計，飛行速度可達1 020.9 m/s（3馬赫）。那么，與單垂尾設計相比，雙垂尾設計的優(yōu)勢在哪里呢？垂尾主要是利用氣動力來穩(wěn)定前進方向，類似于箭矢尾端的羽翼。單垂尾戰(zhàn)機的垂尾高度越高，在迎角飛行時，氣動控制越不易受到機身遮擋的影響。但垂尾也不是越高越好，垂尾越高對材料的剛度要求越高，材料剛度不夠，會發(fā)生操縱效率下降、顫振等問題
電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗 2021年5期2021-03-30
- 垂尾抖振響應的魯棒-FxLMS主動控制試驗
610091雙垂尾布局是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機普遍采用的一種構型，在大迎角機動飛行條件下，其機身前體或機翼后緣的分離渦產(chǎn)生的非定常氣動載荷會作用在垂尾上，帶來嚴重的氣動彈性抖振問題[1]。國內(nèi)外學者的研究表明利用壓電作動器對垂尾抖振作振動壓電主動控制是解決該問題的有效途徑，美國、澳大利亞和加拿大研究人員發(fā)起的合作研究項目，深入地研究了使用主動控制技術降低F/A-18垂尾抖振的問題，建立了混合式抖振控制系統(tǒng)，使用舵結構控制垂尾的彎曲模態(tài)，使用安裝在垂尾表面上的壓
航空學報 2021年2期2021-03-26
- 民用飛機控制律對偏航機動載荷影響分析
偏轉造成方向舵和垂尾上產(chǎn)生較大氣動載荷并傳遞到后機身，進而導致方向舵、垂尾和后機身等部件成為載荷嚴重情況之一。偏航機動是單向蹬舵過程，整個機動過程中不需考慮駕駛員來回往復蹬舵情況。服役經(jīng)驗和調查表明，不論在訓練中還是在運營飛行中，駕駛員都可能實施一些錯誤或對飛行不利的方向舵輸入措施，例如腳蹬反向操作。事故和事件資料顯示，一些飛機經(jīng)歷了方向舵往復偏轉操作，導致機體結構承受了超過限制載荷甚至有時超過極限載荷的作用力?，F(xiàn)有的規(guī)章無該方面的機動載荷情況考慮，進而導
航空工程進展 2020年6期2021-01-05
- 民用飛機方向舵往復偏轉仿真研究
動過程中方向舵、垂尾上產(chǎn)生較大氣動載荷并傳遞到后機身。偏航機動是民用飛機載荷設計中非常重要的一種機動情況，是垂尾、后機身等部件的載荷嚴重情況之一?，F(xiàn)行的偏航機動適航條款(包括CCAR25.351[1]、FAR25.351[2]和CS25.351[3])要求考核方向舵操縱器件(通常指腳蹬)突然移動至最大可用方向舵偏度，直到靜平衡側滑角時再操縱方向舵操縱器件突然回到中立位置的過程。整個過程駕駛員是單向蹬舵，不用考慮駕駛員來回往復蹬舵情況。2001年11月12日
機械設計與制造工程 2020年8期2020-09-03
- 平垂尾大角度氣動特性計算與試驗結果相關性分析
行品質、載荷和平垂尾部件氣動載荷等需要大攻角(0～360°攻角)和大側滑角(0～360°側滑角)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域廣泛應用[1]。針對大攻角和大側滑角狀態(tài)的氣動特性計算與風洞試驗，目前國內(nèi)外已經(jīng)開展了部分研究。文獻[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)的繞流進行了計算分析，湍流模型分別
直升機技術 2020年2期2020-06-17
- 小小鉚釘詮釋工匠精神
27歲的薛瑩就任垂尾前緣班班長。而垂尾前緣，正是飛機結構件中最難做的部分。波音公司在航空工業(yè)西飛訂購“波音737-700”飛機垂尾前緣時提出，蒙皮不許有絲毫劃痕，更不許打磨。而最讓西飛人想不到的，就是“五磅大拇指力”的要求。在垂尾前緣裝配時，要將7.2米長的前緣蒙皮與前梁結合，一頭用一個螺釘固定住，另一頭只需用一個大拇指以小于5磅的力輕輕一摁，蒙皮與前梁上的300多個孔就必須“同心”得嚴絲合縫、毫厘不差。薛瑩帶領班組嘗試改變鉚接順序，最大限度消除蒙皮應力;
科學導報 2020年2期2020-01-13
- 輕型無人直升機部件氣動特性CFD計算方法研究
、起落架、平尾和垂尾等。槳轂、起落架等部件改變了機身外側的空氣流動情況，而平尾和垂尾對直升機的縱向、橫向和航向穩(wěn)定性有比較大的影響。因此通常會在風洞試驗時采用增量法來得到這些部件的氣動特性。隨著數(shù)值計算技術的發(fā)展，CFD方法在航空工程領域得到了廣泛的應用[1]。采用CFD計算方法可以獲得這些部件的氣動特性。目前國內(nèi)外已經(jīng)開展了相關研究。文獻[2]采用風洞試驗的方法對不同迎角、風速等條件時外掛救生絞車對直升機氣動特性的影響進行了研究。文獻[3]采用CFD方法
直升機技術 2019年4期2019-12-05
- 垂直起降固定翼無人機的翼尖垂尾設計分析
本文提出四種翼尖垂尾的設計：翼尖下垂尾、翼尖上垂尾、翼梢端板、無翼尖垂尾的常規(guī)布局設計。為了解四種翼尖垂尾構型對中小型無人機總體性能的影響，本文結合某型垂直起降固定翼無人機工程設計案例對上述四種翼尖垂尾進行詳細對比分析，確定適合該無人機的最優(yōu)方案，同時可為類似無人機翼尖結構設計提供參考借鑒。1 某型垂直起降固定翼無人機總體及翼尖垂尾結構某型垂直起降固定翼無人機工程樣機如圖1所示，該無人機主要幾何尺寸如表1所示。圖1 某型垂直起降固定翼無人機工程樣機Fig.
航空工程進展 2019年5期2019-11-04
- 一種大載荷量輕型無人機的總體方案設計與建模
性，選取較大的平垂尾尾容量；（4）為了增大機頭空間，將發(fā)動機置于尾部或其他位置；（5）考慮到發(fā)動機后置以及垂尾尾容量加大，故采用雙尾撐布局；（6）為避免后置發(fā)動機螺旋槳滑流對平尾舵效的影響給飛控造成不必要的影響，故考慮移動平尾位置或其他構型尾翼。綜上所述，本文將對大展弦比，雙尾撐后推式輕型無人機進行總體設計。1.3 基本飛行任務剖面飛行任務剖面，為完成某一特定飛行任務而繪制的飛機航跡圖形，是飛機戰(zhàn)術技術要求的組成部分和重要的設計依據(jù)，也是形象地表達飛行任務
裝備制造技術 2019年4期2019-06-21
- T型尾翼布局的垂尾載荷測量技術
內(nèi)在T型尾翼布局垂尾載荷測量方面尚無公開文獻，亟需進行深入研究。本文將利用應變法對T型尾翼布局垂尾載荷實測方法進行研究，并分析平尾載荷對垂尾載荷的影響。1 平尾對垂尾受載的影響T型尾翼布局的飛機平尾安裝在垂尾的翼尖處，平尾載荷通過垂尾傳遞到機身上。這就造成垂尾結構受載復雜，除承受自身慣性力和氣動力外，還承受來自平尾的慣性力和氣動力。在飛行中一旦出現(xiàn)垂尾、平尾受載嚴重狀態(tài)如偏航、俯仰和大側風等機動時，尾翼結構往往要經(jīng)受很大考驗。圖1為典型T型尾翼布局結構示意
航空學報 2019年3期2019-03-29
- 基于一階PPF的垂尾振動分數(shù)階控制
迎角飛行時，飛機垂尾時常受到不穩(wěn)定分離渦或者發(fā)動機等外激勵的影響，垂尾結構會出現(xiàn)嚴重的振動疲勞問題。為此，從20世紀90年代，美國NASA等機構已對垂尾的振動抑制問題進行研究，文獻[1]總結了20世紀90年代垂尾振動抑制的被動與主動控制形式，并指出基于壓電材料抑制垂尾振動的發(fā)展方向。隨后，Nitzsche等對比了加速度響應與動態(tài)應變響應作為反饋信號的垂尾抖振抑制性能，指出動態(tài)應變信號為反饋信號的性能更優(yōu)[2]。Sheta等通過數(shù)值計算分析了采用壓電片控制全
航空學報 2018年8期2018-08-29
- 飛機垂尾靜、動載荷聯(lián)合加載裝置設計
地模擬這些載荷對垂尾的作用進行試驗，設計了靜、動載荷聯(lián)合加載裝置，要求靜、動載荷加載力垂直翼面，激振點位置可調，并且垂尾受靜載變形時動載設備應隨動調整姿態(tài)，工作穩(wěn)定可靠，滿足有關性能指標。1 設計分析1.1 加載部件選型及運動分析通常對翼面施加載荷選用液壓伺服作動器，作用力范圍大，行程大，工作可靠，但在雙垂尾部位對翼面加載用液壓伺服作動器，其長度受兩垂尾之間空間限制，另外其質量、剛度都會影響試件的振動特性。氣囊則不然，如圖1所示（其中一個型號），可施加1k
制造業(yè)自動化 2018年2期2018-03-14
- 某型飛機垂尾前緣抗鳥撞減重設計
礎上，對某型飛機垂尾前緣進行減重優(yōu)化，將部分鋁合金材料替換為碳纖維復合材料，減重明顯。關鍵詞：垂尾；碳纖維；復合材料；飛機中圖分類號：V221 文獻標識碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2017.08.128近年來，世界各國強調了生態(tài)環(huán)境保護，導致飛機在低空高速飛行時極易發(fā)生與大鳥相撞事故。1976-03—1986-03，美國空軍飛機就發(fā)生鳥撞飛機風擋事故2 721次，其中，109次座艙玻璃被擊穿。1962年一架“子爵”號飛機與一
科技與創(chuàng)新 2017年8期2017-06-07
- 部件試驗法向載荷約束技術
大型水陸兩棲飛機垂尾后機身接頭靜力試驗單垂尾梁易出現(xiàn)扭轉和翹曲問題，按照蒙皮對翼梁限制形式設計了一種限制梁平面扭轉和翹曲夾具。約束夾具與傳感器相連，反饋出相應的約束載荷，將其與理論計算的約束載荷進行對比，發(fā)現(xiàn)其誤差較小，可以滿足設計使用。關鍵詞：垂尾；翼梁；扭轉1 概述某大型水陸兩棲飛機尾翼為T尾結構，尾翼的所有載荷都通過機身垂尾接頭傳遞到機身上，造成接頭處載荷值較大，同時由于載荷形式的多樣性導致接頭載荷分配較為復雜，從而使得設計分析比較困難。因此設計方提
科技創(chuàng)新與應用 2017年12期2017-05-08
- 民用飛機后機身與垂尾連接結構研究
民用飛機后機身與垂尾連接結構研究孫潔瓊 張寶柱 尤宏良 ∕(中航沈飛民用飛機有限責任公司工程研發(fā)中心，沈陽110000)民用飛機后機身與垂尾的連接，擔負著將垂尾的載荷傳遞到機身上的重任，是民用飛機設計中的一個關鍵連接。該連接方案的選擇，需要綜合考慮傳力路徑、工藝性、損傷容限、維修性、重量、成本等多方面因素。對成熟機型和在研機型的對接方案進行了分析，總結出了三種主要連接方案，通過對比給出了不同方案的優(yōu)缺點，能夠為我國民用飛機后機身與垂尾的連接設計提供參考和借
民用飛機設計與研究 2017年1期2017-04-14
- 垂尾抖振主動控制的壓電作動器布局優(yōu)化
安 710072垂尾抖振主動控制的壓電作動器布局優(yōu)化梁力， 楊智春*， 歐陽炎， 王巍西北工業(yè)大學 航空學院 結構動力學與控制研究所， 西安 710072為了提高壓電作動器垂尾抖振主動控制系統(tǒng)的控制性能，提出一種基于輸出可控性的壓電作動器優(yōu)化準則。使用壓電驅動載荷等效方法建立壓電纖維復合材料(MFC)壓電作動器力學模型，并建立了帶MFC壓電作動器垂尾結構模型的動力學方程。在模態(tài)可控性和模態(tài)價值理論的基礎上，提出考慮剩余模態(tài)影響的壓電作動器優(yōu)化目標函數(shù)。針對
航空學報 2016年10期2016-11-20
- 戰(zhàn)斗機垂尾脈動壓力數(shù)值模擬
1000?戰(zhàn)斗機垂尾脈動壓力數(shù)值模擬孟德虹1， 孫巖2， 王運濤1,*， 李偉11.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所， 綿陽621000 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室， 綿陽621000在亞跨超計算流體力學(CFD)軟件平臺(TRIP)上開發(fā)了基于RANS/LES混合思路的IDDES流動模擬技術，并通過NACA0021翼型60° 大迎角分離流動與串列圓柱繞流模擬對RANS/LES混合方法的精確度進行了驗證，針對某戰(zhàn)
航空學報 2016年8期2016-11-14
- 垂尾抖振控制中多重動力吸振器設計
牛文超，李 斌垂尾抖振控制中多重動力吸振器設計牛文超，李斌（西北工業(yè)大學 飛行器結構力學與強度技術國防重點學科實驗室，西安 710072）針對飛機垂尾抖振抑制的需要，進行小型電渦流耗能動力吸振器設計，并推導多重動力吸振器最優(yōu)參數(shù)設計方法。分別以懸臂梁系統(tǒng)和縮比垂尾為被控對象，并考慮動力吸振器與垂尾實際尺寸，選定合理安裝位置，通過有限元仿真驗證多重動力吸振器吸振性能，仿真結果表明多重動力吸振器具有良好的振動抑制效果，可滿足設計預期要求。振動與波；抖振抑制；電
噪聲與振動控制 2016年3期2016-10-14
- 某型飛機垂尾壁板類柔性工裝設計
裝，以及新型飛機垂尾壁板采用復合材料壁板裝配出現(xiàn)的問題，提出了一種新的多型垂尾壁板裝配柔性工裝的設計方法和關鍵技術。通過對現(xiàn)階段多型垂尾壁板柔性工裝結構特點和需求分析，解決目前垂尾壁板類剛性工裝裝配時產(chǎn)生的問題，提高了垂尾總裝的裝配效率。1 柔性工裝的需求分析與結構特點在飛機裝配（零件、組件與部件）過程中，剛性專用工裝占地空間面積較大、重復利用率低、自動化水平局限、人工調整與裝夾過程復雜、制造費用較高且費時，嚴重制約了飛機裝配效率，柔性工裝技術的快速發(fā)展使
航空制造技術 2016年12期2016-05-30
- 凌霄
8）上寫過一篇看垂尾認航空公司的小文，但是這架實屬小例外?？礄C身和機翼上醒目的“重慶航空”字樣和垂尾涂裝的南航紅白菜涂裝是不是有點違和？不著急，就快要統(tǒng)一成重慶航空的啦。胡耀/攝2. 國航“秀美四川”涂裝上水墨畫般的翠竹中兩枚呆萌的國寶“滾滾”真是人見人愛，可是最前面那不和諧的藍灰色是怎么回事？被誰整容換了鼻子？心靈浪子/攝3. 去年11月17日，成都航空租賃了由CALC（中國飛機租賃）引進的空客A320-200型客機，注冊號為B-1632。此飛機原本為亞
航空知識 2015年12期2016-03-18
- 飛機垂尾前梁成型模具激光焊接修補工藝
50060）飛機垂尾前梁成型模具激光焊接修補工藝李瑞山，楊守吉（廣聯(lián)航空工業(yè)股份有限公司，黑龍江 哈爾濱 150060）本文主要介紹了實際生產(chǎn)中，大型客機垂尾前梁成型模具的工藝特點及更改要求。經(jīng)過分析比較，最終選擇激光焊接修補工藝，結合實例，說明了激光焊接修補工藝具有熱影響區(qū)小，熱變形小，修補效率高，修補質量好等優(yōu)點，具有廣闊的技術推廣價值及應用前景。大型客機垂尾前梁成型模具；激光焊接；模具修補工藝1 大型客機垂尾前梁成型模具的工藝特點大型客機垂尾前梁為碳
中國設備工程 2016年17期2016-03-10
- 渦破裂誘導的垂尾抖振氣動彈性分析
72渦破裂誘導的垂尾抖振氣動彈性分析趙子杰， 高超， 張正科* 西北工業(yè)大學 航空學院， 西安 710072通過試驗方法分析了三角翼前緣分離渦與垂尾抖振之間的關系，深入研究了尾跡流動對垂尾抖振各階模態(tài)的激勵作用。計算得到了垂尾模型固有頻率及各階模態(tài)。在風洞試驗中，應用激光片光煙流場顯示技術，得到了三角翼模型在風速為30 m/s下，各迎角的渦結構；使用加速度傳感器測量了垂尾翼根和翼梢的抖振響應；使用熱線風速儀測量了垂尾翼根和翼梢位置的脈動速度分量。結果表明：
航空學報 2016年2期2016-02-22
- 帶操縱面的垂尾跨音速顫振模型設計
研究部帶操縱面的垂尾跨音速顫振模型設計張婷婷中國商飛上海飛機設計研究院強度設計研究部以某型飛機垂尾為研究對象，設計了帶方向舵的垂尾跨音速顫振風洞試驗模型，并通過地面振動試驗對其進行驗證。研究表明，模型可以準確模擬垂尾剛度，方向舵旋轉剛度穩(wěn)定，模型取得了較好的試驗效果。飛機操縱面由于其結構本身和操縱的復雜性，以及氣動力不易準確獲得等特點，氣動彈性問題更加突出一些，跨音速模型風洞試驗目前是顫振試飛前驗證飛機跨音速顫振特性的唯一途徑。因此，研究操縱面參與的顫振問
中國科技信息 2015年6期2015-11-05
- 圖解美國空軍F—106A“三角標槍”戰(zhàn)斗機
同，F(xiàn)-106的垂尾采取梯形結構，同時前后緣都有后掠角。垂尾上面的減速板改為了左右打開的方式。減速傘改為收藏在垂尾的根部。F-106的機身根據(jù)面積率做了進一步優(yōu)化，機身處的“蜂腰”比F-102更細。進氣道和尾噴管也進行了改進，以適應更快速度下的減阻要求，并為發(fā)動機提供更多的空氣。相應的，飛機上配備的J75-P-17發(fā)動機推力比F-102大了足足一倍。F-106繼續(xù)沿用了F-102上的楔形座艙蓋以適應高速飛行。F-106A是F-106系列的基本單座型。另外還
軍事文摘 2015年9期2015-09-10
- 某飛機垂尾安裝框裂紋對飛行限制影響
本文針對某型飛機垂尾安裝框裂紋損傷對復飛飛行姿態(tài)控制的限制情況進行了分析，對評定飛機帶傷飛行具有一定的借鑒意義。1 垂尾安裝框及其受力情況分析部位為某型飛機后機身的垂尾安裝框—42 框，該框位于后機身中部，是后機身最重要的橫向主承力構件之一，框的外側是連接垂尾的承力接頭，此接頭與垂尾后大梁的固定接頭連接，主要傳遞垂尾傳來的載荷，該框的損傷對垂尾的側向受力影響極大［4-5］。由于垂尾所承受的載荷主要取決于方向舵的偏角和飛機的側滑角度，因此，當后機身42 框損
兵器裝備工程學報 2015年4期2015-07-01
- 一種新型垂尾抖振抑制方法實驗研究
072)一種新型垂尾抖振抑制方法實驗研究張 慶, 華如豪, 葉正寅(西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國防科技重點實驗室, 西安 710072)現(xiàn)代高性能三角翼/雙垂尾布局戰(zhàn)斗機的垂尾結構普遍受到嚴重的非定常抖振載荷的困擾。根據(jù)自誘導理論提出了一種新型的垂尾抖振抑制方法，利用機頭處的靜態(tài)或振動式硬質鼓包，使三角翼前緣渦渦核彎曲、扭轉，從而改變前緣渦的軌跡，延緩渦的破裂，減弱前緣渦破裂尾跡在垂尾周圍流場處的脈動強度，以達到抑制垂尾抖振的目的。在西北工業(yè)大學低湍
實驗流體力學 2015年1期2015-06-23
- 高教機天線布局影響通訊距離研究與改進
高教機天線安裝在垂尾，經(jīng)初步研究分析發(fā)現(xiàn)，天線布局是導致故障發(fā)生的主要原因。2 故障原因分析2.1 天線機理分析高教機超短波電臺天線在天線形式上屬于單極天線。單極天線在設計和使用中一般遵循以下原則：1）輻射體必須安裝在金屬平板上并保持良好的電氣連接，金屬板尺寸會影響天線輻射性能，理論接地尺寸為無窮大；2）與單極天線輻射體連接的金屬平板一般叫做天線接地面，即起到天線的激勵面的作用，同時也是天線的反射面。同軸饋電時，同軸內(nèi)導體接天線輻射體，外導體接金屬平板。2
教練機 2015年2期2015-04-03
- 垂尾動態(tài)疲勞試驗一體化框架設計
要：針對現(xiàn)代戰(zhàn)機垂尾動態(tài)疲勞試驗設計一套一體化加載框架，主要介紹了一體化框架在飛機結構強度試驗中的設計流程及要點，驗證了一體式框架在動態(tài)疲勞試驗中的可行性。關鍵詞：一體化框架;垂尾;動態(tài)疲勞;抖振試驗中圖分類號：TP393 ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A ? ? ? 文章編號：2095-1302（2015）01-00-040 ?引 ?言現(xiàn)代戰(zhàn)機結構強度試驗需要模擬大攻角飛行時飛機尾翼及后機身結構產(chǎn)生強烈振動情況，即尾翼、后機身抖振試驗，澳大
物聯(lián)網(wǎng)技術 2015年1期2015-01-26
- 垂尾電磁散射特性分析與R C S減縮方法研究
CS值。而飛機的垂尾作為飛機上的重要散射源之一，降低其RCS對提高飛機的隱身性能起著重要作用[2]。因此，需要研究垂尾的雷達散射特性，并尋找方法來降低其RCS。本文首先建立垂尾的三維模型，利用矩量法(MoM)計算模型RCS，重點研究垂尾前緣后掠角、展長及傾角對RCS的影響，并擬合垂尾RCS隨這三個變量的變化曲線，建立了垂尾RCS與這三個變量之間的函數(shù)式。并由此提出減縮垂尾雷達散射截面積RCS的方法。1 MoM方法原理積分方程一般采用矩量法(method o
科技視界 2015年15期2015-01-16
- 振動環(huán)境下飛機連接部位結構故障診斷與分析
］。本研究對飛機垂尾與機身對接處多次產(chǎn)生裂紋和緊固件松動故障問題展開討論。1 故障描述用戶反饋在進行飛機檢修普查時發(fā)現(xiàn)10余架飛機在垂尾與機身連接零件出現(xiàn)裂紋，典型裂紋如圖1所示。裂紋位置處于垂尾下部整流罩蒙皮與機身蒙皮連接角材上，該角材長度為91 mm，裂紋長度分布在5～25 mm之間，最嚴重情況裂紋破壞已達到零件有效長度約27%;裂紋方向沿航向由后向前擴展，對于服役飛機發(fā)生裂紋故障，經(jīng)鑒定不影響飛機飛行安全的情況下，最多見的處理辦法是先打止裂孔處理，觀
失效分析與預防 2014年1期2014-10-22
- 裝配仿真技術及其在某機垂尾裝配中的應用
。本文將通過某機垂尾裝配實例研究裝配仿真技術的應用。首先分析產(chǎn)品結構和工藝方案，然后，利用DELMIA 的DELMIA DPM ASSEMBLY 模塊的驗證功能，根據(jù)工藝流程，對飛機垂直尾翼裝配過程進行動態(tài)仿真，驗證飛機垂直尾翼的可裝配性以及裝配型架的合理性。1 DELMIA 的裝配仿真功能DELMIA 軟件是達索公司的一款虛擬仿真軟件。它提供了能夠數(shù)字化設計、測試和驗證一臺機床、一個工作單元或整條生產(chǎn)線的解決方案［4］。DELMIA 服務于那些亟需制造流
機械工程師 2014年10期2014-07-08
- 某型直升機側垂尾螺栓結構改進設計
6）某型直升機側垂尾螺栓結構改進設計姜大成， 呂長生， 張新軍（陸軍航空兵駐哈爾濱地區(qū)軍代表室，哈爾濱150066）某型直升機在使用過程中，發(fā)生過水平安定面?zhèn)?span id="sumgssw" class="hl">垂尾個別連接螺栓斷裂的故障現(xiàn)象，該故障若不及時發(fā)現(xiàn)將直接影響直升機的飛行安全。通過對螺栓斷裂原因分析，提出了在保證連接形式不變條件下，改進螺栓結構，經(jīng)設計軟件強度校核和空中試驗驗證，證明改進后的螺栓結構能夠滿足使用要求。直升機；側垂尾；螺栓；方案設計1 故障現(xiàn)象側垂尾作為直升機關鍵部件之一，是用碳纖維
機械工程師 2014年4期2014-07-01
- 飛機垂尾抖振響應的飛行試驗研究
離渦帶著氣流掠過垂尾時還可以維持飛機的穩(wěn)定性。但是，在有些情況下這些分離渦在到達垂尾前就發(fā)生破裂，從而形成高度紊亂、旋轉的非定常尾渦流。這種渦流在一定的頻率帶寬內(nèi)具有集中顯著的能量，如果這種尾渦流所具有的頻帶范圍覆蓋了垂尾結構的某一階或幾階模態(tài)的固有頻率，渦流作用在垂尾結構上將會誘發(fā)嚴重的垂尾抖振現(xiàn)象。圖1是NASA的研究人員在F/A-18飛行中利用煙霧法進行渦流破裂現(xiàn)象演示試驗的兩張照片。(a) 20°迎角 (b) 30°迎角這些來自機翼和機身前緣的非定
實驗流體力學 2014年2期2014-03-29
- 基于改進變密度法的飛機垂尾拓撲優(yōu)化設計研究
優(yōu)化技術實現(xiàn)飛機垂尾減重目標。一直以來連續(xù)體拓撲優(yōu)化技術發(fā)展的比較緩慢，直到1988年Bendson等人［3］提出均勻化方法之后，它才得以快速發(fā)展。目前比較常用的連續(xù)體拓撲優(yōu)化方法有均勻化方法［3］、變厚度法［4］、變密度法［5］、漸進結構優(yōu)化方法［6］等。以上各種連續(xù)體拓撲優(yōu)化方法都有各自的優(yōu)勢和擅長處理的問題，但是又都有一定的局限性。本文主要以變密度法的研究為主，通過引入約束因子的方法改進變密度法實現(xiàn)飛機垂尾的拓撲優(yōu)化設計;同時與ANSYS拓撲優(yōu)化模塊
沈陽航空航天大學學報 2013年1期2013-01-22
- 飛機垂尾抖振極限載荷預測方法
10041)飛機垂尾抖振是典型的氣動彈性耦合效應下隨機振動問題。以美國 F/A －22［1－2］和 F/A －18 飛機［3－6］為代表的許多雙垂尾布局的先進戰(zhàn)斗機，在大攻角飛行時承受著嚴重的抖振載荷，研究發(fā)現(xiàn)這正是引起垂尾結構部件疲勞損傷的根源之一［7］，因而在高性能戰(zhàn)斗機設計中，垂尾抖振備受關注。雖已有研究表明，垂尾抖振產(chǎn)生的根源在于飛機設計時采用的機翼前緣大邊條與雙垂尾布局，但是無論是采用被動的抖振減緩措施［8－9］或主動的抖振控制方法［10－11］
振動與沖擊 2012年13期2012-06-05
- 雙垂尾不利影響改善措施研究
戰(zhàn)斗機常常采用雙垂尾布局，以改善大迎角航向穩(wěn)定性，同時緩解大速壓下靜氣動彈性效應問題，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飛機。隱身戰(zhàn)斗機為了減小側向扇區(qū)雷達回波，要么采用無垂尾布局，例如B－2，要么采用傾斜雙垂尾，例如F－117、F－22、F－35和T－50等。與此同時，為了提高機動性，拓寬飛行包線、尤其是飛行包線的左邊界，希望飛機具有良好的大迎角特性，因此常常在飛機前體配置渦升力裝置，例如機翼前邊條、鴨翼和前機身側棱等。在小迎角
實驗流體力學 2012年1期2012-04-17
- 擾流激勵下垂尾抖振響應主模態(tài)控制風洞試驗研究
13)擾流激勵下垂尾抖振響應主模態(tài)控制風洞試驗研究王 巍1，楊智春1，張新平2(1.西北工業(yè)大學 航空學院 結構動力學與控制研究所，西安 710072;2.中航陜西飛機工業(yè)(集團)有限公司 設計院，漢中 723213)采用壓電結構的熱彈比擬建模方法，進行了垂尾模型一彎模態(tài)和一扭模態(tài)響應的壓電主動控制仿真。設計制作了一個垂尾氣動彈性抖振模型以及兩種形式的氣流干擾源，用于在風洞中進行垂尾抖振實驗及產(chǎn)生擾流對垂尾模型實施抖振激勵。采用自主研發(fā)的弓形壓電作動器，根
振動與沖擊 2012年16期2012-02-05
- 基于分枝模態(tài)法的面對稱布局飛行器結構動力學建模
中：機身、機翼、垂尾組成面對稱布局,機身、機翼和垂尾均為有縱向和橫向加勁的半硬殼式結構。機身內(nèi)部除結構件外,還安裝儀器設備、貯箱、發(fā)動機和有效載荷等非結構質量。圖1 飛行器外形Fig.1 Vehicle conf iguration1.1 飛行器有限元建模及模態(tài)計算根據(jù)飛行器的結構特點,用MSC.Patran軟件建立飛行器整體的有限元模型。其中：半硬殼式結構用殼單元與梁單元混合建模,蒙皮部分用6自由度的殼單元模擬,桁條、翼肋和隔框等加勁部分用相同自由度的梁
上海航天 2011年2期2011-09-18