垂尾
- 复合式常规旋翼高速直升机机身气动布局风洞试验研究
向操纵面；安装平垂尾,增加航向、俯仰静稳定性；安装方向舵,增加冗余的航向操纵面。1.1 机身外形直升机机身阻力是飞行阻力的主要来源之一,降低机身阻力,有利于降低功率消耗,提高直升机前飞速度。在考虑机身结构框架、发动机、减速器、飞控硬件等部件布置情况下,机身外形采用流线型设计,尽可能减少迎风面积,降低机身阻力。机身上方设计整流罩,避免旋翼轴、自动倾斜器等部件暴露在气流中增大阻力；机身下方设计流线型过渡,在保证发动机进气和散热的同时减少气动阻力。机身外形如图1
航空科学技术 2023年9期2023-09-27
- 基于飞参的尾翼载荷谱编制的均值法
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；Picw—
教练机 2023年2期2023-07-25
- 疯狂纸飞机之旅
智杰是否具有垂尾是目前设计纸飞机时的两大不同方向。有些设计者认为，具有垂尾的纸飞机在飞行时，垂尾有助于增加方向稳定性，使纸飞机不易偏航。尤其是采用了雙垂尾设计的纸飞机，飞行时机身几乎不会晃动。而有些设计者则认为，纸飞机飞行时的稳定性可通过调整其重心位置获得，重心位置越靠前，飞行越稳定，而无须在意是否拥有垂尾。Hunting Flight 纸飞机采用了无垂尾的设计方案，同时增加机翼两侧的翼梢小翼，同样具有不错的飞行稳定性。
航空世界 2023年3期2023-05-01
- 垂尾装配尺寸链公差分析与优化
预期目的。某型机垂尾由垂尾安定面和方向舵组成，其中垂尾安定面由前后梁、外蒙皮、肋、长桁等结构组成。垂尾通过垂尾安定面的前后梁单耳接头与机身框双耳接头对接装配，单耳接头与双耳接头之间通过螺栓固定，如图1 所示。为保证垂尾的装配与互换，应避免基于经验式的尺寸公差分配而造成装配过程中的零件干涉，本文基于尺寸链对垂尾装配过程中相互关联的零件尺寸进行公差分析与优化，减少装配过程中现场不必要的修挫打磨量与加垫调整，提高装配效率。图1 垂尾装配示意图1 尺寸链尺寸链是研
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＊
）同理，可以得到垂尾的平均气动弦长为46.63 mm，代入垂尾容量计算公式：式（3）中：S垂尾为垂尾面积；S为机翼面积；L垂尾为垂尾力臂，取530 mm；B为机翼翼展。根据经验取A垂尾=0.04，得垂尾面积为55 cm2，最后得出垂尾外形投影参数如图6 所示。图6 垂尾几何参数图（单位：mm）3 玻璃钢模具的制作在前文对固定翼航模设计参数的基础上来完成对玻璃钢模具的设计与制作。而完成玻璃钢模具设计与制作之前，需完成母模的设计与制作，即完成对PVC型芯模具的
科技与创新 2023年7期2023-04-14
- 典型布局民用飞机的地面系留特性研究
，针对模型A开展垂尾、平尾、短舱等部件组拆的气动力测量研究，分析各部件气动力贡献。试验同样在主轮离地10 mm、风速35 m/s情况下进行，主要包括全机去平尾、全机去垂尾、全机去尾翼（去垂平尾）、翼身组合（全机去尾翼去短舱）4个构型，气动力对比如图12～图17所示。图12 部件法向力系数CNFig.12 The component CN图17 部件滚转力矩系数ClFig.17 The component Cl从图12～图13可以看出：对于法向力系数C和俯仰
航空工程进展 2022年5期2022-10-25
- 机载垂尾超短波一体化天线的设计
波天线通常安装于垂尾顶端，天线辐射特性的好坏将直接影响到整个机载通信系统的工作性能，设计出能够满足要求的天线是目前工程研究中的重要方向[2]。目前国内外设计的超短波天线主要采用马刀天线，内埋于垂尾顶罩内，天线与天线罩分离设计并分离测试验证，天线的设计阶段就未考虑垂尾顶部天线罩的复杂结构对天线辐射性能的影响，往往单独天线在暗室内测试性能可以满足要求，但装机后，由于天线罩的传输损耗和罩体与天线之间的耦合造成天线装机后的增益下降[3]，外场使用过程中经常出现通信
电子技术应用 2022年10期2022-10-20
- 基于VSA的方向舵壁板与垂尾整流罩间隙容差分析
客机方向舵壁板与垂尾整流罩的间隙要求为S±2 mm，用于安装密封件，但实际间隙偏小，最终采取了打磨的工艺补偿方式解决。通过查看数模图纸发现，一方面，机身蒙皮、方向舵复材壁板、垂尾整流罩制造误差偏大；另一方面，间隙的产生涉及垂尾与后机身前段、后机身前段与后段的大部段对接。因此，在采用VSA分析时，将上述可能因素统筹考虑并在此基础上建模仿真。3 模型建立利用专业偏差建模工具VSA进行计算与分析，需要在仿真平台中输入三部分信息，包括：设计/测量基准与容差，装配定
现代工业经济和信息化 2022年4期2022-06-12
- 基于CorrosionMaster的垂尾下支臂腐蚀仿真分析
er软件对建立的垂尾下支臂组件仿真模型进行参数设置，通过求解计算，输出仿真结果，并将仿真所得的腐蚀形貌与某现役机型的腐蚀形态进行对比分析，验证该软件在均匀腐蚀仿真方面的可靠性。1 仿真模型的建立及分析结构真实的腐蚀情况会受到服役环境、结构形式、材料及表面防护等因素的影响。所建的垂尾下支臂组件仿真模型的环境信息、结构信息、材料及表面防护信息是根据某型飞机的实际情况设定的。1.1 使用环境为了更精准地仿真计算零件的腐蚀状态，需对某型飞机的实际服役环境进行为期1
腐蚀与防护 2021年1期2021-12-13
- 基于水动力参数设计的水下滑翔机横向静稳定性改善研究
横滚；另一方面，垂尾上产生侧向力，作用点相对机身偏高，也会产生相应的横滚力矩，故通过优化水翼后掠角及垂尾展弦比进一步提高水下滑翔机横向静稳定性。关于附体水动力参数对横向静稳定性的影响，目前开展的研究较少，大多局限在对滑翔经济性及纵向静稳定性的探讨上，武建国[4]采用极差分析法分析了标准翼型4 因素（水翼弦长、安装位置、后掠角及展弦比）对经济性及纵向稳定性影响所占的比重；Liu 等[5]借助CFD 仿真，优化水翼布局，提出了弦长对经济效率影响最大，后掠角对机
舰船科学技术 2021年8期2021-09-18
- 薛莹：献身航空的“最美奋斗者”
岁的薛莹被任命为垂尾前緣班班长。当时，波音公司在航空工业西飞订购“波音737-700”飞机垂尾前缘时提出，蒙皮不能有丝毫划痕，更不能打磨。此后几个月，薛莹带领班组成员开始没日没夜地试验。凭借着精湛的飞机装配技能和较强的班组管理能力，薛莹带领全体组员改进操作方法、工艺流程，改进了前缘组件上300多个螺钉孔完全和前梁上所有孔同心操作方法，实现了用一个手指力量就能把前缘装配到垂尾上，顺利通过检验，赢得波音公司代表一致好评。2002年，面对时间紧迫的波音垂尾前缘工
新西部 2021年6期2021-08-09
- 基于NAF-FxLMS控制器的垂尾抖振主动控制
特性[10]。双垂尾布局是现代高性能战斗机普遍采用的一种构型，在大攻角机动飞行条件下，其机身前体或机翼后缘的分离涡产生的非定常气动载荷会作用在垂尾上，带来严重的气动弹性抖振问题，国外学者的研究表明利用压电作动器对垂尾抖振作振动压电主动控制是解决该问题的有效途径[11]。针对飞机垂尾抖振响应控制对控制收敛速度和避免高阶模溢出的要求，本文在改进反馈式次级通道阻尼补偿的基础上，改进FxLMS算法结构，实现了将进入NAF控制器的误差信号解耦，并从理论上证明了方法的
振动与冲击 2021年6期2021-03-31
- 双垂尾设计——让战机飞得更快更稳
后，尾翼均采用双垂尾设计，可有效地提升战机的飞行速度。当然，双垂尾并非四代机“专利”，早在20世纪50年代，米格-25就采用双垂尾设计，飞行速度可达1 020.9 m/s（3马赫）。那么，与单垂尾设计相比，双垂尾设计的优势在哪里呢？垂尾主要是利用气动力来稳定前进方向，类似于箭矢尾端的羽翼。单垂尾战机的垂尾高度越高，在迎角飞行时，气动控制越不易受到机身遮挡的影响。但垂尾也不是越高越好，垂尾越高对材料的刚度要求越高，材料刚度不够，会发生操纵效率下降、颤振等问题
电子产品可靠性与环境试验 2021年5期2021-03-30
- 垂尾抖振响应的鲁棒-FxLMS主动控制试验
610091双垂尾布局是现代高性能战斗机普遍采用的一种构型，在大迎角机动飞行条件下，其机身前体或机翼后缘的分离涡产生的非定常气动载荷会作用在垂尾上，带来严重的气动弹性抖振问题[1]。国内外学者的研究表明利用压电作动器对垂尾抖振作振动压电主动控制是解决该问题的有效途径，美国、澳大利亚和加拿大研究人员发起的合作研究项目，深入地研究了使用主动控制技术降低F/A-18垂尾抖振的问题，建立了混合式抖振控制系统，使用舵结构控制垂尾的弯曲模态，使用安装在垂尾表面上的压
航空学报 2021年2期2021-03-26
- 民用飞机控制律对偏航机动载荷影响分析
偏转造成方向舵和垂尾上产生较大气动载荷并传递到后机身，进而导致方向舵、垂尾和后机身等部件成为载荷严重情况之一。偏航机动是单向蹬舵过程，整个机动过程中不需考虑驾驶员来回往复蹬舵情况。服役经验和调查表明，不论在训练中还是在运营飞行中，驾驶员都可能实施一些错误或对飞行不利的方向舵输入措施，例如脚蹬反向操作。事故和事件资料显示，一些飞机经历了方向舵往复偏转操作，导致机体结构承受了超过限制载荷甚至有时超过极限载荷的作用力。现有的规章无该方面的机动载荷情况考虑，进而导
航空工程进展 2020年6期2021-01-05
- 民用飞机方向舵往复偏转仿真研究
动过程中方向舵、垂尾上产生较大气动载荷并传递到后机身。偏航机动是民用飞机载荷设计中非常重要的一种机动情况，是垂尾、后机身等部件的载荷严重情况之一。现行的偏航机动适航条款(包括CCAR25.351[1]、FAR25.351[2]和CS25.351[3])要求考核方向舵操纵器件(通常指脚蹬)突然移动至最大可用方向舵偏度，直到静平衡侧滑角时再操纵方向舵操纵器件突然回到中立位置的过程。整个过程驾驶员是单向蹬舵，不用考虑驾驶员来回往复蹬舵情况。2001年11月12日
机械设计与制造工程 2020年8期2020-09-03
- 平垂尾大角度气动特性计算与试验结果相关性分析
行品质、载荷和平垂尾部件气动载荷等需要大攻角(0～360°攻角)和大侧滑角(0～360°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
直升机技术 2020年2期2020-06-17
- 小小铆钉诠释工匠精神
27岁的薛莹就任垂尾前缘班班长。而垂尾前缘，正是飞机结构件中最难做的部分。波音公司在航空工业西飞订购“波音737-700”飛机垂尾前缘时提出，蒙皮不许有丝毫划痕，更不许打磨。而最让西飞人想不到的，就是“五磅大拇指力”的要求。在垂尾前缘装配时，要将7.2米长的前缘蒙皮与前梁结合，一头用一个螺钉固定住，另一头只需用一个大拇指以小于5磅的力轻轻一摁，蒙皮与前梁上的300多个孔就必须“同心”得严丝合缝、毫厘不差。薛莹带领班组尝试改变铆接顺序，最大限度消除蒙皮应力;
科学导报 2020年2期2020-01-13
- 轻型无人直升机部件气动特性CFD计算方法研究
、起落架、平尾和垂尾等。桨毂、起落架等部件改变了机身外侧的空气流动情况，而平尾和垂尾对直升机的纵向、横向和航向稳定性有比较大的影响。因此通常会在风洞试验时采用增量法来得到这些部件的气动特性。随着数值计算技术的发展，CFD方法在航空工程领域得到了广泛的应用[1]。采用CFD计算方法可以获得这些部件的气动特性。目前国内外已经开展了相关研究。文献[2]采用风洞试验的方法对不同迎角、风速等条件时外挂救生绞车对直升机气动特性的影响进行了研究。文献[3]采用CFD方法
直升机技术 2019年4期2019-12-05
- 垂直起降固定翼无人机的翼尖垂尾设计分析
本文提出四种翼尖垂尾的设计：翼尖下垂尾、翼尖上垂尾、翼梢端板、无翼尖垂尾的常规布局设计。为了解四种翼尖垂尾构型对中小型无人机总体性能的影响，本文结合某型垂直起降固定翼无人机工程设计案例对上述四种翼尖垂尾进行详细对比分析，确定适合该无人机的最优方案，同时可为类似无人机翼尖结构设计提供参考借鉴。1 某型垂直起降固定翼无人机总体及翼尖垂尾结构某型垂直起降固定翼无人机工程样机如图1所示，该无人机主要几何尺寸如表1所示。图1 某型垂直起降固定翼无人机工程样机Fig.
航空工程进展 2019年5期2019-11-04
- 一种大载荷量轻型无人机的总体方案设计与建模
性，选取较大的平垂尾尾容量；（4）为了增大机头空间，将发动机置于尾部或其他位置；（5）考虑到发动机后置以及垂尾尾容量加大，故采用双尾撑布局；（6）为避免后置发动机螺旋桨滑流对平尾舵效的影响给飞控造成不必要的影响，故考虑移动平尾位置或其他构型尾翼。综上所述，本文将对大展弦比，双尾撑后推式轻型无人机进行总体设计。1.3 基本飞行任务剖面飞行任务剖面，为完成某一特定飞行任务而绘制的飞机航迹图形，是飞机战术技术要求的组成部分和重要的设计依据，也是形象地表达飞行任务
装备制造技术 2019年4期2019-06-21
- T型尾翼布局的垂尾载荷测量技术
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 平尾对垂尾受载的影响T型尾翼布局的飞机平尾安装在垂尾的翼尖处，平尾载荷通过垂尾传递到机身上。这就造成垂尾结构受载复杂，除承受自身惯性力和气动力外，还承受来自平尾的惯性力和气动力。在飞行中一旦出现垂尾、平尾受载严重状态如偏航、俯仰和大侧风等机动时，尾翼结构往往要经受很大考验。图1为典型T型尾翼布局结构示意
航空学报 2019年3期2019-03-29
- 基于一阶PPF的垂尾振动分数阶控制
迎角飞行时，飞机垂尾时常受到不稳定分离涡或者发动机等外激励的影响，垂尾结构会出现严重的振动疲劳问题。为此，从20世纪90年代，美国NASA等机构已对垂尾的振动抑制问题进行研究，文献[1]总结了20世纪90年代垂尾振动抑制的被动与主动控制形式，并指出基于压电材料抑制垂尾振动的发展方向。随后，Nitzsche等对比了加速度响应与动态应变响应作为反馈信号的垂尾抖振抑制性能，指出动态应变信号为反馈信号的性能更优[2]。Sheta等通过数值计算分析了采用压电片控制全
航空学报 2018年8期2018-08-29
- 飞机垂尾静、动载荷联合加载装置设计
地模拟这些载荷对垂尾的作用进行试验，设计了静、动载荷联合加载装置，要求静、动载荷加载力垂直翼面，激振点位置可调，并且垂尾受静载变形时动载设备应随动调整姿态，工作稳定可靠，满足有关性能指标。1 设计分析1.1 加载部件选型及运动分析通常对翼面施加载荷选用液压伺服作动器，作用力范围大，行程大，工作可靠，但在双垂尾部位对翼面加载用液压伺服作动器，其长度受两垂尾之间空间限制，另外其质量、刚度都会影响试件的振动特性。气囊则不然，如图1所示（其中一个型号），可施加1k
制造业自动化 2018年2期2018-03-14
- 某型飞机垂尾前缘抗鸟撞减重设计
础上，对某型飞机垂尾前缘进行减重优化，将部分铝合金材料替换为碳纤維复合材料，减重明显。关键词：垂尾；碳纤维；复合材料；飞机中图分类号：V221 文献标识码：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2017.08.128近年来，世界各国强调了生态环境保护，导致飞机在低空高速飞行时极易发生与大鸟相撞事故。1976-03—1986-03，美国空军飞机就发生鸟撞飞机风挡事故2 721次，其中，109次座舱玻璃被击穿。1962年一架“子爵”号飞机与一
科技与创新 2017年8期2017-06-07
- 部件试验法向载荷约束技术
大型水陆两栖飞机垂尾后机身接头静力试验单垂尾梁易出现扭转和翘曲问题，按照蒙皮对翼梁限制形式设计了一种限制梁平面扭转和翘曲夹具。约束夹具与传感器相连，反馈出相应的约束载荷，将其与理论计算的约束载荷进行对比，发现其误差较小，可以满足设计使用。关键词：垂尾；翼梁；扭转1 概述某大型水陆两栖飞机尾翼为T尾结构，尾翼的所有载荷都通过机身垂尾接头传递到机身上，造成接头处载荷值较大，同时由于载荷形式的多样性导致接头载荷分配较为复杂，从而使得设计分析比较困难。因此设计方提
科技创新与应用 2017年12期2017-05-08
- 民用飞机后机身与垂尾连接结构研究
民用飞机后机身与垂尾连接结构研究孙洁琼 张宝柱 尤宏良 ∕(中航沈飞民用飞机有限责任公司工程研发中心，沈阳110000)民用飞机后机身与垂尾的连接，担负着将垂尾的载荷传递到机身上的重任，是民用飞机设计中的一个关键连接。该连接方案的选择，需要综合考虑传力路径、工艺性、损伤容限、维修性、重量、成本等多方面因素。对成熟机型和在研机型的对接方案进行了分析，总结出了三种主要连接方案，通过对比给出了不同方案的优缺点，能够为我国民用飞机后机身与垂尾的连接设计提供参考和借
民用飞机设计与研究 2017年1期2017-04-14
- 垂尾抖振主动控制的压电作动器布局优化
安 710072垂尾抖振主动控制的压电作动器布局优化梁力， 杨智春*， 欧阳炎， 王巍西北工业大学 航空学院 结构动力学与控制研究所， 西安 710072为了提高压电作动器垂尾抖振主动控制系统的控制性能，提出一种基于输出可控性的压电作动器优化准则。使用压电驱动载荷等效方法建立压电纤维复合材料(MFC)压电作动器力学模型，并建立了带MFC压电作动器垂尾结构模型的动力学方程。在模态可控性和模态价值理论的基础上，提出考虑剩余模态影响的压电作动器优化目标函数。针对
航空学报 2016年10期2016-11-20
- 战斗机垂尾脉动压力数值模拟
1000战斗机垂尾脉动压力数值模拟孟德虹1， 孙岩2， 王运涛1,*， 李伟11.中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所， 绵阳621000 2.中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室， 绵阳621000在亚跨超计算流体力学(CFD)软件平台(TRIP)上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术，并通过NACA0021翼型60° 大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证，针对某战
航空学报 2016年8期2016-11-14
- 垂尾抖振控制中多重动力吸振器设计
牛文超，李 斌垂尾抖振控制中多重动力吸振器设计牛文超，李斌（西北工业大学 飞行器结构力学与强度技术国防重点学科实验室，西安 710072）针对飞机垂尾抖振抑制的需要，进行小型电涡流耗能动力吸振器设计，并推导多重动力吸振器最优参数设计方法。分别以悬臂梁系统和缩比垂尾为被控对象，并考虑动力吸振器与垂尾实际尺寸，选定合理安装位置，通过有限元仿真验证多重动力吸振器吸振性能，仿真结果表明多重动力吸振器具有良好的振动抑制效果，可满足设计预期要求。振动与波；抖振抑制；电
噪声与振动控制 2016年3期2016-10-14
- 某型飞机垂尾壁板类柔性工装设计
装，以及新型飞机垂尾壁板采用复合材料壁板装配出现的问题，提出了一种新的多型垂尾壁板装配柔性工装的设计方法和关键技术。通过对现阶段多型垂尾壁板柔性工装结构特点和需求分析，解决目前垂尾壁板类刚性工装装配时产生的问题，提高了垂尾总装的装配效率。1 柔性工装的需求分析与结构特点在飞机装配（零件、组件与部件）过程中，刚性专用工装占地空间面积较大、重复利用率低、自动化水平局限、人工调整与装夹过程复杂、制造费用较高且费时，严重制约了飞机装配效率，柔性工装技术的快速发展使
航空制造技术 2016年12期2016-05-30
- 凌霄
8）上写过一篇看垂尾认航空公司的小文，但是这架实属小例外。看机身和机翼上醒目的“重庆航空”字样和垂尾涂装的南航红白菜涂装是不是有点违和？不着急，就快要统一成重庆航空的啦。胡耀/摄2. 国航“秀美四川”涂装上水墨画般的翠竹中两枚呆萌的国宝“滚滚”真是人见人爱，可是最前面那不和谐的蓝灰色是怎么回事？被谁整容换了鼻子？心灵浪子/摄3. 去年11月17日，成都航空租赁了由CALC（中国飞机租赁）引进的空客A320-200型客机，注册号为B-1632。此飞机原本为亚
航空知识 2015年12期2016-03-18
- 飞机垂尾前梁成型模具激光焊接修补工艺
50060）飞机垂尾前梁成型模具激光焊接修补工艺李瑞山，杨守吉（广联航空工业股份有限公司，黑龙江 哈尔滨 150060）本文主要介绍了实际生产中，大型客机垂尾前梁成型模具的工艺特点及更改要求。经过分析比较，最终选择激光焊接修补工艺，结合实例，说明了激光焊接修补工艺具有热影响区小，热变形小，修补效率高，修补质量好等优点，具有广阔的技术推广价值及应用前景。大型客机垂尾前梁成型模具；激光焊接；模具修补工艺1 大型客机垂尾前梁成型模具的工艺特点大型客机垂尾前梁为碳
中国设备工程 2016年17期2016-03-10
- 涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析
72涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析赵子杰， 高超， 张正科* 西北工业大学 航空学院， 西安 710072通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系，深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中，应用激光片光烟流场显示技术，得到了三角翼模型在风速为30 m/s下，各迎角的涡结构；使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应；使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明：
航空学报 2016年2期2016-02-22
- 带操纵面的垂尾跨音速颤振模型设计
研究部带操纵面的垂尾跨音速颤振模型设计张婷婷中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部以某型飞机垂尾为研究对象，设计了带方向舵的垂尾跨音速颤振风洞试验模型，并通过地面振动试验对其进行验证。研究表明，模型可以准确模拟垂尾刚度，方向舵旋转刚度稳定，模型取得了较好的试验效果。飞机操纵面由于其结构本身和操纵的复杂性，以及气动力不易准确获得等特点，气动弹性问题更加突出一些，跨音速模型风洞试验目前是颤振试飞前验证飞机跨音速颤振特性的唯一途径。因此，研究操纵面参与的颤振问
中国科技信息 2015年6期2015-11-05
- 图解美国空军F—106A“三角标枪”战斗机
同，F-106的垂尾采取梯形结构，同时前后缘都有后掠角。垂尾上面的减速板改为了左右打开的方式。减速伞改为收藏在垂尾的根部。F-106的机身根据面积率做了进一步优化，机身处的“蜂腰”比F-102更细。进气道和尾喷管也进行了改进，以适应更快速度下的减阻要求，并为发动机提供更多的空气。相应的，飞机上配备的J75-P-17发动机推力比F-102大了足足一倍。F-106继续沿用了F-102上的楔形座舱盖以适应高速飞行。F-106A是F-106系列的基本单座型。另外还
军事文摘 2015年9期2015-09-10
- 某飞机垂尾安装框裂纹对飞行限制影响
本文针对某型飞机垂尾安装框裂纹损伤对复飞飞行姿态控制的限制情况进行了分析，对评定飞机带伤飞行具有一定的借鉴意义。1 垂尾安装框及其受力情况分析部位为某型飞机后机身的垂尾安装框—42 框，该框位于后机身中部，是后机身最重要的横向主承力构件之一，框的外侧是连接垂尾的承力接头，此接头与垂尾后大梁的固定接头连接，主要传递垂尾传来的载荷，该框的损伤对垂尾的侧向受力影响极大［4-5］。由于垂尾所承受的载荷主要取决于方向舵的偏角和飞机的侧滑角度，因此，当后机身42 框损
兵器装备工程学报 2015年4期2015-07-01
- 一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究
072)一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究张 庆, 华如豪, 叶正寅(西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室, 西安 710072)现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法，利用机头处的静态或振动式硬质鼓包，使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转，从而改变前缘涡的轨迹，延缓涡的破裂，减弱前缘涡破裂尾迹在垂尾周围流场处的脉动强度，以达到抑制垂尾抖振的目的。在西北工业大学低湍
实验流体力学 2015年1期2015-06-23
- 高教机天线布局影响通讯距离研究与改进
高教机天线安装在垂尾，经初步研究分析发现，天线布局是导致故障发生的主要原因。2 故障原因分析2.1 天线机理分析高教机超短波电台天线在天线形式上属于单极天线。单极天线在设计和使用中一般遵循以下原则：1）辐射体必须安装在金属平板上并保持良好的电气连接，金属板尺寸会影响天线辐射性能，理论接地尺寸为无穷大；2）与单极天线辐射体连接的金属平板一般叫做天线接地面，即起到天线的激励面的作用，同时也是天线的反射面。同轴馈电时，同轴内导体接天线辐射体，外导体接金属平板。2
教练机 2015年2期2015-04-03
- 垂尾动态疲劳试验一体化框架设计
要：针对现代战机垂尾动态疲劳试验设计一套一体化加载框架，主要介绍了一体化框架在飞机结构强度试验中的设计流程及要点，验证了一体式框架在动态疲劳试验中的可行性。关键词：一体化框架;垂尾;动态疲劳;抖振试验中图分类号：TP393 文献标识码：A 文章编号：2095-1302（2015）01-00-040 引 言现代战机结构强度试验需要模拟大攻角飞行时飞机尾翼及后机身结构产生强烈振动情况，即尾翼、后机身抖振试验，澳大
物联网技术 2015年1期2015-01-26
- 垂尾电磁散射特性分析与R C S减缩方法研究
CS值。而飞机的垂尾作为飞机上的重要散射源之一，降低其RCS对提高飞机的隐身性能起着重要作用[2]。因此，需要研究垂尾的雷达散射特性，并寻找方法来降低其RCS。本文首先建立垂尾的三维模型，利用矩量法(MoM)计算模型RCS，重点研究垂尾前缘后掠角、展长及倾角对RCS的影响，并拟合垂尾RCS随这三个变量的变化曲线，建立了垂尾RCS与这三个变量之间的函数式。并由此提出减缩垂尾雷达散射截面积RCS的方法。1 MoM方法原理积分方程一般采用矩量法(method o
科技视界 2015年15期2015-01-16
- 振动环境下飞机连接部位结构故障诊断与分析
］。本研究对飞机垂尾与机身对接处多次产生裂纹和紧固件松动故障问题展开讨论。1 故障描述用户反馈在进行飞机检修普查时发现10余架飞机在垂尾与机身连接零件出现裂纹，典型裂纹如图1所示。裂纹位置处于垂尾下部整流罩蒙皮与机身蒙皮连接角材上，该角材长度为91 mm，裂纹长度分布在5～25 mm之间，最严重情况裂纹破坏已达到零件有效长度约27%;裂纹方向沿航向由后向前扩展，对于服役飞机发生裂纹故障，经鉴定不影响飞机飞行安全的情况下，最多见的处理办法是先打止裂孔处理，观
失效分析与预防 2014年1期2014-10-22
- 装配仿真技术及其在某机垂尾装配中的应用
。本文将通过某机垂尾装配实例研究装配仿真技术的应用。首先分析产品结构和工艺方案，然后，利用DELMIA 的DELMIA DPM ASSEMBLY 模块的验证功能，根据工艺流程，对飞机垂直尾翼装配过程进行动态仿真，验证飞机垂直尾翼的可装配性以及装配型架的合理性。1 DELMIA 的装配仿真功能DELMIA 软件是达索公司的一款虚拟仿真软件。它提供了能够数字化设计、测试和验证一台机床、一个工作单元或整条生产线的解决方案［4］。DELMIA 服务于那些亟需制造流
机械工程师 2014年10期2014-07-08
- 某型直升机侧垂尾螺栓结构改进设计
6）某型直升机侧垂尾螺栓结构改进设计姜大成， 吕长生， 张新军（陆军航空兵驻哈尔滨地区军代表室，哈尔滨150066）某型直升机在使用过程中，发生过水平安定面侧垂尾个别连接螺栓断裂的故障现象，该故障若不及时发现将直接影响直升机的飞行安全。通过对螺栓断裂原因分析，提出了在保证连接形式不变条件下，改进螺栓结构，经设计软件强度校核和空中试验验证，证明改进后的螺栓结构能够满足使用要求。直升机；侧垂尾；螺栓；方案设计1 故障现象侧垂尾作为直升机关键部件之一，是用碳纤维
机械工程师 2014年4期2014-07-01
- 飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究
离涡带着气流掠过垂尾时还可以维持飞机的稳定性。但是，在有些情况下这些分离涡在到达垂尾前就发生破裂，从而形成高度紊乱、旋转的非定常尾涡流。这种涡流在一定的频率带宽内具有集中显著的能量，如果这种尾涡流所具有的频带范围覆盖了垂尾结构的某一阶或几阶模态的固有频率，涡流作用在垂尾结构上将会诱发严重的垂尾抖振现象。图1是NASA的研究人员在F/A-18飞行中利用烟雾法进行涡流破裂现象演示试验的两张照片。(a) 20°迎角 (b) 30°迎角这些来自机翼和机身前缘的非定
实验流体力学 2014年2期2014-03-29
- 基于改进变密度法的飞机垂尾拓扑优化设计研究
优化技术实现飞机垂尾减重目标。一直以来连续体拓扑优化技术发展的比较缓慢，直到1988年Bendson等人［3］提出均匀化方法之后，它才得以快速发展。目前比较常用的连续体拓扑优化方法有均匀化方法［3］、变厚度法［4］、变密度法［5］、渐进结构优化方法［6］等。以上各种连续体拓扑优化方法都有各自的优势和擅长处理的问题，但是又都有一定的局限性。本文主要以变密度法的研究为主，通过引入约束因子的方法改进变密度法实现飞机垂尾的拓扑优化设计;同时与ANSYS拓扑优化模块
沈阳航空航天大学学报 2013年1期2013-01-22
- 飞机垂尾抖振极限载荷预测方法
10041)飞机垂尾抖振是典型的气动弹性耦合效应下随机振动问题。以美国 F/A －22［1－2］和 F/A －18 飞机［3－6］为代表的许多双垂尾布局的先进战斗机，在大攻角飞行时承受着严重的抖振载荷，研究发现这正是引起垂尾结构部件疲劳损伤的根源之一［7］，因而在高性能战斗机设计中，垂尾抖振备受关注。虽已有研究表明，垂尾抖振产生的根源在于飞机设计时采用的机翼前缘大边条与双垂尾布局，但是无论是采用被动的抖振减缓措施［8－9］或主动的抖振控制方法［10－11］
振动与冲击 2012年13期2012-06-05
- 双垂尾不利影响改善措施研究
战斗机常常采用双垂尾布局，以改善大迎角航向稳定性，同时缓解大速压下静气动弹性效应问题，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飞机。隐身战斗机为了减小侧向扇区雷达回波，要么采用无垂尾布局，例如B－2，要么采用倾斜双垂尾，例如F－117、F－22、F－35和T－50等。与此同时，为了提高机动性，拓宽飞行包线、尤其是飞行包线的左边界，希望飞机具有良好的大迎角特性，因此常常在飞机前体配置涡升力装置，例如机翼前边条、鸭翼和前机身侧棱等。在小迎角
实验流体力学 2012年1期2012-04-17
- 扰流激励下垂尾抖振响应主模态控制风洞试验研究
13)扰流激励下垂尾抖振响应主模态控制风洞试验研究王 巍1，杨智春1，张新平2(1.西北工业大学 航空学院 结构动力学与控制研究所，西安 710072;2.中航陕西飞机工业(集团)有限公司 设计院，汉中 723213)采用压电结构的热弹比拟建模方法，进行了垂尾模型一弯模态和一扭模态响应的压电主动控制仿真。设计制作了一个垂尾气动弹性抖振模型以及两种形式的气流干扰源，用于在风洞中进行垂尾抖振实验及产生扰流对垂尾模型实施抖振激励。采用自主研发的弓形压电作动器，根
振动与冲击 2012年16期2012-02-05
- 基于分枝模态法的面对称布局飞行器结构动力学建模
中：机身、机翼、垂尾组成面对称布局,机身、机翼和垂尾均为有纵向和横向加劲的半硬壳式结构。机身内部除结构件外,还安装仪器设备、贮箱、发动机和有效载荷等非结构质量。图1 飞行器外形Fig.1 Vehicle conf iguration1.1 飞行器有限元建模及模态计算根据飞行器的结构特点,用MSC.Patran软件建立飞行器整体的有限元模型。其中：半硬壳式结构用壳单元与梁单元混合建模,蒙皮部分用6自由度的壳单元模拟,桁条、翼肋和隔框等加劲部分用相同自由度的梁
上海航天 2011年2期2011-09-18