升降舵
- 基于最優(yōu)分配的復(fù)合式高速無人直升機縱向控制設(shè)計與驗證
合固定翼飛機的升降舵和方向舵的復(fù)合式布局。圖1 共軸高速無人直升機樣機Fig.1 Coaxial high speed unmanned helicopter prototype1.1 基本模型采取分塊法建模思路，將共軸高速無人直升機分為共軸雙旋翼、機身、升降舵、方向舵、推力槳5個部分并分別建模，得到各個部分的受力，然后在飛機重心處合成各個部分的力和力矩，最后代入飛機六自由度運動方程，即可得到高速無人直升機的數(shù)學(xué)模型，如圖2所示。圖2中模型輸入為圖2 高速
航空科學(xué)技術(shù) 2023年11期2023-12-09
- 傾轉(zhuǎn)旋翼機舵面故障后動態(tài)傾轉(zhuǎn)過渡優(yōu)化
期變距,θe為升降舵偏轉(zhuǎn)角,δcol為總距桿量,δlon為縱向桿,δIN為短艙傾轉(zhuǎn)角,?θ0/?δcol為總距系數(shù),θ0G為總距管理器補償量,旋翼總距補償角θ0L與δN相關(guān),θsmax為最大縱向周期變距,δB1為補償量,θemax為升降舵最大偏轉(zhuǎn)量[14]。采用操縱量的一階導(dǎo)數(shù)作為控制變量,避免數(shù)值優(yōu)化計算過程中出現(xiàn)“bang-bang”現(xiàn)象。傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行動力學(xué)方程如下式中,y=[u,w,q,θ,x,h,δcol,δlon,δIN]為狀態(tài)變量,其中,u為
航空科學(xué)技術(shù) 2023年9期2023-09-27
- 我是無人機小飛手
俯仰控制時，推升降舵搖桿變成了朝向自己飛行，拉升降舵搖桿則遠離自己飛行。練習(xí)時稍不注意，很容易發(fā)生飛行器撞到自己的情況。為保證安全，建議先嘗試45°斜對頭懸停，熟練掌握后再進行正對頭懸停。對頭懸停對于航線飛行十分重要，需要熟練掌握。四旋翼飛行器操控練習(xí)高級篇三、360°自旋懸停360°自旋訓(xùn)練時，需先操縱飛行器保持一定高度懸停，然后使其保持前后左右位置不變的情況下，緩慢順時針或逆時針旋轉(zhuǎn)一周，旋轉(zhuǎn)時間不少于15 秒。航線練習(xí)一、直線飛行警示桶、警示帶和降落
航空世界 2022年10期2022-12-08
- 基于分布式仿真的飛控系統(tǒng)功率消耗分析
舵面分為副翼、升降舵、方向舵、襟翼、擾流板、襟副翼以及縫翼等，如圖1所示。圖1 典型飛機舵面分布情況對飛控系統(tǒng)進行建模主要考慮作動器、機械連接結(jié)構(gòu)和舵面，表1所示為典型多電飛機舵面及其結(jié)構(gòu)特點。利用AMEsim軟件進行飛控的舵面系統(tǒng)建模，由表1可知，飛控系統(tǒng)主要包含7類舵面，其結(jié)構(gòu)基本一致，主要是由液壓源驅(qū)動作動器控制舵面的運動。因此以升降舵建模過程為例進行說明。升降舵有左右兩個舵面，左升降舵由中央液壓系統(tǒng)和左液壓系統(tǒng)供油；右升降舵由中央液壓系統(tǒng)和右液壓系
現(xiàn)代電子技術(shù) 2022年4期2022-02-21
- 傾轉(zhuǎn)旋翼無人機過渡段縱向控制策略設(shè)計研究
動操縱舵面包括升降舵、襟翼和方向舵。三種飛行模式下各通道操縱方式如表1所示。1.2 過渡過程傾轉(zhuǎn)旋翼無人機過渡階段可以在爬升/下滑或者平飛狀態(tài)下完成，而平飛過渡不需要考慮高度軌跡的變化，降低了過渡模式控制策略技術(shù)研究的難度。故本文重點研究了對象無人機平飛過渡模式，根據(jù)對象無人機過渡階段操縱特性的變化規(guī)律，可以將過渡模式的飛行過程劃分為變距操縱段和氣動操縱段。其中變距操縱段是指以旋翼的縱向變距和總距操縱為主的飛行階段，根據(jù)氣動特性的區(qū)別又可進一步劃分為懸停小
導(dǎo)航定位與授時 2021年6期2021-12-02
- 航速和力對潛艇垂直面運動影響仿真分析
方法時是操艏艉升降舵使?jié)撏ё鲇锌v傾或無縱傾變深運動。無論是浮力調(diào)整水艙水艙的注排水還是操縱升降舵，歸根結(jié)底都是在航行中的潛艇上施加了垂直方向的外力(矩)。因此，研究航行中的潛艇在垂直面外(矩)作用下的運動特性顯得尤為關(guān)鍵。本文以模型潛艇為研究對象，基于潛艇垂直面操縱運動方程，通過理論推導(dǎo)和仿真驗證，分析了不同航速的潛艇在靜力和升降舵舵力作用下的運動特性以及艏艉升降舵的操縱特性。2 潛艇垂直面運動方程2.1 潛艇垂直面操縱非線性方程潛艇在垂直面中的航行機動與
計算機仿真 2021年6期2021-11-17
- 基于作動器載荷的升降舵鉸鏈力矩測量方法
89)1 引言升降舵鉸鏈力矩是指作用在升降舵上的氣動力對其轉(zhuǎn)軸形成的力矩[1]，該力矩是飛機操縱性及靜穩(wěn)定性評估的重要依據(jù)[2]，也是飛機陣風(fēng)載荷減緩[3]、主動氣彈控制[4]等技術(shù)的關(guān)鍵輸入。由于飛機升降舵處流場較為復(fù)雜，具有較多干擾因素，因此在飛機設(shè)計過程中，表征各因素影響程度的鉸鏈力矩系數(shù)難以通過計算準確得到[5-6]，一般還需采用風(fēng)洞試驗確定。在計算分析結(jié)果及風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，有必要開展真實飛行條件下的鉸鏈力矩實測以驗證相關(guān)設(shè)計指標(biāo)并為飛機型號
兵器裝備工程學(xué)報 2021年9期2021-10-15
- 無人機升降舵位移異常分析與改進設(shè)計
88)0 引言升降舵作為無人機的主操縱舵面，主要用于控制無人機俯仰運動來實現(xiàn)無人機的下降或爬升，在飛行過程中起到極其重要的作用。升降舵一旦失去舵效，將很難維持正常飛行，只能結(jié)束飛行任務(wù)，嚴重時甚至?xí)＜帮w行安全，造成巨大損失[1]。因此，升降舵操縱性能的優(yōu)劣關(guān)系到無人機的飛行性能和安全性[2-3]。某型無人機在飛行試驗結(jié)束后，進行飛行參數(shù)分析時發(fā)現(xiàn)升降舵驅(qū)動舵機的實際位移與理論值相比存在過大和變化過快的現(xiàn)象。本文對升降舵驅(qū)動舵機位移異常的原因進行分析，對舵
西安航空學(xué)院學(xué)報 2021年3期2021-10-14
- 某型飛機操縱面間隙非線性顫振時域分析
稱布局的副翼或升降舵），其結(jié)構(gòu)運動方程如式（4）所示。用最小狀態(tài)法對式（4）的氣動力系數(shù)矩陣進行有理函數(shù)擬合，將頻域方程轉(zhuǎn)化成時域狀態(tài)空間方程，然后進行數(shù)值求解。式中：s為拉普拉斯變量；L為參考長度；V為飛行速度；A，A，A，D，E為擬合矩陣；R為滯后根矩陣。將頻域方程轉(zhuǎn)化成時域狀態(tài)空間方程：式中：X為氣動彈性系統(tǒng)狀態(tài)變量；U為間隙偏移量；A和B分別為時域空間的系數(shù)矩。式（6）中的U為間 隙 偏移量，根 據(jù)式（4）得到：給方程（6）中的向量X施加任意擾動，
航空工程進展 2021年4期2021-08-30
- 舵面破損對飛機軸間運動耦合飛行品質(zhì)的影響
或?qū)椆艉螅?span id="j5i0abt0b" class="hl">升降舵或副翼可能會破損，使飛機的氣動外形不再左右對稱，從而產(chǎn)生軸間耦合運動，也即飛機俯仰軸的運動會引起其滾轉(zhuǎn)或偏航軸的運動響應(yīng)，滾轉(zhuǎn)或偏航軸的運動也會引起俯仰軸的運動響應(yīng)。在作戰(zhàn)任務(wù)中，由于駕駛員主要操縱升降舵與副翼，分別控制飛機俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸的運動，完成截獲、跟蹤等飛行任務(wù)；方向舵作為輔助操縱面，主要用于消除飛機滾轉(zhuǎn)時的側(cè)滑運動。顯然，俯仰軸與滾轉(zhuǎn)軸是機動任務(wù)中的主要運動軸，由舵面破損引起的俯仰-滾轉(zhuǎn)軸間耦合運動會增加飛行員的操縱負擔(dān)，使飛
航空學(xué)報 2021年6期2021-07-07
- 首升降舵布局方式對潛艇垂直面操縱性能仿真分析
言現(xiàn)代潛艇的升降舵一般分為首升降舵和尾升降舵2種。由于首升降舵布置在靠近潛艇的首部，距離重心的距離比尾升降舵要小的多，因此現(xiàn)代潛艇上的傳統(tǒng)操舵方式是首升降舵控制深度，尾升降舵控制縱傾。操首升降舵時，舵力的作用與舵力矩的作用方向相同，首升降舵的舵力也是促使?jié)撏н\動速度改變方向的作用力之一。因此，操首升降舵時沒有反向位移，剛開始轉(zhuǎn)舵就能夠迅速改變潛艇垂速方向。在潛艇低速航行時，尤其當(dāng)航速處于尾舵逆速附近時，操縱首舵顯得更加有效。首升降舵的舵力和力矩作用方向相
艦船科學(xué)技術(shù) 2021年5期2021-07-03
- 變著花樣飛
微微上翹。調(diào)整升降舵，同樣使其微微上翹。2.手持機身底部，將紙飛機輕輕推出?？此欠衲苎刂本€飛行。如果不行，就調(diào)整一下方向舵。3.上期我們制作了一條長長的跑道，現(xiàn)在可以再用它來搭建場景。將跑道放在桌面上。4.將紙飛機的襟翼放下，再向下偏轉(zhuǎn)約30度左右，放下前緣縫翼，向下偏轉(zhuǎn)約20度左右。接著，我們用同樣的力量將飛機向前擲出，這次飛機的速度會比之前慢一些。這是為什么呢？原來當(dāng)我們放下襟翼和縫翼之后，來自機翼下方的阻力會增大。為了解決這個問題，我們還需要將升降
百科探秘·航空航天 2021年5期2021-05-24
- 水陸兩棲飛機升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗技術(shù)研究及應(yīng)用
，活動翼面(如升降舵、方向舵、副翼)在操縱運動過程中是否卡滯或干擾，直接影響到飛機的操縱性能和飛行安全。中國民用航空規(guī)章第25部《運輸類飛機適航標(biāo)準》CCAR-25-R4中的“第25.683條 操作試驗”明確要求，對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%，以及對操縱系統(tǒng)中受動力載荷的部分施加正常運行中預(yù)期的最大載荷時，系統(tǒng)不出現(xiàn)卡滯、過度摩擦和過度變形。鑒于此，本文以水陸兩棲飛機升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗為研究對象，從試驗支持、試驗載荷
工程與試驗 2021年1期2021-04-22
- 為什么飛起來不一樣
著問：“你知道升降舵嗎？”我搖搖頭。他耐心地解釋道：“升降舵是飛機水平尾翼可操縱的部分，主要作用是控制飛機的俯仰運動。當(dāng)飛行員操縱升降舵向上偏轉(zhuǎn)時，升降舵受到向下的大氣壓力，對飛機產(chǎn)生了一個抬頭的力矩，飛機就抬頭向上了。反之，飛機就低頭向下。我們買的泡沫飛機也利用了這個原理。 雖然沒有升降舵，但由于擁有兩個不同角度的卡槽，可以通過調(diào)整水平尾翼的安裝位置來改變飛機的飛行姿態(tài)。現(xiàn)在你明白了吧？ ”我似懂非懂，“升降舵”“力矩”這些專有名詞聽得我迷迷糊糊的，但我
小學(xué)生作文(中高年級適用) 2021年3期2021-03-23
- 基于Nelson-Aalen估計和經(jīng)濟失效率模型的民機部件維修間隔研究
司某系列飛機的升降舵伺服活門的實際使用數(shù)據(jù)為例，驗證上文所述的分析方法。采用Nelson-Aalen估計求升降舵伺服活門在不同時間點的失效率，依據(jù)實際預(yù)防維修費用和延誤成本計算出經(jīng)濟失效率臨界值，進而計算升降舵伺服活門的預(yù)防維修的維修間隔。2.1 升降舵伺服活門簡介升降舵伺服活門作為升降舵伺服控制器的一個子部件，它的性能是和控制器密切相關(guān)的。同時，作為一種多級反饋的伺服閥，它對飛機的變增益操縱也有重要的影響。通過查詢機組報告和維修報告可知升降舵伺服活門的拆
裝備制造技術(shù) 2020年10期2021-01-13
- 民用飛機控制律對俯仰機動平尾載荷影響分析
轉(zhuǎn)動慣量。根據(jù)升降舵偏轉(zhuǎn)速率及俯仰操縱器件操縱規(guī)律，按方程求出整個俯仰機動過程中飛機響應(yīng)時間歷程，進而可得平尾載荷[7-8]。金湖縣在基本農(nóng)田以及耕地的保護方面，需要在確?，F(xiàn)有基本農(nóng)田在數(shù)量不減少、用途不改變的基礎(chǔ)上，質(zhì)量有所提高。建設(shè)用地上，金湖縣要統(tǒng)籌安排發(fā)展用地，實現(xiàn)集聚、集約發(fā)展。同時，加強對農(nóng)業(yè)污染的控制，大力發(fā)展高效以及生態(tài)農(nóng)業(yè)，發(fā)展高效規(guī)模養(yǎng)殖、無公害立體養(yǎng)殖、養(yǎng)殖廢棄物無害化處理等生態(tài)養(yǎng)殖技術(shù)，提倡有機肥和無機肥平衡使用技術(shù)，加快建設(shè)一批規(guī)
民用飛機設(shè)計與研究 2020年3期2020-12-22
- 水下狀態(tài)潛艇的靜力學(xué)特性及其對操縱運動的影響
速航行時發(fā)生尾升降舵卡（或誤操）下潛大舵角；二是低速航行時發(fā)生艙室（大量）進水。尤其當(dāng)潛艇處于大深度航行狀態(tài)，將出現(xiàn)更加緊迫的危急情況。上述情形，早在20世紀70年代研制SSN 688級潛艇時，美國海軍就采用了1/12縮尺自船模，通過應(yīng)急機動試驗進行了評估[4-5]。文獻[6]把操縱事故的危害分為2類：1）主要事故危害?？赡芤饾撏?；或引起艇上多各艇員嚴重受傷或死亡；或?qū)θ嗣⒇敭a(chǎn)或潛艇外部環(huán)境的嚴重威脅。2）對個體的局部危害?？赡芤鹜蟼€別艇員死亡
艦船科學(xué)技術(shù) 2020年5期2020-11-27
- 夢開始的地方
法是：紙飛機的升降舵控制飛機的抬頭和低頭如果紙飛機向下栽可以沿紅色虛線位置將飛機機翼后部兩邊同時向上微微翹起，翹起的角度一般不超過15 度，至于翹起多少則要根據(jù)試飛情況不斷調(diào)整，直至飛機平穩(wěn)飛行。如果紙飛機向上竄可以沿紅色虛線位置將飛機機翼后部兩邊同時向下微微折一些。紅色虛線后面部分，相當(dāng)于飛機的升降舵。飛機兩邊的升降舵同時向上翹起，飛機就會抬頭;飛機的升降舵向下，飛機就會低頭，我們稱之為俯仰控制。還有一種情況就是你的飛機總是向左或向右轉(zhuǎn)彎，這一般是由于飛
航空世界 2020年6期2020-10-26
- 讓紙飛機變著花樣飛
過水平尾翼上的升降舵來實現(xiàn)的。兩側(cè)的副翼可以控制飛機繞前進方向滾轉(zhuǎn)。機翼內(nèi)側(cè)的襟翼可以幫助飛機在起飛和降落時增加升力和阻力。另外，在飛機的尾部有一個豎直的“鰭”，我們稱其為垂直尾翼或垂直安定面。它可以幫助飛機保持航向。同樣，通過偏轉(zhuǎn)垂直尾翼上的方向舵，飛機就可以改變航向。我們平時折的紙飛機通過改進也可以模擬真實飛機上翼面上的動作，使紙飛機能夠變著花樣飛行。為了實現(xiàn)這個目標(biāo)，我們一起來折一架不一樣的紙飛機吧！制作紙飛機體驗翼面動作將各個舵面調(diào)節(jié)至初始位置，也
百科探秘·航空航天 2020年3期2020-04-21
- 基于應(yīng)變監(jiān)測的升降舵壁板變形重構(gòu)方法
性要求也更高。升降舵作為航空航天器實現(xiàn)功能、提高性能的重要部件，必須確保其在在位裝配時的裝配精度與結(jié)構(gòu)強度。因此，升降舵壁板結(jié)構(gòu)在裝配過程中的實時變形監(jiān)測對于航空航天器的整體結(jié)構(gòu)穩(wěn)定與安全有著十分重要的意義。目前，應(yīng)用于升降舵壁板幾何形狀的傳感和測量方法主要包括視覺測量方法、激光掃描方法、應(yīng)變片測量法和三坐標(biāo)測量方法等［1-4］。這些方法適用于升降舵壁板線下定檢時的型面重構(gòu)，而對于升降舵壁板在線裝配時的變形實時監(jiān)測存在局限性，主要問題集中于在線裝配過程中受
計測技術(shù) 2020年1期2020-04-10
- BBJ公務(wù)機“FEEL DIFF PRESS”故障分析
。該故障來源于升降舵感覺系統(tǒng)，如不及時修正會對飛行產(chǎn)生嚴重影響，威脅航空安全。統(tǒng)計發(fā)現(xiàn)，此故障在飛行中頻發(fā)且原因復(fù)雜，因此需要對此類故障及時采取糾正措施，以降低安全風(fēng)險、節(jié)約運營成本。2 升降舵感覺計算機原理及功能簡述升降舵感覺計算機接收皮托管氣流壓力、液壓系統(tǒng)壓力以及機械輸入，將計量好的液壓壓力發(fā)送至位于升降舵感覺和定中組件上的雙感覺作動器，從而產(chǎn)生合適的感覺力度，再傳遞給駕駛桿。升降舵感覺計算機內(nèi)部的液壓變化范圍在180～1400psi之間，實際輸出的
航空維修與工程 2020年3期2020-04-10
- 彈性高超聲速飛行器輸入飽和抑制backstepping控制
執(zhí)行機構(gòu)只安裝升降舵[3]；然而，AHV的升降舵對升力的影響較一般飛行器更為顯著，使得飛行器縱向通道的軌跡控制與姿態(tài)控制之前存在強烈的耦合，這給飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計造成很大困難。針對這一問題，目前研究者通常采用增加鴨翼的方式予以解決[4-6]。但是，增加額外的控制舵面會為飛行器帶來一些不利的影響。文獻[7]指出，增加鴨翼會影響高超聲速飛行器熱量保護系統(tǒng)的設(shè)計，而且鴨式布局還會降低飛行器的隱身性能。因此，是否可以在AHV僅安裝升降舵的情況下，同時考慮機體彈性
振動與沖擊 2019年20期2019-10-30
- A320 飛機抖動原因淺析
作動筒振動。②升降舵校裝不正確、后緣自由間隙過大、升降舵作動筒振動。③副翼后緣自由間隙過大、副翼作動筒振動。④襟翼造成的抖動。（2）結(jié)構(gòu)原因。①前起落架后艙門造成的抖動。②機腹整流板封嚴造成的抖動。③客艙門上部蓋板造成的抖動。（3）外界環(huán)境。外界氣流的擾動破壞了飛機原有的平衡狀態(tài)，加劇了飛機的振蕩，產(chǎn)生一個激勵的過程。1.2 故障的分析據(jù)空客公司統(tǒng)計出抖動源概率，由圖1 中可以很明顯的看出，造成飛機抖動的最主要原因為方向舵，其次為升降舵、前起落架艙門、襟翼
設(shè)備管理與維修 2019年14期2019-06-16
- 飛機在天上怎樣控制方向
的舵面，被稱為升降舵。在飛行時，飛行員向后拉駕駛桿，升降舵會向上偏轉(zhuǎn)，使氣流對水平尾翼產(chǎn)生向下的力，于是飛機就會抬頭向上飛行。在飛機的尾翼中間，有一個垂直方向的翼面，叫做垂直尾翼。垂直尾翼上也有一個可活動的舵面，被稱為方向舵。飛機在飛行時，飛行員向右蹬腳鐙，方向舵會向右偏轉(zhuǎn)，使氣流對垂直尾翼產(chǎn)生向左的力，從而使得飛機偏航。飛機左右機翼外側(cè)各有一個活動的舵面，叫做副翼。在飛行時，飛行員向左壓駕駛桿，飛機右側(cè)的副翼就會向下偏轉(zhuǎn)，左側(cè)的副翼向上偏轉(zhuǎn)，空氣的升辦差
閱讀（科學(xué)探秘） 2019年3期2019-06-11
- 玩轉(zhuǎn)多旋翼無人機（下）
到底其實主要是升降舵和副翼之間的協(xié)調(diào)配合。對于日本手來說，這兩個舵面的操作分別在左手和右手，兩個手的配合需要多加磨合；對于美國手來說，這兩個舵面的操作都在右手上，雖然只需要一只手操作，但是卻很容易讓右手忙不過來，因此也需要多加練習(xí)。無人機的懸停練習(xí)分為四個方位，分別是對尾懸停、左側(cè)懸停、右側(cè)懸停、對頭懸停。其中對尾懸停是基礎(chǔ)中的基礎(chǔ)，我們第一個應(yīng)該練習(xí)的動作就是對尾懸停。對尾懸停就是指無人機的后部對著我們，這個時候操作無人機時，所有的操作方向都是正向的。我
第二課堂(課外活動版) 2018年11期2018-11-30
- 菜鳥看模型
襟翼、方向舵、升降舵等。飛行時，這些舵面各司其職，為模型提供不同的偏轉(zhuǎn)力矩。1.副翼副翼的功能主要是產(chǎn)生讓機身繞自身軸向偏轉(zhuǎn)的力矩，讓模型滾轉(zhuǎn)運動。通過副翼的偏轉(zhuǎn)，模型可沿機身縱軸滾轉(zhuǎn)，速度與副翼偏轉(zhuǎn)角度成正比。副翼舵面偏轉(zhuǎn)后，模型以機身縱軸為軸心偏轉(zhuǎn)。偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)力矩方向一致。當(dāng)模型偏轉(zhuǎn)到一定角度時，松開遙控器副翼搖桿，其會保持這種角度繼續(xù)飛行。而如果要讓模型重新恢復(fù)水平姿態(tài)，則需向反向打副翼。與副翼偏轉(zhuǎn)相關(guān)的飛行動作有：副翼轉(zhuǎn)向、橫滾、滾筒、倒飛等。
航空模型 2017年12期2018-05-08
- 某型公務(wù)機操縱系統(tǒng)啟動力故障排除與預(yù)防措施
副翼操縱系統(tǒng)與升降舵操縱系統(tǒng)啟動力過大，飛行員對副翼操縱系統(tǒng)與升降舵操縱系統(tǒng)啟動力的評價為不可接受。因此，本文對某型公務(wù)機飛行操縱系統(tǒng)啟動力故障及形成的原因進行分析，并實施了故障排除措施，也給出了預(yù)防措施。1 某型公務(wù)機操縱系統(tǒng)啟動力的構(gòu)成某型公務(wù)機操縱系統(tǒng)啟動力是由操縱摩擦力和操縱不平衡力構(gòu)成。在無風(fēng)的情況下，分別使用方向舵舵面夾、升降舵舵面夾、副翼舵面夾使各舵面在中立位置時，調(diào)整駕駛桿（盤、腳蹬）至中立位置，讓各舵面處于無約束的自由狀態(tài)。在各行程范圍內(nèi)
科技與創(chuàng)新 2018年8期2018-04-25
- 做一只“東方鴨子”（上） “木星鴨”水上模型飛機制作記
三、水平尾翼與升降舵先取出水平尾翼零件，沿其安定面與升降舵分界線切開（圖18）。切割時用鋼板尺對齊升降舵的前緣，持美工刀向右傾斜45°裁切，以讓升降舵前沿呈45°斜邊（圖19）。然后在升降舵前緣斜邊上涂泡沫塑料快干膠，粘接1塊厚0.5mm、寬3mm的碳纖加強片（圖20）。接著用透明膠紙帶連接升降舵和安定面，以升降舵能靈活轉(zhuǎn)動為宜。水平尾翼的安定面和升降舵連接好后，對齊機身中線，用泡沫塑料快干膠粘合（圖21、圖22）。四、垂直尾翼與方向舵取出垂直尾翼零件，沿
航空模型 2017年9期2018-02-23
- “小飛象”誕生記（下）
部件不錯位。裝升降舵時，先把舵角放在安裝位置，留出足夠的間隙；然后點上膠，將升降舵與機身尾部粘接在一起；待膠干后拆下舵角，并加固升降舵?！靶★w象”升降舵部位靠金字塔形結(jié)構(gòu)加固。操作時先用兩根直徑1mm的碳棒在升降舵正中間粘接1個三角形，然后以其為基準，堆疊其余碳棒。注意讓這些碳棒的一頭匯聚在三角形的頂點，另一頭與升降舵上需加強的點粘接，以泡沫快干膠定型。在加強升降舵的過程中，仍要用重物壓住已粘接好的部位，保證升降舵平整。完成后繼續(xù)進行機身尾部的加強，用直徑
航空模型 2017年8期2018-02-08
- 一起CESSNA172R型飛機升降舵配平操縱系統(tǒng)故障
摘 要：升降舵配平操縱系統(tǒng)是Cessna172R飛機飛行操縱系統(tǒng)的重要組成部分，本文介紹了一起典型的Cessna172R飛機升降舵配平操縱系統(tǒng)的故障，對故障現(xiàn)象進行介紹，分析故障發(fā)生原因，排故方法，并且制定預(yù)防措施和檢查方法。引發(fā)這起故障的原因?qū)τ谲浭讲倏v系統(tǒng)的飛機非常有代表性，值得維修人員注意。關(guān)鍵詞：Cessna172R飛機；配平調(diào)整片；鋼索；故障DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2018.04.215飛機本身具有的穩(wěn)定性能夠
山東工業(yè)技術(shù) 2018年4期2018-02-07
- 淺談空客A320飛機升降舵伺服控制邏輯與作動原理
下A320飛機升降舵伺服控制原理以及常見故障排故思路【關(guān)鍵詞】飛機服維修；升降舵；伺服控制A320飛機的俯仰操控主要依靠升降舵完成，側(cè)桿或者FMGC發(fā)送指令給ELAC和SEC計算機，ELAC2控制升降舵，ELAC1作為備份。SEC作為ELAC的多余度備份。系統(tǒng)控制原理如圖一所示：兩個升降舵相對獨立地鉸鏈安裝在水平安定面上。每個升降舵的控制執(zhí)行包括：兩個升降舵伺服控制器，一個升降舵位置傳感組件，升降舵和副翼計算機（ELAC1，ELAC2），擾流板和升降舵計算
智富時代 2018年11期2018-01-15
- Arrow.V6開箱記（上）
作調(diào)整方向舵和升降舵舵機搖臂的工具。一切準備就緒，開始組裝模型。首先用0.2mm厚的碳片給機翼前段的前后緣包邊，增加機翼剛度（圖8）。一般來說，D板材質(zhì)的模型機翼多用0.6mm或0.8mm厚的碳片加強。因為文中介紹的模型飛機用的是3mm厚的D板，所以只需要0.2mm厚的碳片。用紙膠帶粘接碳纖維材料不會殘留膠痕（圖9），減少了調(diào)整加強件時的麻煩。模友在組裝其他材質(zhì)的F3P模型時，可根據(jù)模型材料的軟硬程度做加強。水平機身與機翼前段靠膠水粘接，在雙面薄薄地涂一層
航空模型 2017年4期2017-07-29
- 基于總能量控制的下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)設(shè)計仿真
以在實現(xiàn)油門與升降舵聯(lián)合控制速度與下滑航跡,控制無人機快速、準確地跟蹤下滑線,完成精確定點著陸。無人機；總能量控制；下滑波束導(dǎo)引；解耦控制下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)是飛機自動著陸時采用的一種重要無線電波束導(dǎo)引系統(tǒng)[1]。飛機在著陸前作定高飛行,當(dāng)截獲下滑波束線后,即按一定下滑坡度下滑,當(dāng)飛機偏離波束中心線飛行時,出現(xiàn)波束偏差角,則下滑耦合器輸出形成指令信號控制飛機產(chǎn)生俯仰角,迫使飛機回到下滑波束線。設(shè)計控制系統(tǒng)時需要關(guān)注,在下滑過程中速度控制是實現(xiàn)航跡控制的必要條件
指揮控制與仿真 2017年3期2017-06-22
- 手拋模型變身記
舵機（5g）和升降舵舵機（3.7g），不設(shè)置方向舵。機體改裝確定了改裝用的電動動力系統(tǒng)和遙控設(shè)備后，就開始處理模型的機體了。首先仔細打磨模型飛機的表面，去除其上的毛刺，為之后機身的涂裝做準備。然后用美工刀在機翼上切割出合適大小的副翼操縱面。切割時注意不要切斷，保留舵面與機翼間的一部分，用作副翼鉸鏈。做法是在設(shè)置鉸鏈處上下各切去適量材料，留下中間部分，并仔細打磨使副翼能夠順暢轉(zhuǎn)動（圖2）。接著是升降舵的切割和安裝。升降舵位于模型飛機的平尾，同樣先用美工刀分割
航空模型 2016年11期2017-05-08
- QA問答
微調(diào)。3.測量升降舵有無差動?？捎脙筛篮炠N在升降舵平面，并讓二者的末端近乎接觸，交點在方向舵下面。以牙簽?zāi)┒藶閰⒄瘴镎{(diào)整連桿，至升降舵面高低一致、無差動。4.根據(jù)自己的操縱習(xí)慣和模型飛機的相應(yīng)速度，適度調(diào)整EXP值，一般在-50%--15%。副翼舵面的上下行EXP數(shù)值需保持一致。如果EXP值過大，模型會出現(xiàn)反應(yīng)遲鈍、動作幅度不均勻等現(xiàn)象；如果EXP值恰到好處，模型的飛行姿態(tài)則柔順舒服。Q 在外場飛行前，需對模型飛機做多項檢查，以保證飛行安全。請問在組裝模
航空模型 2016年12期2017-04-18
- THE MYSTERIOUS COCKPIT
ITCHING升降舵：操縱俯仰和上下Pilots can also control the elevator through the control column. Elevators on the tailplane control pitch. If you push the column forward, the elevators will drop downwards; so a lift will be formed at the tailpl
空中之家 2017年3期2017-04-10
- 升降舵輔助操縱的自轉(zhuǎn)旋翼機自適應(yīng)姿態(tài)控制
100083升降舵輔助操縱的自轉(zhuǎn)旋翼機自適應(yīng)姿態(tài)控制林清1，2，蔡志浩1，2，＊，閆坤1，2，王英勛1，21．北京航空航天大學(xué) 自動化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京 100083 2．北京航空航天大學(xué) 飛行器控制一體化國防重點實驗室，北京 100083針對常規(guī)自轉(zhuǎn)旋翼機俯仰操縱方式存在的問題，提出了一種升降舵輔助操縱的自轉(zhuǎn)旋翼機布局。采用解析葉素積分方法建立了自轉(zhuǎn)旋翼氣動模型，通過與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)及數(shù)值葉素積分法的對比驗證了其合理性。提出了基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動態(tài)逆的自
航空學(xué)報 2016年9期2016-12-06
- A320飛機電傳操縱系統(tǒng)概述
計算機中，2臺升降舵副翼計算機（Elevator Aileron Computer，ELAC）和3臺擾流板升降舵計算機（Spoiler Elevator Computer，SEC）控制飛機的滾轉(zhuǎn)和俯仰運動。ELAC用于升降舵、安定面及副翼的正?？刂?；SEC用于控制擾流板，并作為備份計算機控制升降舵和安定面。2臺飛行增穩(wěn)計算機（Fly Augmentation Computer，F(xiàn)AC）控制方向舵，實現(xiàn)對飛機偏航運動的控制。2臺襟縫翼計算機（Slat Fla
中國科技信息 2016年12期2016-08-29
- 全三維的復(fù)合材料升降舵結(jié)構(gòu)設(shè)計與表達技術(shù)
三維的復(fù)合材料升降舵結(jié)構(gòu)設(shè)計與表達技術(shù)文/于萍0 引言復(fù)合材料由于其本身具有的優(yōu)異性能已被廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域，在飛機上的應(yīng)用從口蓋、整流罩到次級承力結(jié)構(gòu)的操縱面開始，已逐步過渡到機翼、機身等主承力結(jié)構(gòu)。波音787飛機的復(fù)合材料用量已達到了50%，采用先進的纏繞工藝制造的整體化機身結(jié)構(gòu)技術(shù)成功引導(dǎo)了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造的發(fā)展方向。為提高某大型水陸兩棲飛機的市場競爭力，升降舵等操縱面全部采用復(fù)合材料設(shè)計。本文根據(jù)飛機設(shè)計手冊和民用飛機適航條例CCAR25部，
廣東科技 2016年11期2016-08-02
- 基于旋回機動的潛艇艉升降舵卡挽回仿真研究*
回機動的潛艇艉升降舵卡挽回仿真研究*胡坤劉常波孫奎(海軍潛艇學(xué)院青島266042)摘要艉升降舵卡下潛舵是潛艇最危險的一種舵卡形式，根據(jù)潛艇水下旋回機動產(chǎn)生的耦合水動力及其引起的潛浮運動特性，推導(dǎo)出不同航速條件下利用潛艇旋回機動可挽回的艉升降舵卡下潛舵舵角的計算方法，并通過六自由度潛艇運動仿真與控制研究平臺對計算結(jié)果進行了仿真驗證，仿真結(jié)果表明在一定航速范圍內(nèi)采用操方向舵旋回機動對于挽回艉升降舵卡下潛舵產(chǎn)生的首傾下潛趨勢具有顯著效果，從而驗證了論文提出的計算
艦船電子工程 2016年5期2016-06-21
- 基于超塑成形/擴散連接技術(shù)的升降舵結(jié)構(gòu)設(shè)計及強度分析
擴散連接技術(shù)的升降舵結(jié)構(gòu)設(shè)計及強度分析歐陽金棟，陳龍，馬俊飛，閆景玉，黃海龍，劉慧慧（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）隨著航空技術(shù)的進步和“矛與盾”進一步的深度對抗，飛行器技術(shù)朝著亞聲速巡航飛行器及超音速飛行器快速發(fā)展，因而要求結(jié)構(gòu)零件必須具備耐高溫、高強度、高剛度、質(zhì)量小等特點。本文依據(jù)此特點對應(yīng)用于某超音速飛行器的升降舵基于超塑成形/擴散連接技術(shù)進行選材、結(jié)構(gòu)設(shè)計及強度分析。計算結(jié)果表明，其安全裕度為1.37，滿足強度設(shè)計要求。TC4鈦合金；超塑成
教練機 2016年1期2016-02-16
- 升降舵操縱鋼索斷裂原因
（FCS）中，升降舵操縱系統(tǒng)是重要組成部分之一，負責(zé)完成飛機的俯仰功能，其工作穩(wěn)定性對飛行性能和飛行安全有重要影響。升降舵操縱系統(tǒng)大部分傳動是通過鋼索實現(xiàn)，它可以傳遞長距離的負載，能夠承受多種載荷及交變載荷，在抗拉強度、疲勞強度和沖擊韌性等性能上有明顯的優(yōu)勢[1]。鋼索在使用過程中的受力情況比較復(fù)雜，容易造成鋼索材質(zhì)的損傷。某型號飛機在飛行過程中升降舵操縱失效，檢查發(fā)現(xiàn)該機升降舵上部操縱鋼索在飛機尾部的U型接耳球型接頭處發(fā)生斷裂，破斷鋼索的宏觀形貌見圖1。
腐蝕與防護 2015年11期2015-09-27
- 某型飛機初始平衡速度離散性控制淺析
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、升降舵外形準確度提高水平安定面、升降舵外形控制要求加強升降舵
科技視界 2015年20期2015-08-15
- 大型民用運輸機全發(fā)失效后的飛行品質(zhì)研究
計偏度分別為:升降舵[-25°,20°],副翼±25°,方向舵±25°。2 計算方法2.1 飛機動力學(xué)模型根據(jù)對飛機全發(fā)停車后的機動能力及設(shè)計要求分析可知,飛機全發(fā)停車后的飛行品質(zhì)計算可分別運用縱向三自由度方程、橫航向三自由度方程進行計算分析,也可以運用六自由度方程進行解算。本文考慮縱向與橫航向數(shù)據(jù)相互影響較大,因此,采用六自由度方程計算,具體方程如下[5-6]:其中:c5=（Iz-Ix）/Iy,c6=Ixz/Iy,c7=1/Iy式中:Fx,Fy和Fz分別
飛行力學(xué) 2015年2期2015-03-15
- 飛機著陸構(gòu)型“啄食”及自動俯沖問題探討
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)擴散,這種分離渦引起飛機產(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，以及軸式補償升降舵的渦槳類飛機容易發(fā)生“啄食”現(xiàn)象?！白氖场爆F(xiàn)象是飛機以較小迎角飛行時,受機翼下洗影響,平尾局部負迎角接近臨界迎角,平尾下表面氣流分離,改變平尾及升降舵上下表面的壓力分布,升降舵鉸鏈力矩軸式補償過大,縱向操縱力
飛行力學(xué) 2014年4期2014-09-15
- 潛艇自航?？刂葡到y(tǒng)設(shè)計
的分析，完成了升降舵模糊控制器的設(shè)計?；趯崿F(xiàn)的自航?？刂葡到y(tǒng)在操縱性實驗中表現(xiàn)良好，對于類似系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)具有一定借鑒意義。潛艇自航模，控制系統(tǒng)，操縱性試驗，系統(tǒng)設(shè)計，模糊控制引言自由自航船模（簡稱自航模）是與真實船型幾何相似，質(zhì)量和質(zhì)量分布相似，直航階段滿足重力相似的模型，各種實船操縱性實驗都可用自航模進行［1］，因此，潛艇自航模成為研究潛艇操縱性的重要裝置，而控制系統(tǒng)作為潛艇自航模的重要組成部分，其設(shè)計和開發(fā)方法是關(guān)系到自航模能否順利完成實驗的關(guān)鍵
火力與指揮控制 2014年11期2014-06-15
- 高超聲速風(fēng)洞多天平測力試驗技術(shù)研究
夠同時測量左右升降舵和方向舵的氣動力，采用了鉸鏈力矩天平軸線與測量舵轉(zhuǎn)軸互相垂直的“縱軸式”布局方式，如圖1所示。1.2鉸鏈力矩天平研制鉸鏈力矩天平是測量舵面氣動力的核心部件。因此，天平研制是進行本項研究的主要工作之一。1.2.1結(jié)構(gòu)設(shè)計在本研究中，天平的軸線與舵面轉(zhuǎn)軸垂直，當(dāng)改變舵面偏角時，天平保持不動，因此，天平測量得到的氣動力必須經(jīng)過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換才能得到舵面氣動力。以右升降舵為例，坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系為：圖1 試驗裝置NsY=AsYbsinδ1+NsYbcos
實驗流體力學(xué) 2014年4期2014-03-30
- 基于試飛數(shù)據(jù)的氣動特性分析校核
全機升力為零和升降舵偏角為零時作用在飛機上的力矩，一般規(guī)定抬頭力矩為正值。無動力零升力矩產(chǎn)生的主要原因主要是機身上下不對稱、垂直尾翼的阻力和機翼前后氣流上洗和下洗對翼身組合體及水平尾翼的力矩作用。全機零升力矩系數(shù)為機翼、機身和平尾產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)之和。1.1.1 機翼產(chǎn)生的零升力矩由于零升力矩是以全機升力為零時來度量的，對于具有正彎度剖面的機翼，產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)為負，即產(chǎn)生低頭力矩。放襟翼后，襟翼增加了機翼的正彎度，因此零升力矩系數(shù)減小，即低頭力矩增大
山東工業(yè)技術(shù) 2013年11期2013-08-16
- 飛機升降舵非指令偏轉(zhuǎn)對飛行安全的影響分析
此，本文研究了升降舵非指令偏轉(zhuǎn)對飛機飛行安全的影響。1 仿真流程在建立飛機六自由度數(shù)學(xué)模型、飛機的氣動模型［4］、國際標(biāo)準大氣模型和發(fā)動機動力模型［5］的基礎(chǔ)上，為了更清晰直觀地了解仿真過程的原理以及信息的傳遞過程，圖1給出了仿真流程的簡化關(guān)系。2 仿真條件基于上節(jié)建立的仿真模型，本文主要對某型飛機升降舵非指令偏轉(zhuǎn)（急偏）時，縱向飛行參數(shù)隨時間的響應(yīng)過程進行了仿真分析。急偏幅度為滿偏，在仿真中分為向上滿偏和向下滿偏兩種情況，并規(guī)定向上偏轉(zhuǎn)為負偏，向下偏轉(zhuǎn)為
飛行力學(xué) 2012年6期2012-07-25
- 總能量控制在RLV自動著陸中的應(yīng)用
控制的過程中對升降舵通道有較大的耦合效應(yīng);另外，由于阻力板的面積有限，其控制速度的能力和范圍也有限，這就對下滑軌跡線的精確跟蹤提出了更大的挑戰(zhàn)，勢必要求控制系統(tǒng)具有很高的控制性能、很強的抗干擾能力以及對初值的不敏感性。文獻［2］采用經(jīng)典PID控制理論實現(xiàn)了RLV自動著陸段軌跡跟蹤，但在存在外界干擾的情況下，速度對高度跟蹤的影響比較大，需要對軌跡進行在線調(diào)整，這樣就增加了自動著陸的復(fù)雜度，限制了在工程中的應(yīng)用。本文采用總能量控制(TECS)原理設(shè)計RLV自動
飛行力學(xué) 2012年4期2012-03-03
- 潛艇尾升降舵卡住時高壓氣使用需求研究＊
266071）升降舵是水下操縱潛艇的主要工具，尤其在速潛、魚雷（導(dǎo)彈）發(fā)射后的機動以及規(guī)避敵人的攻擊和搜索時，由于航速較高，一旦升降舵被卡住，潛艇極易形成危險縱傾而失去控制［1］.潛艇的首舵或圍殼舵，相對于尾舵而言，其距艇體水動力中心的距離較近，操舵產(chǎn)生的力矩較小，因此，發(fā)生首舵或圍殼舵卡時，總能用操尾升降舵措施來克服其卡舵危害［2］，在研究潛艇舵卡問題時，也因此更加集中關(guān)注尾升降舵舵卡的挽回操縱問題［3］.當(dāng)潛艇發(fā)生尾舵卡時，通常采取的應(yīng)急措施有：減速（
- 滑躍起飛中機艦參數(shù)的適配性分析
影響因素，增大升降舵預(yù)置偏角和滑橇板出口角均可抑制航跡下沉;升降舵預(yù)置影響飛行迎角，預(yù)置偏角過大會導(dǎo)致飛機失速;滑橇板出口角影響俯仰角速度，當(dāng)出口角為12°時，俯仰角速度的峰值最小;在適配值集合內(nèi)，隨著飛機起飛質(zhì)量的逐漸增加，由升降舵預(yù)置偏角與滑橇板出口角組成的適配范圍逐漸縮小.因此，為了保證滑躍起飛的安全，對于確定的構(gòu)型和起飛甲板，需要合理地確定艦載機的最大起飛質(zhì)量.艦載機;滑躍起飛;總體設(shè)計;參數(shù)適配在滑躍起飛總體方案設(shè)計時，需綜合考慮各個影響因素，開
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2011年6期2011-03-15
- 空難救險呼喚動力滑翔機
度和減輕自重，升降舵和機翼面積的適速范圍僅限于正常速度，忽略了低速狀態(tài)效率下降抬升機頭力矩不足，導(dǎo)致操控失靈破壞了飛機滑翔功能而造成空難。事實證明確有飛機利用滑翔安全降落。所以滑翔是空難救險的可行技術(shù)，飛機固有的救險能力，確保飛機滑翔功能就可確保飛行安全，防止空難發(fā)生。實際上高程下降1m滑翔距離l0m就可安全迫降。關(guān)鍵是低速狀態(tài)抬升機頭力矩足以抬升機頭。飛行具有的巨大慣性和勢能可全部轉(zhuǎn)變?yōu)榛鑴恿?，不致于成為空難能量。95％以上的空難發(fā)生在觸地瞬間，不管是
發(fā)明與創(chuàng)新·大科技 2006年4期2006-04-27
- 漫談飛機上的調(diào)整片
的飛機操縱面(升降舵、方向舵及副翼)上都附有一個小的舵面，這就是大家通稱的調(diào)整片，有人也叫它補翼(圖1所示)。圖1如果有人在駕駛室里把駕駛桿搬動一下，或是蹬一下腳蹬，我們發(fā)現(xiàn)有的調(diào)整片就像固定在操縱面上一樣和操縱面一起偏轉(zhuǎn)，有的卻像魚的尾巴一樣，隨著操縱面的偏轉(zhuǎn)而向另外一邊擺過去(如圖2)。雖然在外形上它們沒有什么差別，但是功用卻完全不同了。圖2現(xiàn)在先讓我們來看一下后一種。我們知道飛機上的操縱面是為了操縱飛機用的，當(dāng)我們希望飛機爬升的時候，就把駕駛桿一拉，
航空知識 1960年6期1960-01-19
- 飛機的自動駕駛
圖1)，一個叫升降舵，它在飛機的尾部，能上下偏轉(zhuǎn)，當(dāng)它向上偏轉(zhuǎn)時(圖2)，氣流作用在升降舵上，它產(chǎn)生的合力對飛機重心，構(gòu)成力矩M，將使飛機仰頭。反之，若升降舵下偏時，由氣流作用在升降舵上的合力對飛機重心構(gòu)成的力矩，將使飛機低頭。當(dāng)舵處于中間位置時，氣流平滑流過，飛機不受任何附加力矩而保持原來飛行狀態(tài)。另一個操縱面叫方向舵，它也在飛機的尾部，能左右偏轉(zhuǎn)，當(dāng)它向左偏轉(zhuǎn)時(圖3)，作用在方向舵上的氣流所產(chǎn)生的力，對飛機重心。構(gòu)成使飛機向左轉(zhuǎn)的力矩。反之，方向舵右
航空知識 1959年7期1959-01-20