平尾
- 基于飞参的尾翼载荷谱编制的均值法
飞参采集时刻点的平尾、垂尾和机翼的气动载荷及压心。某型飞机根据飞参计算得出的平尾、垂尾载荷情况见表2。表2 经计算获得的各翼面载荷及压心2.1 平尾、垂尾根部弯矩平尾根部切面弯矩是通过平尾总载和展向压心经计算获得：式中：Mipw—第i 采集点平尾弯矩；Pipw—第i 采集点平尾根部切面载荷；Zi—第i 采集点平尾载荷的展向压心；Z0—平尾根部切面展向坐标。垂尾根部切面弯矩是通过垂尾总载和展向压心经计算获得：式中：Micw—第i 采集点垂尾根部切面弯矩；Pi
教练机 2023年2期2023-07-25
- 电传飞机极限环振荡问题及解决措施研究
、俯仰角速率以及平尾偏度等均呈现规律性持续等幅振荡，符合极限环俯仰振荡特征。图3 平飞加速极限环俯仰振荡飞参数据曲线4 飞机极限环振荡分析典型电传飞机利用飞机运动信息反馈进行闭环控制，能够实现纵向放宽静安定性控制，飞行员的操纵杆量直接对应的是飞机的运动量，控制回路示意图如图4 所示。纵向控制律根据传感器实时测量的飞机响应参数，如俯仰角速率、迎角、法向过载等信号，实时解算平尾控制指令驱动平尾作动器，平尾作动器带动摇臂对平尾舵面进行控制，平尾舵面偏转产生气动力
教练机 2023年1期2023-04-26
- 玻璃钢固定翼航模的模具设计与制作＊
2.4 尾翼设计平尾几何参数主要取决于平尾容量[2]。式（2）中：S平尾为平尾面积；S为机翼面积；L平尾为平尾力臂；C为平均气动弦长。根据经验取A平尾=0.7。在构型设计中，为进一步减少固定翼航空模型阻力，将平尾平面形状设计为近似椭圆形，为减少计算量，在此采用近似替代计算法，将平尾平面图形外接垂线与切线交于一点，通过对称，等价近似替换为2 个大小相等的梯形，如图4 所示。图4 近似代替计算简化图通过近似代替计算法简化图形。以此，在XFLR5软件中输入平尾翼
科技与创新 2023年7期2023-04-14
- 各自精彩的“尾翼”
仰运动又与机翼、平尾以及发动机拉力或推力等因素的作用密不可分。飞机的俯仰受力平衡（绘图/ 周游）以民航客机来说，其重心和压力中心不重合，而且重心通常位于压力中心之前。这种情况下，机翼除了提供升力，还会形成一个迫使飞机“低头”的力矩（当重心大幅后移，且机翼迎角增大很多时，也可能产生“抬头”力矩）。飞机要取得俯仰平衡，必须有第三个力来产生“抬头”力矩，平尾就担负着提供“抬头”力矩的重任。机翼的翼弦和相对气流形成正迎角，产生升力，而平尾和机翼相反。它相当于一个倒
知识就是力量 2023年4期2023-04-12
- 各自精彩的“尾翼”
仰运动又与机翼、平尾以及发动机拉力或推力等因素的作用密不可分。飞机的俯仰受力平衡（绘图/ 周游）以民航客机来说，其重心和压力中心不重合，而且重心通常位于压力中心之前。这种情况下，机翼除了提供升力，还会形成一个迫使飞机“低头”的力矩（当重心大幅后移，且机翼迎角增大很多时，也可能产生“抬头”力矩）。飞机要取得俯仰平衡，必须有第三个力来产生“抬头”力矩，平尾就担负着提供“抬头”力矩的重任。机翼的翼弦和相对气流形成正迎角，产生升力，而平尾和机翼相反。它相当于一个倒
知识就是力量 2023年4期2023-04-12
- 典型布局民用飞机的地面系留特性研究
影响；对比高、低平尾两种典型民用飞机布局的气动力差异，并通过部件组拆试验分析形成该现象的原因；估算高、低平尾布局飞机由于俯仰特性明显差异导致的前起落架系留气动载荷差异，以期为各种民用飞机的系留方案设计提供参考。1 试验方案气动力测量试验选择在FL12回流式低速风洞中开展，试验段宽4 m、高3 m、长8 m，截面积10.72 m。在试验段的中心位置安装地板模拟飞机停机状态，采用单支杆腹部支撑形式，通过支杆旋转模拟0°～180°侧风，风洞试验方案如图1所示。图
航空工程进展 2022年5期2022-10-25
- 振动疲劳载荷谱编制与试验验证
并应用于某型飞机平尾全尺寸振动疲劳试验，效果良好。1 编制方法根据结构在时域内的“加速度-载荷”传递函数，结合已知的结构测点位置的加速度响应(过载-时间历程)计算得到对应的外部激励载荷，从而识别得到载荷-时间历程。采用雨流计数法对载荷-时间历程进行处理，可得到一系列的载荷完整循环。根据疲劳载荷谱编制的三级波定义，实测载荷-时间历程中的载荷循环可以分为3类：1) 主波：指造成疲劳损伤的主要载荷循环，即能构成较大的迟滞回环的载荷循环。此类波形基本上代表构件的工
航空学报 2022年7期2022-09-05
- 复合材料直升机平尾结构概率损伤容限评估
结构的失效概率。平尾结构是直升机的重要组成部件，用于改善直升机的纵向稳定性和操纵性，提高直升机的飞行品质，本文选取复合材料梁式平尾结构作为研究对象，其左右对称布局，主要由前梁、后梁、肋和蒙皮等组成，接头处通过螺栓与尾部斜梁相连，如图1所示。蒙皮采用3233/CF3011碳纤维增强复合材料，前梁、后梁和肋采用3238A/EW250F玻璃纤维增强复合材料，夹芯采用聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)泡沫材料。平尾前梁和后梁承受弯曲载荷，是平尾结构的主要承力部位，蒙皮则主
航空学报 2022年6期2022-08-01
- 直升机平尾电磁散射特性研究
进气道、主桨毂、平尾、尾桨榖、座舱等。由于直升机平尾承担提供俯仰和航向稳定性的重要作用[3]，是保证直升机具有良好俯仰和航向通道飞行品质的重要部件，因此平尾必须在保证气动特性的前提下进行雷达隐身设计。在直升机型号研制过程中，通常采用风洞试验的方法确定直升机平尾面积、安装角等设计参数，通过得到的风洞试验数据，结合飞行品质的初步计算结果确定直升机平尾面积，然后对平尾截面翼型和安装方式进行选取，最后进行不同平尾安装角风洞试验，结合飞行载荷的计算结果最终确定平尾的
中国科技纵横 2022年9期2022-05-24
- 倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响
机翼干扰，旋翼/平尾干扰等，影响倾转旋翼机的效率和飞行安全［1］。倾转旋翼机气动干扰问题已得到国内外的广泛关注和研究。如Felker 等［2⁃3］通过实验研究了倾转旋翼机旋翼和机翼之间的气动干扰。Matos 等［4］通过实验提出偏转襟翼来降低机翼的下洗载荷。徐凯［5］和刘全［6］利用动量源CFD 方法进行了倾转旋翼机悬停和前飞的流场计算。李亚波［7］和王琦等［8］基于嵌套网格技术对悬停状态下旋翼/机翼干扰问题进行了模拟；成宝峰［9］则对过渡状态下旋翼/机翼
南京航空航天大学学报 2022年2期2022-04-27
- 某型民机低速巡航构型平尾抖振特性风洞试验研究
速大迎角状态下的平尾抖振特性研究相对较少。民用飞机在低速大迎角情况下，主翼表面分离气流中的随机脉动压力激励会引起后部平尾结构的强迫振动，即“平尾抖振”。抖振发生时气流呈现出严重的非线性特征，对其进行气动力分析及理论计算均存在一定的局限性和难度[16]，因此对抖振问题的研究目前多采用风洞试验模拟的方法[17-21]。试验中可通过翼根应变片、翼尖加速度计、翼面测压孔等装置来获取相应的数据进行抖振分析。由于抖振发生于飞行器附近流场严重分离时，因此在主翼表面相应特
实验流体力学 2021年6期2022-01-21
- 双层平尾对旋翼/平尾干扰的抑制机理研究
001)0 引言平尾起到改善直升机纵向操作性及稳定性的作用。小速度前飞时受旋翼尾迹作用，平尾的气动力突然变化，将引起直升机俯仰力矩的突变，对直升机的操作带来不利影响[1]。由于现代直升机桨盘载荷增加和机身结构愈发紧凑，旋翼与平尾干扰问题更加突出。常规直升机平尾为单层平尾，设计时考虑平尾的布置位置等参数来减弱旋翼/平尾干扰[2]。然而，最先进的H160 直升机创新地采用双层平尾设计，给未来直升机平尾设计带来新的思路。因此，针对双层平尾的旋翼/平尾气动干扰问题
直升机技术 2021年4期2022-01-12
- 滑流对飞机俯仰静稳定裕量影响及平尾优化研究
能；当滑流扫掠到平尾时，会对飞机俯仰特性产生严重影响，在平尾相对靠近螺旋桨时影响更为显著。对螺旋桨滑流影响的研究主要有风洞试验和数值模拟两种方法。带动力的风洞试验通过模拟螺旋桨的飞行参数，可以较为准确地得到螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响。随着风洞试验技术的不断发展和完善，对螺旋桨滑流的研究也越来越深入，研究内容由滑流影响量获取发展到滑流特性等领域。Müller 等[1]在低速风洞中研究了螺旋桨滑流对A400M气动特性的影响。李兴伟等[2]采用螺旋桨飞机动力
实验流体力学 2021年5期2021-11-19
- 全动舵面结构形式浅析
率，如鸭翼、全动平尾、全动垂尾等。在三代机中，F-16、Su-27系列飞机采用全动平尾，欧洲EF-2000“台风”战机、歼10等型号采用鸭翼，四代机中，F-22及Su-57等型号采用全动垂尾及全动平尾。本文整理出了国内外主流战机的全动舵面结构，并分别对其传力路径进行分析，为全动舵面的结构设计提供参考。1 主流战机全动舵面结构分析1.1 F-16飞机全动平尾该战机全动平尾有两种结构，一种为单梁全高度蜂窝夹芯结构；一种为波纹板梁式结构。图1是F-16飞机全高度
教练机 2021年2期2021-07-10
- 直升机平尾纵向气动特性计算与试验相关性分析
机在飞行过程中，平尾对保持俯仰方向上的稳定性有重要作用，通常依靠平尾来保持飞行过程中的迎角和速度静稳定性[1]。同时，平尾对直升机的姿态角影响也比较大[2]。因此，在直升机研制过程中需要获得比较全面的平尾气动特性数据。其中侧滑状态的平尾纵向气动特性数据在直升机飞行品质和载荷等计算过程中应用比较多[3]。目前主要采用风洞试验和CFD计算的方法来获得平尾纵向气动特性数据[4]。风洞试验在航空航天等领域的应用时间比较长久，基于风洞试验结果的设计方法和流程也已经在
直升机技术 2021年1期2021-03-26
- T型尾翼飞机抖振试飞研究
、迎角组合情况的平尾上抖振响应的均方根分布情况。国内对飞机的抖振研究多集中在数值计算和风洞试验方面，实际飞行中的抖振响应情况研究较少。李劲杰等[9-10]利用风洞试验与数值模拟等手段，对边条翼布局双垂尾抖振的发生机理及响应规律进行了研究。20世纪90年代国内曾进行过歼击机的抖振飞行试验研究[11]。2014年，李小路等[12]对某型歼击机的垂尾抖振飞行试验及抖振响应进行了研究。T型尾翼为高置平尾构形，在飞机以较大迎角飞行时，平尾处于机翼的分离尾流中，结构响
实验流体力学 2020年6期2021-01-13
- 平尾偏转对飞机着陆滑跑性能的影响
气动力的关键——平尾偏角入手，首先通过计算流体力学计算了不同平尾偏转工况下飞机的气动参数，对仿真计算进行数据准备，然后建立动力学模型研究了不同平尾偏转工况下飞机的着陆滑跑性能和相关参数的运动响应，并得出着陆滑跑时平尾偏转的最佳操纵方式，以期通过对飞行员的操纵指导进一步提升飞机的环境适应性。1 飞机着陆滑跑多体动力学模型1.1 模型假设飞机着陆滑跑多体动力学模型基于以下假设：1)飞机为前三点式起落架，后轮带有刹车；2)飞机着陆对称滑跑，无侧滑，无滚转，2个后
空军工程大学学报 2020年5期2020-12-17
- 运输类飞机失配平起飞试飞技术研究
词：误配平起飞;平尾配平;地面滑跑距离;起飞距离;飞行试验中图分类号：V217 文献标志码：A 文章编号：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
科技创新与应用 2020年33期2020-11-23
- 基于CFD/CSD耦合的全动平尾气动弹性特性研究
小的活动面，如水平尾翼来说，很容易出现气动/结构耦合的现象，因此刚体假设是不可行的。尤其是随着飞行速度的不断增大，气动弹性的影响已不容忽视。因此，对于全动平尾的气动弹性研究是十分必要的。关于气动弹性问题的研究从20世纪50年代开始兴起，由于计算能力的限制，那时的研究主要集中于风洞试验以及非定常气动理论。LAUTEN W T等[1]在气动弹性方面对X-15的全动水平尾翼缩比模型进行了风洞试验研究。基于活塞理论计算得到的颤振速度大约是试验得到速度的4倍。HEE
机械制造与自动化 2020年5期2020-10-21
- 螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响
响主要是通过增加平尾当地的下洗角、下洗梯度及动压，直接或间接的影响平尾的气动特性来实现的[4-5]。滑流的增升作用越强烈，其对平尾的影响就越显著。包括A400M和MA700在内，大量的新型涡桨飞机都采用了T型尾翼。从气动的角度来说，高置的平尾避开了机翼弦平面附近的强下洗区域，因此T型尾翼布局的飞机在中小迎角下普遍具有良好的俯仰力矩特性。但T型尾翼的缺点同样很明显，在大迎角状态，平尾会受到机翼和机身的遮挡，再加上强下洗区域的上移，平尾效率将急剧下降，飞机会出
航空学报 2020年8期2020-09-10
- 平垂尾大角度气动特性计算与试验结果相关性分析
°侧滑角)状态的平尾和垂尾气动特性数据。目前可以采用风洞试验和CFD计算两种方法来获得平尾和垂尾的大角度气动特性数据。近几十年来， CFD计算方法已经在汽车、高铁和航空航天等领域广泛应用[1]。针对大攻角和大侧滑角状态的气动特性计算与风洞试验，目前国内外已经开展了部分研究。文献[2]采用雷诺平均N-S方程方法对某三角翼在0°～90°范围内的绕流进行了计算分析，湍流模型分别为SA模型和LES中的SA-DDES模型。与风洞试验结果对比分析之后发现SA-DDES
直升机技术 2020年2期2020-06-17
- 自转旋翼机纵向静稳定性影响要素研究
，包括飞行速度、平尾大小、平尾安装角、重心前后、重心上下等。通过计算得到主旋翼的气动力数据库，然后简化机体模型，综合得到全机的气动力数据。配平各个速度下不同要素，组合计算得到各要素对纵向静稳定性的影响。关键词：自转旋翼机;重心范围;平尾;静稳定性自转旋翼机（Autogyro）是一种起降和飞行方式介于固定翼飞机和直升机之间的一种飞行器。它以旋翼作为升力面、以发动机螺旋桨为前进动力。它兼有直升机和固定翼飞机的特点，具有良好的经济性、且结构简单、安全性好，滑跑距
卷宗 2020年8期2020-05-26
- M估计下切尾均值和平尾均值的抽样分布
值的渐近分布3 平尾均值的渐近分布4 切尾均值与平尾均值的的极限状态的讨论4.1 当k→+∞时的切尾均值与平尾均值的极限状态即此时切尾均值的渐近正态分布的方差就是普通样本均值的方差。同理可以有平尾均值在切尾几乎为0的极限状态时,此时几乎没有切尾,即几乎没有以切尾处临近值代替求解平尾均值的情况发生,此时平尾即成为了普通的样本均值,则其渐近正态分布的方差就是普通样本均值的方差。4.2 在k→0时平尾均值的极限状态5 举例分析6 小结由上述可知当n较大时,样本均
湖南文理学院学报(自然科学版) 2020年1期2020-04-24
- 多欧拉域耦合法在平尾鸟撞中的应用
方法对某商用飞机平尾前缘进行了鸟击仿真，与试验结果进行了验证，并提出了在前缘结构中引入三角钢筋构件，能够显著提高前缘结构的抗鸟撞性能。Caprioa等[11]研究了垂尾前缘的抗鸟撞性能，讨论了不同材料系统如何满足前缘结构的减重需要和抗鸟击性能，采用经过试验验证的数值程序，分析了几种典型前缘结构的抗鸟撞性能。Yu等[12]提出了一种确定鸟类撞击造成最严重损伤的临界位置的分析方法，利用PAM-CRASH软件，分析了鸟体垂直于机翼前缘的冲击损伤，指出传统的鸟体平
航空学报 2020年1期2020-03-02
- 民用飞机低速俯仰力矩特性改善研究
、短舱、挂架和垂平尾；右图(b)为在图(a)的基础上改变了内侧缝翼的长度,相应的主翼部分也跟随着改变。图1 全机着陆构型和内侧缝翼截短示意图Fig.1 Schematic diagram of landing and shorter slat configuration2 计算方法与计算条件数值模拟采用的CFD软件为ANSYS CFX,这是一个基于有限体积方法的CFD求解器。本文计算中的控制方程是三维雷诺平均Navier-Stokes方程,时间离散选用了全
空气动力学学报 2019年4期2019-08-29
- 直升机平尾载荷标定工装夹具设计
构简单，能够完成平尾载荷标定。并且尽量模拟试验状态，保证加载位置，能够同时满足平尾折叠接头受载的标定，减少平尾标定时的拆卸次数。1 平尾标定工装设计首先，对平尾的结构和标定技术要求做具体分析，最大限度地满足技术要求；当标定工装夹具处于夹紧状态时，不可损坏平尾。并且不破坏平尾的定位位置和几何形状，夹紧后不使试验件松动滑移，又不使平尾的拘束度过大，产生较大的应力，保证使用安全。为了限制夹紧力，对锁紧螺栓行程进行限位、加添毛毡衬垫等措施进行设计。其次，保证平尾标
中国设备工程 2019年6期2019-04-26
- 螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法
影响，指出滑流对平尾气动特性的影响包括增加局部动压和增加下洗，对飞机纵向静稳定的影响取决于两种效果的叠加，并且对局部动压和局部迎角的影响和拉力系数近似成正比。李征初等[4]针对某运输机巡航状态螺旋桨滑流对机翼的影响进行了带动力风洞试验，指出螺旋桨滑流对机翼上表面静压有明显影响，在滑流区，静压系数有明显的负值方向增量。李兴伟等[5-6]采用风洞动力模拟试验技术及平面粒子图像测速(PIV)技术，研究了双发常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响规律
航空学报 2019年4期2019-04-22
- T型尾翼布局的垂尾载荷测量技术
该布局由于具备使平尾免受机翼机身下洗影响、操作效率高等优点而备受航空界青睐，图154、MD-80、伊尔-76、RJ21-700及中国后续大型运输飞机都采用了T型尾翼布局。但T型尾翼布局飞机尾翼受载复杂，常规的理论计算和地面验证试验并不可靠，需要通过飞行载荷实测来验证优化结构强度和理论计算模型。国内在T型尾翼布局垂尾载荷测量方面尚无公开文献，亟需进行深入研究。本文将利用应变法对T型尾翼布局垂尾载荷实测方法进行研究，并分析平尾载荷对垂尾载荷的影响。1 平尾对垂
航空学报 2019年3期2019-03-29
- 某型飞机全动平尾安装结构优化设计
引言某型飞机全动平尾为直、动轴式全动平尾，通过两个关节轴承安装到后机身上。平尾安装结构的作用在于支撑平尾灵活转动，轴向定位和径向锁紧，且操纵间隙大小满足要求，保证平尾安装状态一致性，同时，平尾的转动摩擦力矩要低，以使轴承磨损低、平尾易于操纵。本文从某型机全动平尾的安装结构及使用过程中暴露的问题开始分析，找出平尾安装结构中使轴向、径向定位过约束的地方。通过对其结构进行优化改进设计，使平尾轴向、径向定位合理，平尾转轴支撑轴承在理想状态下使用，较大程度提高了平尾
教练机 2018年3期2018-11-29
- 大型飞机平尾翼尖涡对后体涡系影响的实验研究
；在尾翼(尤其是平尾)翼尖位置也会产生涡系结构。这些涡系结构的产生及其在尾迹中的生长演化，会对飞机的飞行产生诱导阻力，同时升力也会有一定程度的减小[3-4]。因此，对后体涡系演化机理展开研究有重要的意义。对于飞机后体与尾迹中的涡结构，已有广泛的研究。Epstein等[5-6]的实验得到了上翘后体清晰的脱体涡对结构，当雷诺数改变时，涡结构的特征不发生明显变化。Gentile等[7]的实验中，圆柱形的后体比前机身截面半径小，在二者交界面产生的脱体涡系沿流向发展
实验流体力学 2018年4期2018-11-15
- 平尾损伤计算中特征载荷的算法研究
工作对象。直升机平尾也称之为水平安定面，用来改善直升机的纵向稳定性，是直升机机身结构的主要部件之一，以承受飞行状态改变和地-空-地循环形成的低周疲劳载荷为主[1]。然而，近几年来，在我国多个型号直升机的研制试飞过程中，发现平尾存在高频振动与耦合载荷。受主、尾桨的尾流影响，平尾所处的气流环境十分复杂，对平尾动载荷的计算评估以及疲劳强度分析工作造成较大的技术困难[2]。至此，直升机平尾的高周疲劳问题成为了直升机疲劳强度工作的一个难点，并得到广泛的关注。在研制试
直升机技术 2018年3期2018-10-09
- 民用飞机复合材料平尾翼根整流罩设计与验证
民用飞机为了提高平尾的配平效率一般都采用全动平尾的设计。与固定平尾相比，全动平尾可以通过调节整个平尾的偏转角达到俯仰配平效果，配平效率较高；而固定平尾则只能通过调整升降舵的偏转角度来完成俯仰配平，配平效率比较低[1-2]。由于采用了全动平尾，机身在平尾安装位置需要预留出结构开口以保证平尾偏转过程中平尾与机身相邻结构不会发生干涉。机身上的大开口将直接暴露内部结构，影响飞机气动性能，可能会造成气流串动，引起意想不到的后果，因此需设计相应的整流罩对该开口进行整流
机械设计与制造工程 2018年9期2018-09-22
- Hammerstein辨识模型在颤振试飞振动排故中的应用研究
时，发现某左、右平尾对称位置的振动响应很不对称（无论使用何种舵面激励）。以平尾激励为例，左平尾尖部的振动响应最大到+13.0g，右平尾尖部的振动响应最大到士19.5g。即右平尾的响应幅值约为左平尾响应幅值的1.5倍。而在高度H1、速度V2（比V1小50km/h）时，当使用该平尾进行激励时，左平尾尖部的振动响应最大到士18.5g，右平尾尖部的振动响应最大到±19.0g，即左、右平尾的响应幅值基本一致。图4给出高度Hi，速度V，左、右平尾振动响应及频谱。图5给
航空科学技术 2018年11期2018-09-10
- 基于遗传算法的复合材料平尾优化设计方法研究
对直升机复合材料平尾进行了全面的力学分析，得出了平尾的应力应变分布。杨建灵等[3]对复材旋翼铺层设计提出了优化方案，提高了复合材料建模的效率。邹达懿[4]等对客机复材平尾采用有限元方法分析了膜单元与壳单元的区别，并初步验证了复合材料蒙皮的优越性和可行性。门坤发等[5]采用有限元方法分析得出了直升机平尾的详细尺寸。V. B. Gantovnik等[6]研究了改善的遗传算法，优化复合材料层合结构，提高优化效率。直升机平尾是保证纵向静稳定性的关键部件。针对复合材
直升机技术 2018年2期2018-06-13
- 日本27岁囚犯越狱只因“感到无聊”
服刑的27岁囚犯平尾龙磨4月8日突然从监狱逃跑，引发岛民恐慌。平尾从监狱“消失”后，随后岛上相继有袜子、男式凉鞋、手机、钱包和一把汽车钥匙失窃，显然是他越狱后又干起老本行。平尾龙磨2015年因盗窃罪被逮捕入狱，自2017年12月起在松山监狱大井造船厂从事义务劳动。平尾坐牢期间规规矩矩，堪称“模范囚犯”。但为了捉拿平尾归案，日本当局出动大约1.5万名警察追捕，直到4月30日在本州岛西南岸城市廣岛一座火车站附近将其抓获。向岛面积约22平方公里，人口约2万，岛上
看世界 2018年10期2018-05-25
- 全动式水平尾翼
王维翰飛机的水平尾翼简称平尾，它被安装在机身后部，主要用来保持飞机在飞行中的俯仰平衡、纵向稳定性和控制飞机的俯仰飞行姿态。飞行中，影响飞机俯仰平衡的因素是经常存在的。为了保持飞机的俯仰平衡，飞行员可前后移动驾驶杆以偏转升降舵或使用调整片，产生操纵力矩来保持力矩的平衡。根据转轴的安排形式，全动式平尾可以分为直轴式全动平尾和斜轴式全动平尾两大类。直轴式全动平尾的转轴与机身轴线垂直，构造比较简单，适用于小展弦比的梯形和三角形平尾。其缺点是空气动力载荷对转轴的扭矩
大飞机 2018年1期2018-05-14
- 飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究
飞行状态下，飞机平尾偏度与纵向杆位移的对应关系偏离设计值，如图1所示。飞机飞行数据如图2所示，在大表速完成大过载飞行时，平尾舵面偏度和驾驶杆位移的对应关系偏离设计状态，舵面实际偏度大于设计值。平尾操纵系统的偏离特性对于飞机的操纵特性和飞行安全有着重要的影响。国内外针对操纵系统偏离特性的试验验证主要集中在地面试验，使用地面操纵系统试验检查杆舵对应关系及其迟滞效应，保证在地面静止状态下飞机的操纵系统对应关系满足设计值。而在真实飞行状态下，飞机受到大过载、大速压
科技与创新 2018年4期2018-02-28
- 民用飞机平尾前缘布置设计
李鹏【摘 要】平尾前缘是指沿弦向位于平尾盒段前梁之前的非活动翼面结构部分，主要布置有结构隔板、除冰系统、液压管路、电气电缆等。本文主要介绍了民用飞机平尾前缘布置原则和影响因素，为民用飞机平尾前缘布置提供了设计方法和思路。【关键词】平尾；前缘；布置中图分类号： V216 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2018）28-0085-002DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.28.038【Abstrac
科技视界 2018年28期2018-01-16
- 复合材料平尾悬挂框设计
-2].对于机身平尾悬挂框来说承受比较大的集中载荷（平尾载荷），要采用复合材料也面临较大的困难。平尾悬挂框主要功能包括三方面：（1）为平尾转轴提供支持；（2）作为平尾开口的后端框，承担开口加强及扩散载荷的作用；（3）为便于整体平尾的安装、拆卸，作为机身的设计分离面。本文以某飞机为案例，研究复合材料平尾悬挂框设计，详细阐述了初步设计和细节设计，为相关工程设计提供参考。1 平尾悬挂框初步设计1.1 选材材料选取方面遵循以下原则：（1）以满足设计总目标为选材的总
装备制造技术 2017年11期2018-01-15
- 螺旋桨滑流对平尾载荷的影响分析
义的。对于配置水平尾翼的飞机，在螺旋桨滑流作用下，气流绕过机翼后形成更强的旋流并且呈现出更强的下洗作用，该气流绕过水平尾翼后，改变了当地入流迎角[3]，使得水平尾翼的压力分布及升力发生变化。螺旋桨滑流对飞机气动特性和压力分布的影响可通过理论方法、数值计算方法和风洞试验方法获得[4]。风洞试验方法一般采取电机马达或涡轮空气马达驱动螺旋桨，采用模拟螺旋桨拉力系数Tc和前进比J的方法模拟其工作状态[5]。这样可以较好地获取螺旋桨滑流的变化规律，试验数据品质及效率
航空科学技术 2017年12期2017-11-02
- 滑流对飞机纵向静稳定性影响的数值模拟
+短舱+螺旋桨+平尾”简化构型，开展低速大拉力系数工况下强螺旋桨滑流的数值模拟。模型为翼吊双发布局，动力计算时分为三个计算域，分别为两个包含螺旋桨的旋转域和一个静止域。采用商业软件ICEM CFD生成多块面搭接非结构网格，在机体表面和滑流区域对网格进行加密以便于捕捉螺旋桨滑流的发展及其与机翼、尾翼等部件之间的干扰。采用ANSYS CFX软件求解雷诺平均Navier-Stokes方程，使用多参考坐标系(MFR)方法模拟螺旋桨的旋转。基本构型有/无动力的计算结
空气动力学学报 2017年3期2017-07-03
- 某型飞机平尾活动间隙的定量检查与控制
舵面间隙,特别是平尾活动间隙过大或者不能予以有效控制时,则可能引发飞行操纵品质问题或飞机振动/抖动问题。目前,在外场飞机定检维护以及大修现场,对于飞机活动舵面间隙的常规检查手段是,不允许存在明显的间隙晃动感觉和异常的金属撞击声,这是对包括平尾间隙在内的飞机舵面间隙以及助力器后操纵系统的基本要求。但是,对于解决实际型号的飞机平尾间隙问题来说,如果不能进行定量检查和控制,其处理结果可能会因人而异。因此,本文主要通过在某型飞机全机主操纵系统（以下简称全机系统）疲
航空维修与工程 2017年10期2017-07-02
- 飞机水平尾翼壁板破片打击损伤评估与修理
装备技术】飞机水平尾翼壁板破片打击损伤评估与修理于克杰1，曾庆韬2，姚甲辰2(1.空军第一航空学院，河南 信阳 464000； 2. 94234部队，山东 潍坊 261003)在分析了平尾结构特点和受载情况的基础上，建立了平尾壁板高应力部位的有限元模型，通过计算得到了5种损伤尺寸对应的应力水平以及相对应的平尾限制偏角，采用工程计算法设计和校核修理方案，对损伤飞机的限制飞行和损伤修理方案的确定具有参考意义。飞机；破片打击；评估；修理飞机水平尾翼(以后简称平尾
兵器装备工程学报 2017年2期2017-03-16
- 基于极值理论的平尾结冰飞行风险评估
8基于极值理论的平尾结冰飞行风险评估王健名， 徐浩军*， 薛源， 王小龙， 李哲空军工程大学 航空航天工程学院， 西安 710038提出了结合极值理论与Copula模型来量化评估平尾结冰条件下飞行风险概率的方法。通过建立人-机-环复杂系统模型，对平尾在进近与着陆过程中的结冰情形进行仿真，采用蒙特卡罗法提取平尾结冰极值参数，验证了所提取极值参数符合一维广义极值(GEV)分布，根据飞行风险的定义和相关安全性准则，建立了平尾结冰飞行风险发生的判定条件，计算得出一
航空学报 2016年10期2016-11-20
- 中国科学家破解飞机抗鸟撞难题
出一种新型抗鸟撞平尾前缘结构，解决了飞机抗鸟撞设计中的技术难题。据悉，这种新型平尾结构已获美国专利，法国专利也正在答辩之中。此技术今后有可能应用到其他军用、民用飞机上。目前，相关设备已出口美国、澳大利亚等国家。该团队还在西北工业大学建立了抗鸟撞地面模拟试验设备——空气炮，控制精度能达到1.5%～2%（一般水平在3%），保證了炮弹发射精度准确，从而能完成高变形速率、高温环境下的力学性能测试。
科学导报 2016年27期2016-05-30
- 飞机平尾普通肋的优化设计
李伟摘要：在飞机平尾普通肋的轻量化设计过程中，采用桁架肋代替传统的腹板肋，并利用HyperWorks的OptiStruct模块对桁架肋进行详细的尺寸优化和形状优化.优化设计时以结构质量最小为目标函数，以肋缘条与斜支柱的截面参数为设计变量，以von Mises应力和临界屈曲因子为约束条件.优化后的桁架肋质量比原腹板肋约减少29%，表明采用该方法对飞机平尾结构进行轻量化设计可行.关键词：飞机； 平尾； 桁架肋； 轻量化设计； 尺寸优化； 形状优化中图分类号：
计算机辅助工程 2016年1期2016-03-15
- 基于Origin软件的飞行振动数据处理方法研究
件处理了某型飞机平尾振动数据，同时，还对处理结果进行了评定与分析。数据处理；Origin软件；振动；频谱分析0 引言试飞测试是飞机设计过程中的一个重要环节，通过试飞测试，可以很好地评价飞机特性和验证设计要求。由于飞行试验过程中各种因素的影响，测试结果不可避免地会包含大量的误差。实践证明，这些误差的存在可能会影响数据进一步的处理精度，降低试验结果的可靠性。所以，对飞行试验的测试数据进行滤波处理，可减少噪声和误差的影响，在Origin软件中充分应用了对数据的平
教练机 2016年1期2016-02-16
- 结构优化设计在强度试验中的应用
。因后边条盒段是平尾的支撑结构，主要传递平尾载荷。盒段与机身通过边条上缘和下缘的螺栓连接，平尾传至边条的载荷将主要由中后机身框承担，并传递到机身上扩散开来。试验中如果使用平尾真件，就会涉及到载荷处理、胶布带粘贴、各部门之间协调安装和多份流程文件的签署等一系列问题，这些问题势必降低工作效率。而使用平尾假件来代替真件则能有效的简化流程，假件的设计形式以满足加载要求为准，通过CAE软件建模，利用有限元软件Patran进行前处理、Nastran软件进行分析计算。进
教练机 2016年3期2016-02-16
- 翼尖颤振数据异常分析
飞行试验中飞机左平尾翼尖颤振数据异常现象，从测试方法、颤振传感器、飞行数据及飞行状态等方面分析数据异常现象原因，通过地面试验对故障现象进行分析，并结合实际试飞数据确定了其发生原因。颤振是弹性体在气流中发生的不稳定振动现象，其产生原理： 弹性结构在均匀气流中由于受到弹性力、惯性力和气动力的耦合作用，结构上的瞬时气动力与弹性位移之间有位相差，导致振动的结构可能从气流中吸取能量而扩大振幅，从而发生了振幅不衰减的自激振动。颤振飞行试验是新机或有重大改型试验飞机都必
中国科技信息 2015年24期2015-11-07
- 某型飞机初始平衡速度离散性控制浅析
速度的主要部位有平尾的安装角、升降舵后缘剪刀差、平尾后缘直线度、平尾外形、升降舵与安定面间外形吻合度、后机身伸缩角等。3 工艺措施为了改善初始平衡速度离散度大的状况，让初始平衡速度控制在一定范围。根据产品的设计分析得出，主要影响飞机平衡速度的部位有平尾的安装角、升降舵后缘剪刀差、平尾后缘直线度、平尾外形、升降舵与安定面间外形吻合度、后机身收缩角等。工艺上必须围绕影响因素采取相应的工艺措施。3.1 提高水平安定面、升降舵外形准确度提高水平安定面、升降舵外形控
科技视界 2015年20期2015-08-15
- 飞机纵向运动自修复控制律设计
舵面失效运动模型平尾故障主要影响控制力矩，对升力、阻力影响较小。为了简化分析，假设在平尾故障时，其升力阻力不发生变化。含舵面故障的推力矢量飞机纵向运动非线性数学模型为［6-7］:其中:式中:状态变量 α，θ，q，分别为迎角、俯仰角和俯仰角速度;Tx，Tz分别为发动机推力在飞机机体坐标系中x轴和z轴的分量;δe，δz分别为平尾和纵向推力矢量偏角。σ1表示舵面是否参与控制:当σ1=0时，如平尾卡死、饱和以及松浮等，平尾退出飞行控制操作，其状态保持故障状态;当0
飞行力学 2014年5期2014-12-25
- 某民机尾翼布局对全机稳定性影响分析
向力矩平衡需要靠平尾来实现，对于尾吊发动机短舱的布局，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。某民机设计了两种不同的尾翼布局形式，本文通过数值计算的手段分析两种尾翼布局对全机纵向、航向稳定性的影响。1 尾翼参数设计某民机的机翼是下单翼、发动机尾吊布局，设计时进行了两种不同布局形式的尾翼设计，分别为“+”型尾翼和“T”型尾翼布局。“T”型尾翼由于垂尾存在后掠角，平尾的力臂相对“+”型尾翼长，为保证两种布局的平尾尾容量的基本一
教练机 2014年2期2014-10-11
- 某型飞机平尾间隙研究和改进
过程中，发现几次平尾搭接线断裂现象，限位块零件变形磨损，以及螺母、锥形衬套的现处位置与初始安装位置不一致；某架飞机上螺母出现松动，在检查某些架次平尾间隙时发现平尾间隙超差。虽经工厂多次处理，但因没有系统分析问题产生的原因，故障未彻底排除。为消除飞机安全隐患，从根本上解决问题，作者根据平尾安装结构形式、轴承结构特点和以前多次排故的经验教训，对平尾安装间隙进行了详细理论分析，评估了平尾安装间隙对飞机使用的影响，针对存在问题的飞机提出解决措施，并为平尾安装、设计
教练机 2014年2期2014-10-11
- 民机复合材料平尾安定面两种结构布局分析
来越多的民用飞机平尾采用复合材料制造，该结构通常采用两种典型布局，即双梁多肋式结构布局或多梁（墙）式结构布局。从适航、重量、装配和结构承载等多个角度对两种典型复合材料平尾结构布局进行了分析，提出多梁或者多墙式布局的缺点和不合理性，并建议采用双梁式布局。关键词：复合材料；平尾；多梁；适航审定中图分类号：V26 文献标识码：A 文章编号：2095-6835（2014）14-0001-02由于复合材料具有较高的比强度、比刚度、疲劳特性好、耐腐蚀等优点，本文以平尾
科技与创新 2014年14期2014-09-17
- 飞机着陆构型“啄食”及自动俯冲问题探讨
3)0 引言随着平尾迎角接近负临界迎角,平尾下表面局部气流分离区域由升降舵后缘向整个升降舵乃至整个平尾(平尾失速)扩散,这种分离涡引起飞机产生像鸡啄米的现象,故而形象地称为“啄食”。发生“啄食”时,飞机伴随自动剧烈俯冲、驾驶杆抖动或振动现象。上单翼、低平尾、双缝后退式高效襟翼的气动布局，以及轴式补偿升降舵的涡桨类飞机容易发生“啄食”现象。“啄食”现象是飞机以较小迎角飞行时,受机翼下洗影响,平尾局部负迎角接近临界迎角,平尾下表面气流分离,改变平尾及升降舵上下
飞行力学 2014年4期2014-09-15
- 某教练机平尾的初步设计方法研究
4）0 引言飞机平尾主要起纵向稳定和俯仰操纵的作用，它作为一个气动部件，虽然对飞机的升阻特性也有影响，但影响更大、更直接的是飞机的稳定性和操纵性，所以平尾的外形与参数一般是在翼身组合体基本确定的前提下，根据飞机的操纵性和稳定性要求进行设计的，设计应能保证飞机在所有可能的飞行状态下都获得必需的稳定性和操纵性。在平尾初步设计阶段，一般都采用绘制边界线确定尾容量或平尾面积的方法，但在能见到的文献里，对于能对平尾设计构成限制的边界要求考虑的往往不够完善，本文介绍了
教练机 2013年2期2013-10-11
- 运输类旋翼航空器非对称载荷适航条款分析研究
一般都带有不大的平尾，其主要作用是改善直升机的纵向静稳定性，从而改善纵向操纵性及稳定性。此外，平尾对于速度的静稳定性也有有益的影响。由于气流在到达平尾之前已受到机身、发动机短舱、旋翼桨毂的阻滞作用以及机身蒙皮的摩擦作用，导致流动分离、动量损失而变得紊乱，再和发动机的排气相混合，并由于旋翼、自动倾斜器的旋转而继续被严重搅乱，所以实际中平尾的气动环境比较复杂。由于旋翼的旋转作用，作用于左、右平尾的气流是非对称的，在前行桨叶一侧平尾处的下洗流较强，在后行桨叶一侧
直升机技术 2013年1期2013-09-15
- 飞机T型尾翼颤振计算的若干关键问题
方法，而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。从T型尾翼的工程颤振分析出发，讨论了T型尾翼颤振计算中的若干关键问题，阐述了T型尾翼颤振特性的特点和影响T型尾翼颤振特性的关键参数，分别介绍了现有的几种T型尾翼颤振计算中的气动力修正方法，提出了T型尾翼颤振工程计算中必须注意的问题。T型尾翼;颤振;气动力;偶极子格网法;涡格法;片条理论;模态局部化T型尾翼是指平尾位于垂尾稍部，平尾和垂尾组成一个“T字”结构形式的尾翼。T型尾翼结构具有诸多优点，一方面，T型
振动与冲击 2011年5期2011-01-25