平尾
- 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；Pi
教練機 2023年2期2023-07-25
- 電傳飛機極限環(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 飛機極限環(huán)振蕩分析典型電傳飛機利用飛機運動信息反饋進行閉環(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的是飛機的運動量，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響應參數(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行控制，平尾舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動力
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＊
2.4 尾翼設計平尾幾何參數(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)型設計中，為進一步減少固定翼航空模型阻力，將平尾平面形狀設計為近似橢圓形，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”
仰運動又與機翼、平尾以及發(fā)動機拉力或推力等因素的作用密不可分。飛機的俯仰受力平衡（繪圖/ 周游）以民航客機來說，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，機翼除了提供升力，還會形成一個迫使飛機“低頭”的力矩（當重心大幅后移，且機翼迎角增大很多時，也可能產(chǎn)生“抬頭”力矩）。飛機要取得俯仰平衡，必須有第三個力來產(chǎn)生“抬頭”力矩，平尾就擔負著提供“抬頭”力矩的重任。機翼的翼弦和相對氣流形成正迎角，產(chǎn)生升力，而平尾和機翼相反。它相當于一個倒
知識就是力量 2023年4期2023-04-12
- 各自精彩的“尾翼”
仰運動又與機翼、平尾以及發(fā)動機拉力或推力等因素的作用密不可分。飛機的俯仰受力平衡（繪圖/ 周游）以民航客機來說，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，機翼除了提供升力，還會形成一個迫使飛機“低頭”的力矩（當重心大幅后移，且機翼迎角增大很多時，也可能產(chǎn)生“抬頭”力矩）。飛機要取得俯仰平衡，必須有第三個力來產(chǎn)生“抬頭”力矩，平尾就擔負著提供“抬頭”力矩的重任。機翼的翼弦和相對氣流形成正迎角，產(chǎn)生升力，而平尾和機翼相反。它相當于一個倒
知識就是力量 2023年4期2023-04-12
- 典型布局民用飛機的地面系留特性研究
影響；對比高、低平尾兩種典型民用飛機布局的氣動力差異，并通過部件組拆試驗分析形成該現(xiàn)象的原因；估算高、低平尾布局飛機由于俯仰特性明顯差異導致的前起落架系留氣動載荷差異，以期為各種民用飛機的系留方案設計提供參考。1 試驗方案氣動力測量試驗選擇在FL12回流式低速風洞中開展，試驗段寬4 m、高3 m、長8 m，截面積10.72 m。在試驗段的中心位置安裝地板模擬飛機停機狀態(tài)，采用單支桿腹部支撐形式，通過支桿旋轉(zhuǎn)模擬0°～180°側(cè)風，風洞試驗方案如圖1所示。圖
航空工程進展 2022年5期2022-10-25
- 振動疲勞載荷譜編制與試驗驗證
并應用于某型飛機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(過載-時間歷程)計算得到對應的外部激勵載荷，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
航空學報 2022年7期2022-09-05
- 復合材料直升機平尾結(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)是直升機的重要組成部件，用于改善直升機的縱向穩(wěn)定性和操縱性，提高直升機的飛行品質(zhì)，本文選取復合材料梁式平尾結(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碳纖維增強復合材料，前梁、后梁和肋采用3238A/EW250F玻璃纖維增強復合材料，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
航空學報 2022年6期2022-08-01
- 直升機平尾電磁散射特性研究
進氣道、主槳轂、平尾、尾槳榖、座艙等。由于直升機平尾承擔提供俯仰和航向穩(wěn)定性的重要作用[3]，是保證直升機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行雷達隱身設計。在直升機型號研制過程中，通常采用風洞試驗的方法確定直升機平尾面積、安裝角等設計參數(shù)，通過得到的風洞試驗數(shù)據(jù)，結(jié)合飛行品質(zhì)的初步計算結(jié)果確定直升機平尾面積，然后對平尾截面翼型和安裝方式進行選取，最后進行不同平尾安裝角風洞試驗，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)旋翼機小速度前飛的尾跡渦演化及其對平尾的影響
機翼干擾，旋翼/平尾干擾等，影響傾轉(zhuǎn)旋翼機的效率和飛行安全［1］。傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動干擾問題已得到國內(nèi)外的廣泛關注和研究。如Felker 等［2?3］通過實驗研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機旋翼和機翼之間的氣動干擾。Matos 等［4］通過實驗提出偏轉(zhuǎn)襟翼來降低機翼的下洗載荷。徐凱［5］和劉全［6］利用動量源CFD 方法進行了傾轉(zhuǎn)旋翼機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)格技術對懸停狀態(tài)下旋翼/機翼干擾問題進行了模擬；成寶峰［9］則對過渡狀態(tài)下旋翼/機翼
南京航空航天大學學報 2022年2期2022-04-27
- 某型民機低速巡航構(gòu)型平尾抖振特性風洞試驗研究
速大迎角狀態(tài)下的平尾抖振特性研究相對較少。民用飛機在低速大迎角情況下，主翼表面分離氣流中的隨機脈動壓力激勵會引起后部平尾結(jié)構(gòu)的強迫振動，即“平尾抖振”。抖振發(fā)生時氣流呈現(xiàn)出嚴重的非線性特征，對其進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洞試驗模擬的方法[17-21]。試驗中可通過翼根應變片、翼尖加速度計、翼面測壓孔等裝置來獲取相應的數(shù)據(jù)進行抖振分析。由于抖振發(fā)生于飛行器附近流場嚴重分離時，因此在主翼表面相應特
實驗流體力學 2021年6期2022-01-21
- 雙層平尾對旋翼/平尾干擾的抑制機理研究
001)0 引言平尾起到改善直升機縱向操作性及穩(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，將引起直升機俯仰力矩的突變，對直升機的操作帶來不利影響[1]。由于現(xiàn)代直升機槳盤載荷增加和機身結(jié)構(gòu)愈發(fā)緊湊，旋翼與平尾干擾問題更加突出。常規(guī)直升機平尾為單層平尾，設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，最先進的H160 直升機創(chuàng)新地采用雙層平尾設計，給未來直升機平尾設計帶來新的思路。因此，針對雙層平尾的旋翼/平尾氣動干擾問題
直升機技術 2021年4期2022-01-12
- 滑流對飛機俯仰靜穩(wěn)定裕量影響及平尾優(yōu)化研究
能；當滑流掃掠到平尾時，會對飛機俯仰特性產(chǎn)生嚴重影響，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洞試驗和數(shù)值模擬兩種方法。帶動力的風洞試驗通過模擬螺旋槳的飛行參數(shù)，可以較為準確地得到螺旋槳滑流對飛機氣動特性的影響。隨著風洞試驗技術的不斷發(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)展到滑流特性等領域。Müller 等[1]在低速風洞中研究了螺旋槳滑流對A400M氣動特性的影響。李興偉等[2]采用螺旋槳飛機動力
實驗流體力學 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。在三代機中，F(xiàn)-16、Su-27系列飛機采用全動平尾，歐洲EF-2000“臺風”戰(zhàn)機、殲10等型號采用鴨翼，四代機中，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)機的全動舵面結(jié)構(gòu)，并分別對其傳力路徑進行分析，為全動舵面的結(jié)構(gòu)設計提供參考。1 主流戰(zhàn)機全動舵面結(jié)構(gòu)分析1.1 F-16飛機全動平尾該戰(zhàn)機全動平尾有兩種結(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飛機全高度
教練機 2021年2期2021-07-10
- 直升機平尾縱向氣動特性計算與試驗相關性分析
機在飛行過程中，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，平尾對直升機的姿態(tài)角影響也比較大[2]。因此，在直升機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)在直升機飛行品質(zhì)和載荷等計算過程中應用比較多[3]。目前主要采用風洞試驗和CFD計算的方法來獲得平尾縱向氣動特性數(shù)據(jù)[4]。風洞試驗在航空航天等領域的應用時間比較長久，基于風洞試驗結(jié)果的設計方法和流程也已經(jīng)在
直升機技術 2021年1期2021-03-26
- T型尾翼飛機抖振試飛研究
、迎角組合情況的平尾上抖振響應的均方根分布情況。國內(nèi)對飛機的抖振研究多集中在數(shù)值計算和風洞試驗方面，實際飛行中的抖振響應情況研究較少。李勁杰等[9-10]利用風洞試驗與數(shù)值模擬等手段，對邊條翼布局雙垂尾抖振的發(fā)生機理及響應規(guī)律進行了研究。20世紀90年代國內(nèi)曾進行過殲擊機的抖振飛行試驗研究[11]。2014年，李小路等[12]對某型殲擊機的垂尾抖振飛行試驗及抖振響應進行了研究。T型尾翼為高置平尾構(gòu)形，在飛機以較大迎角飛行時，平尾處于機翼的分離尾流中，結(jié)構(gòu)響
實驗流體力學 2020年6期2021-01-13
- 平尾偏轉(zhuǎn)對飛機著陸滑跑性能的影響
氣動力的關鍵——平尾偏角入手，首先通過計算流體力學計算了不同平尾偏轉(zhuǎn)工況下飛機的氣動參數(shù)，對仿真計算進行數(shù)據(jù)準備，然后建立動力學模型研究了不同平尾偏轉(zhuǎn)工況下飛機的著陸滑跑性能和相關參數(shù)的運動響應，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進一步提升飛機的環(huán)境適應性。1 飛機著陸滑跑多體動力學模型1.1 模型假設飛機著陸滑跑多體動力學模型基于以下假設：1)飛機為前三點式起落架，后輪帶有剎車；2)飛機著陸對稱滑跑，無側(cè)滑，無滾轉(zhuǎn)，2個后
空軍工程大學學報 2020年5期2020-12-17
- 運輸類飛機失配平起飛試飛技術研究
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 文獻標志碼：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。關于氣動彈性問題的研究從20世紀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行了風洞試驗研究?；诨钊碚撚嬎愕玫降念澱袼俣却蠹s是試驗得到速度的4倍。HEE
機械制造與自動化 2020年5期2020-10-21
- 螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)︼w機俯仰力矩特性的影響
響主要是通過增加平尾當?shù)氐南孪唇恰⑾孪刺荻燃皠訅?，直接或間接的影響平尾的氣動特性來實現(xiàn)的[4-5]。滑流的增升作用越強烈，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翼弦平面附近的強下洗區(qū)域，因此T型尾翼布局的飛機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)，平尾會受到機翼和機身的遮擋，再加上強下洗區(qū)域的上移，平尾效率將急劇下降，飛機會出
航空學報 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(cè)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，湍流模型分別為SA模型和LES中的SA-DDES模型。與風洞試驗結(jié)果對比分析之后發(fā)現(xiàn)SA-DDES
直升機技術 2020年2期2020-06-17
- 自轉(zhuǎn)旋翼機縱向靜穩(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，然后簡化機體模型，綜合得到全機的氣動力數(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。關鍵詞：自轉(zhuǎn)旋翼機;重心范圍;平尾;靜穩(wěn)定性自轉(zhuǎn)旋翼機（Autogyro）是一種起降和飛行方式介于固定翼飛機和直升機之間的一種飛行器。它以旋翼作為升力面、以發(fā)動機螺旋槳為前進動力。它兼有直升機和固定翼飛機的特點，具有良好的經(jīng)濟性、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n較大時,樣本均
湖南文理學院學報(自然科學版) 2020年1期2020-04-24
- 多歐拉域耦合法在平尾鳥撞中的應用
方法對某商用飛機平尾前緣進行了鳥擊仿真，與試驗結(jié)果進行了驗證，并提出了在前緣結(jié)構(gòu)中引入三角鋼筋構(gòu)件，能夠顯著提高前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能。Caprioa等[11]研究了垂尾前緣的抗鳥撞性能，討論了不同材料系統(tǒng)如何滿足前緣結(jié)構(gòu)的減重需要和抗鳥擊性能，采用經(jīng)過試驗驗證的數(shù)值程序，分析了幾種典型前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能。Yu等[12]提出了一種確定鳥類撞擊造成最嚴重損傷的臨界位置的分析方法，利用PAM-CRASH軟件，分析了鳥體垂直于機翼前緣的沖擊損傷，指出傳統(tǒng)的鳥體平
航空學報 2020年1期2020-03-02
- 民用飛機低速俯仰力矩特性改善研究
、短艙、掛架和垂平尾；右圖(b)為在圖(a)的基礎上改變了內(nèi)側(cè)縫翼的長度,相應的主翼部分也跟隨著改變。圖1 全機著陸構(gòu)型和內(nèi)側(cè)縫翼截短示意圖Fig.1 Schematic diagram of landing and shorter slat configuration2 計算方法與計算條件數(shù)值模擬采用的CFD軟件為ANSYS CFX,這是一個基于有限體積方法的CFD求解器。本文計算中的控制方程是三維雷諾平均Navier-Stokes方程,時間離散選用了全
空氣動力學學報 2019年4期2019-08-29
- 直升機平尾載荷標定工裝夾具設計
構(gòu)簡單，能夠完成平尾載荷標定。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定，減少平尾標定時的拆卸次數(shù)。1 平尾標定工裝設計首先，對平尾的結(jié)構(gòu)和標定技術要求做具體分析，最大限度地滿足技術要求；當標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)生較大的應力，保證使用安全。為了限制夾緊力，對鎖緊螺栓行程進行限位、加添毛氈襯墊等措施進行設計。其次，保證平尾標
中國設備工程 2019年6期2019-04-26
- 螺旋槳飛機俯仰力矩特性改進方法
影響，指出滑流對平尾氣動特性的影響包括增加局部動壓和增加下洗，對飛機縱向靜穩(wěn)定的影響取決于兩種效果的疊加，并且對局部動壓和局部迎角的影響和拉力系數(shù)近似成正比。李征初等[4]針對某運輸機巡航狀態(tài)螺旋槳滑流對機翼的影響進行了帶動力風洞試驗，指出螺旋槳滑流對機翼上表面靜壓有明顯影響，在滑流區(qū)，靜壓系數(shù)有明顯的負值方向增量。李興偉等[5-6]采用風洞動力模擬試驗技術及平面粒子圖像測速(PIV)技術，研究了雙發(fā)常規(guī)布局渦槳飛機的螺旋槳滑流對飛機縱向氣動特性的影響規(guī)律
航空學報 2019年4期2019-04-22
- T型尾翼布局的垂尾載荷測量技術
該布局由于具備使平尾免受機翼機身下洗影響、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)大型運輸飛機都采用了T型尾翼布局。但T型尾翼布局飛機尾翼受載復雜，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，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
航空學報 2019年3期2019-03-29
- 某型飛機全動平尾安裝結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計
引言某型飛機全動平尾為直、動軸式全動平尾，通過兩個關節(jié)軸承安裝到后機身上。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)進行優(yōu)化改進設計，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 2018年3期2018-11-29
- 大型飛機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，會對飛機的飛行產(chǎn)生誘導阻力，同時升力也會有一定程度的減小[3-4]。因此，對后體渦系演化機理展開研究有重要的意義。對于飛機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 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。直升機平尾也稱之為水平安定面，用來改善直升機的縱向穩(wěn)定性，是直升機機身結(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)境十分復雜，對平尾動載荷的計算評估以及疲勞強度分析工作造成較大的技術困難[2]。至此，直升機平尾的高周疲勞問題成為了直升機疲勞強度工作的一個難點，并得到廣泛的關注。在研制試
直升機技術 2018年3期2018-10-09
- 民用飛機復合材料平尾翼根整流罩設計與驗證
民用飛機為了提高平尾的配平效率一般都采用全動平尾的設計。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，機身在平尾安裝位置需要預留出結(jié)構(gòu)開口以保證平尾偏轉(zhuǎn)過程中平尾與機身相鄰結(jié)構(gòu)不會發(fā)生干涉。機身上的大開口將直接暴露內(nèi)部結(jié)構(gòu)，影響飛機氣動性能，可能會造成氣流串動，引起意想不到的后果，因此需設計相應的整流罩對該開口進行整流
機械設計與制造工程 2018年9期2018-09-22
- Hammerstein辨識模型在顫振試飛振動排故中的應用研究
時，發(fā)現(xiàn)某左、右平尾對稱位置的振動響應很不對稱（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最大到+13.0g，右平尾尖部的振動響應最大到士19.5g。即右平尾的響應幅值約為左平尾響應幅值的1.5倍。而在高度H1、速度V2（比V1小50km/h）時，當使用該平尾進行激勵時，左平尾尖部的振動響應最大到士18.5g，右平尾尖部的振動響應最大到±19.0g，即左、右平尾的響應幅值基本一致。圖4給出高度Hi，速度V，左、右平尾振動響應及頻譜。圖5給
航空科學技術 2018年11期2018-09-10
- 基于遺傳算法的復合材料平尾優(yōu)化設計方法研究
對直升機復合材料平尾進行了全面的力學分析，得出了平尾的應力應變分布。楊建靈等[3]對復材旋翼鋪層設計提出了優(yōu)化方案，提高了復合材料建模的效率。鄒達懿[4]等對客機復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平尾的詳細尺寸。V. B. Gantovnik等[6]研究了改善的遺傳算法，優(yōu)化復合材料層合結(jié)構(gòu)，提高優(yōu)化效率。直升機平尾是保證縱向靜穩(wěn)定性的關鍵部件。針對復合材
直升機技術 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、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
王維翰飛機的水平尾翼簡稱平尾，它被安裝在機身后部，主要用來保持飛機在飛行中的俯仰平衡、縱向穩(wěn)定性和控制飛機的俯仰飛行姿態(tài)。飛行中，影響飛機俯仰平衡的因素是經(jīng)常存在的。為了保持飛機的俯仰平衡，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 2018年1期2018-05-14
- 飛機平尾操縱系統(tǒng)偏離特性試飛驗證方法研究
飛行狀態(tài)下，飛機平尾偏度與縱向桿位移的對應關系偏離設計值，如圖1所示。飛機飛行數(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關系偏離設計狀態(tài)，舵面實際偏度大于設計值。平尾操縱系統(tǒng)的偏離特性對于飛機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)試驗檢查桿舵對應關系及其遲滯效應，保證在地面靜止狀態(tài)下飛機的操縱系統(tǒng)對應關系滿足設計值。而在真實飛行狀態(tài)下，飛機受到大過載、大速壓
科技與創(chuàng)新 2018年4期2018-02-28
- 民用飛機平尾前緣布置設計
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平尾前緣布置原則和影響因素，為民用飛機平尾前緣布置提供了設計方法和思路。【關鍵詞】平尾；前緣；布置中圖分類號： V216 文獻標識碼： 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
- 復合材料平尾懸掛框設計
-2].對于機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，承擔開口加強及擴散載荷的作用；（3）為便于整體平尾的安裝、拆卸，作為機身的設計分離面。本文以某飛機為案例，研究復合材料平尾懸掛框設計，詳細闡述了初步設計和細節(jié)設計，為相關工程設計提供參考。1 平尾懸掛框初步設計1.1 選材材料選取方面遵循以下原則：（1）以滿足設計總目標為選材的總
裝備制造技術 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，在螺旋槳滑流作用下，氣流繞過機翼后形成更強的旋流并且呈現(xiàn)出更強的下洗作用，該氣流繞過水平尾翼后，改變了當?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)值計算方法和風洞試驗方法獲得[4]。風洞試驗方法一般采取電機馬達或渦輪空氣馬達驅(qū)動螺旋槳，采用模擬螺旋槳拉力系數(shù)Tc和前進比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
航空科學技術 2017年12期2017-11-02
- 滑流對飛機縱向靜穩(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，在機體表面和滑流區(qū)域?qū)W(wǎng)格進行加密以便于捕捉螺旋槳滑流的發(fā)展及其與機翼、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，使用多參考坐標系(MFR)方法模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)?；緲?gòu)型有/無動力的計算結(jié)
空氣動力學學報 2017年3期2017-07-03
- 某型飛機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)問題或飛機振動/抖動問題。目前,在外場飛機定檢維護以及大修現(xiàn)場,對于飛機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平尾間隙問題來說,如果不能進行定量檢查和控制,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全機主操縱系統(tǒng)（以下簡稱全機系統(tǒng)）疲
航空維修與工程 2017年10期2017-07-02
- 飛機水平尾翼壁板破片打擊損傷評估與修理
裝備技術】飛機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上，建立了平尾壁板高應力部位的有限元模型，通過計算得到了5種損傷尺寸對應的應力水平以及相對應的平尾限制偏角，采用工程計算法設計和校核修理方案，對損傷飛機的限制飛行和損傷修理方案的確定具有參考意義。飛機；破片打擊；評估；修理飛機水平尾翼(以后簡稱平尾
兵器裝備工程學報 2017年2期2017-03-16
- 基于極值理論的平尾結(jié)冰飛行風險評估
8基于極值理論的平尾結(jié)冰飛行風險評估王健名， 徐浩軍*， 薛源， 王小龍， 李哲空軍工程大學 航空航天工程學院， 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)冰條件下飛行風險概率的方法。通過建立人-機-環(huán)復雜系統(tǒng)模型，對平尾在進近與著陸過程中的結(jié)冰情形進行仿真，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)飛行風險的定義和相關安全性準則，建立了平尾結(jié)冰飛行風險發(fā)生的判定條件，計算得出一
航空學報 2016年10期2016-11-20
- 中國科學家破解飛機抗鳥撞難題
出一種新型抗鳥撞平尾前緣結(jié)構(gòu)，解決了飛機抗鳥撞設計中的技術難題。據(jù)悉，這種新型平尾結(jié)構(gòu)已獲美國專利，法國專利也正在答辯之中。此技術今后有可能應用到其他軍用、民用飛機上。目前，相關設備已出口美國、澳大利亞等國家。該團隊還在西北工業(yè)大學建立了抗鳥撞地面模擬試驗設備——空氣炮，控制精度能達到1.5%～2%（一般水平在3%），保證了炮彈發(fā)射精度準確，從而能完成高變形速率、高溫環(huán)境下的力學性能測試。
科學導報 2016年27期2016-05-30
- 飛機平尾普通肋的優(yōu)化設計
李偉摘要：在飛機平尾普通肋的輕量化設計過程中，采用桁架肋代替?zhèn)鹘y(tǒng)的腹板肋，并利用HyperWorks的OptiStruct模塊對桁架肋進行詳細的尺寸優(yōu)化和形狀優(yōu)化.優(yōu)化設計時以結(jié)構(gòu)質(zhì)量最小為目標函數(shù)，以肋緣條與斜支柱的截面參數(shù)為設計變量，以von Mises應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平尾結(jié)構(gòu)進行輕量化設計可行.關鍵詞：飛機； 平尾； 桁架肋； 輕量化設計； 尺寸優(yōu)化； 形狀優(yōu)化中圖分類號：
計算機輔助工程 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
件處理了某型飛機平尾振動數(shù)據(jù)，同時，還對處理結(jié)果進行了評定與分析。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設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特性和驗證設計要求。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)進行濾波處理，可減少噪聲和誤差的影響，在Origin軟件中充分應用了對數(shù)據(jù)的平
教練機 2016年1期2016-02-16
- 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計在強度試驗中的應用
。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身框承擔，并傳遞到機身上擴散開來。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，假件的設計形式以滿足加載要求為準，通過CAE軟件建模，利用有限元軟件Patran進行前處理、Nastran軟件進行分析計算。進
教練機 2016年3期2016-02-16
- 翼尖顫振數(shù)據(jù)異常分析
飛行試驗中飛機左平尾翼尖顫振數(shù)據(jù)異?，F(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，導致振動的結(jié)構(gòu)可能從氣流中吸取能量而擴大振幅，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或有重大改型試驗飛機都必
中國科技信息 2015年24期2015-11-07
- 某型飛機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
科技視界 2015年20期2015-08-15
- 飛機縱向運動自修復控制律設計
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縱向運動非線性數(shù)學模型為［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)動機推力在飛機機體坐標系中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0
飛行力學 2014年5期2014-12-25
- 某民機尾翼布局對全機穩(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。某民機設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縱向、航向穩(wěn)定性的影響。1 尾翼參數(shù)設計某民機的機翼是下單翼、發(fā)動機尾吊布局，設計時進行了兩種不同布局形式的尾翼設計，分別為“+”型尾翼和“T”型尾翼布局?！癟”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 2014年2期2014-10-11
- 某型飛機平尾間隙研究和改進
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，對平尾安裝間隙進行了詳細理論分析，評估了平尾安裝間隙對飛機使用的影響，針對存在問題的飛機提出解決措施，并為平尾安裝、設計
教練機 2014年2期2014-10-11
- 民機復合材料平尾安定面兩種結(jié)構(gòu)布局分析
來越多的民用飛機平尾采用復合材料制造，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合材料平尾結(jié)構(gòu)布局進行了分析，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。關鍵詞：復合材料；平尾；多梁；適航審定中圖分類號：V26 文獻標識碼：A 文章編號：2095-6835（2014）14-0001-02由于復合材料具有較高的比強度、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
飛行力學 2014年4期2014-09-15
- 某教練機平尾的初步設計方法研究
4）0 引言飛機平尾主要起縱向穩(wěn)定和俯仰操縱的作用，它作為一個氣動部件，雖然對飛機的升阻特性也有影響，但影響更大、更直接的是飛機的穩(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)飛機的操縱性和穩(wěn)定性要求進行設計的，設計應能保證飛機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，但在能見到的文獻里，對于能對平尾設計構(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 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。由于氣流在到達平尾之前已受到機身、發(fā)動機短艙、旋翼槳轂的阻滯作用以及機身蒙皮的摩擦作用，導致流動分離、動量損失而變得紊亂，再和發(fā)動機的排氣相混合，并由于旋翼、自動傾斜器的旋轉(zhuǎn)而繼續(xù)被嚴重攪亂，所以實際中平尾的氣動環(huán)境比較復雜。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，在后行槳葉一側(cè)
直升機技術 2013年1期2013-09-15
- 飛機T型尾翼顫振計算的若干關鍵問題
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