垂尾
- 復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)布局風(fēng)洞試驗(yàn)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(jī)身外形直升機(jī)機(jī)身阻力是飛行阻力的主要來源之一,降低機(jī)身阻力,有利于降低功率消耗,提高直升機(jī)前飛速度。在考慮機(jī)身結(jié)構(gòu)框架、發(fā)動(dòng)機(jī)、減速器、飛控硬件等部件布置情況下,機(jī)身外形采用流線型設(shè)計(jì),盡可能減少迎風(fēng)面積,降低機(jī)身阻力。機(jī)身上方設(shè)計(jì)整流罩,避免旋翼軸、自動(dòng)傾斜器等部件暴露在氣流中增大阻力；機(jī)身下方設(shè)計(jì)流線型過渡,在保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣和散熱的同時(shí)減少氣動(dòng)阻力。機(jī)身外形如圖1
航空科學(xué)技術(shù) 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(shí)刻點(diǎn)的平尾、垂尾和機(jī)翼的氣動(dòng)載荷及壓心。某型飛機(jī)根據(jù)飛參計(jì)算得出的平尾、垂尾載荷情況見表2。表2 經(jīng)計(jì)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(jì)算獲得：式中：Mipw—第i 采集點(diǎn)平尾彎矩；Pipw—第i 采集點(diǎn)平尾根部切面載荷；Zi—第i 采集點(diǎn)平尾載荷的展向壓心；Z0—平尾根部切面展向坐標(biāo)。垂尾根部切面彎矩是通過垂尾總載和展向壓心經(jīng)計(jì)算獲得：式中：Micw—第i 采集點(diǎn)垂尾根部切面彎矩；Picw—
教練機(jī) 2023年2期2023-07-25
- 瘋狂紙飛機(jī)之旅
智杰是否具有垂尾是目前設(shè)計(jì)紙飛機(jī)時(shí)的兩大不同方向。有些設(shè)計(jì)者認(rèn)為，具有垂尾的紙飛機(jī)在飛行時(shí)，垂尾有助于增加方向穩(wěn)定性，使紙飛機(jī)不易偏航。尤其是采用了雙垂尾設(shè)計(jì)的紙飛機(jī)，飛行時(shí)機(jī)身幾乎不會(huì)晃動(dòng)。而有些設(shè)計(jì)者則認(rèn)為，紙飛機(jī)飛行時(shí)的穩(wěn)定性可通過調(diào)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(jī)采用了無垂尾的設(shè)計(jì)方案，同時(shí)增加機(jī)翼兩側(cè)的翼梢小翼，同樣具有不錯(cuò)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(yù)期目的。某型機(jī)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(zhǎng)桁等結(jié)構(gòu)組成。垂尾通過垂尾安定面的前后梁?jiǎn)味宇^與機(jī)身框雙耳接頭對(duì)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(yīng)避免基于經(jīng)驗(yàn)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(duì)垂尾裝配過程中相互關(guān)聯(lián)的零件尺寸進(jìn)行公差分析與優(yōu)化，減少裝配過程中現(xiàn)場(chǎng)不必要的修挫打磨量與加墊調(diào)整，提高裝配效率。圖1 垂尾裝配示意圖1 尺寸鏈尺寸鏈?zhǔn)茄?/div>
教練機(jī) 2023年1期2023-04-26
- 玻璃鋼固定翼航模的模具設(shè)計(jì)與制作＊
）同理，可以得到垂尾的平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為46.63 mm，代入垂尾容量計(jì)算公式：式（3）中：S垂尾為垂尾面積；S為機(jī)翼面積；L垂尾為垂尾力臂，取530 mm；B為機(jī)翼翼展。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)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(duì)固定翼航模設(shè)計(jì)參數(shù)的基礎(chǔ)上來完成對(duì)玻璃鋼模具的設(shè)計(jì)與制作。而完成玻璃鋼模具設(shè)計(jì)與制作之前，需完成母模的設(shè)計(jì)與制作，即完成對(duì)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(jī)的地面系留特性研究
，針對(duì)模型A開展垂尾、平尾、短艙等部件組拆的氣動(dòng)力測(cè)量研究，分析各部件氣動(dòng)力貢獻(xiàn)。試驗(yàn)同樣在主輪離地10 mm、風(fēng)速35 m/s情況下進(jìn)行，主要包括全機(jī)去平尾、全機(jī)去垂尾、全機(jī)去尾翼（去垂平尾）、翼身組合（全機(jī)去尾翼去短艙）4個(gè)構(gòu)型，氣動(dòng)力對(duì)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(zhuǎn)力矩系數(shù)ClFig.17 The component Cl從圖12～圖13可以看出：對(duì)于法向力系數(shù)C和俯仰航空工程進(jìn)展 2022年5期2022-10-25
- 機(jī)載垂尾超短波一體化天線的設(shè)計(jì)
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(gè)機(jī)載通信系統(tǒng)的工作性能，設(shè)計(jì)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(guó)內(nèi)外設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)并分離測(cè)試驗(yàn)證，天線的設(shè)計(jì)階段就未考慮垂尾頂部天線罩的復(fù)雜結(jié)構(gòu)對(duì)天線輻射性能的影響，往往單獨(dú)天線在暗室內(nèi)測(cè)試性能可以滿足要求，但裝機(jī)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(jī)后的增益下降[3]，外場(chǎng)使用過程中經(jīng)常出現(xiàn)通信電子技術(shù)應(yīng)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(jī)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(shí)際間隙偏小，最終采取了打磨的工藝補(bǔ)償方式解決。通過查看數(shù)模圖紙發(fā)現(xiàn)，一方面，機(jī)身蒙皮、方向舵復(fù)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(jī)身前段、后機(jī)身前段與后段的大部段對(duì)接。因此，在采用VSA分析時(shí)，將上述可能因素統(tǒng)籌考慮并在此基礎(chǔ)上建模仿真。3 模型建立利用專業(yè)偏差建模工具VSA進(jìn)行計(jì)算與分析，需要在仿真平臺(tái)中輸入三部分信息，包括：設(shè)計(jì)/測(cè)量基準(zhǔn)與容差，裝配定現(xiàn)代工業(yè)經(jīng)濟(jì)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(duì)建立的垂尾下支臂組件仿真模型進(jìn)行參數(shù)設(shè)置，通過求解計(jì)算，輸出仿真結(jié)果，并將仿真所得的腐蝕形貌與某現(xiàn)役機(jī)型的腐蝕形態(tài)進(jìn)行對(duì)比分析，驗(yàn)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(jié)構(gòu)真實(shí)的腐蝕情況會(huì)受到服役環(huán)境、結(jié)構(gòu)形式、材料及表面防護(hù)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(jié)構(gòu)信息、材料及表面防護(hù)信息是根據(jù)某型飛機(jī)的實(shí)際情況設(shè)定的。1.1 使用環(huán)境為了更精準(zhǔn)地仿真計(jì)算零件的腐蝕狀態(tài)，需對(duì)某型飛機(jī)的實(shí)際服役環(huán)境進(jìn)行為期1腐蝕與防護(hù) 2021年1期2021-12-13
- 基于水動(dòng)力參數(shù)設(shè)計(jì)的水下滑翔機(jī)橫向靜穩(wěn)定性改善研究
橫滾；另一方面，垂尾上產(chǎn)生側(cè)向力，作用點(diǎn)相對(duì)機(jī)身偏高，也會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的橫滾力矩，故通過優(yōu)化水翼后掠角及垂尾展弦比進(jìn)一步提高水下滑翔機(jī)橫向靜穩(wěn)定性。關(guān)于附體水動(dòng)力參數(shù)對(duì)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(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性及縱向靜穩(wěn)定性的探討上，武建國(guó)[4]采用極差分析法分析了標(biāo)準(zhǔn)翼型4 因素（水翼弦長(zhǎng)、安裝位置、后掠角及展弦比）對(duì)經(jīng)濟(jì)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(zhǎng)對(duì)經(jīng)濟(jì)效率影響最大，后掠角對(duì)機(jī)艦船科學(xué)技術(shù) 2021年8期2021-09-18
- 薛瑩：獻(xiàn)身航空的“最美奮斗者”
歲的薛瑩被任命為垂尾前緣班班長(zhǎng)。當(dāng)時(shí)，波音公司在航空工業(yè)西飛訂購(gòu)“波音737-700”飛機(jī)垂尾前緣時(shí)提出，蒙皮不能有絲毫劃痕，更不能打磨。此后幾個(gè)月，薛瑩帶領(lǐng)班組成員開始沒日沒夜地試驗(yàn)。憑借著精湛的飛機(jī)裝配技能和較強(qiáng)的班組管理能力，薛瑩帶領(lǐng)全體組員改進(jìn)操作方法、工藝流程，改進(jìn)了前緣組件上300多個(gè)螺釘孔完全和前梁上所有孔同心操作方法，實(shí)現(xiàn)了用一個(gè)手指力量就能把前緣裝配到垂尾上，順利通過檢驗(yàn)，贏得波音公司代表一致好評(píng)。2002年，面對(duì)時(shí)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(dòng)控制
特性[10]。雙垂尾布局是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用的一種構(gòu)型，在大攻角機(jī)動(dòng)飛行條件下，其機(jī)身前體或機(jī)翼后緣的分離渦產(chǎn)生的非定常氣動(dòng)載荷會(huì)作用在垂尾上，帶來嚴(yán)重的氣動(dòng)彈性抖振問題，國(guó)外學(xué)者的研究表明利用壓電作動(dòng)器對(duì)垂尾抖振作振動(dòng)壓電主動(dòng)控制是解決該問題的有效途徑[11]。針對(duì)飛機(jī)垂尾抖振響應(yīng)控制對(duì)控制收斂速度和避免高階模溢出的要求，本文在改進(jìn)反饋式次級(jí)通道阻尼補(bǔ)償?shù)幕A(chǔ)上，改進(jìn)FxLMS算法結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)了將進(jìn)入NAF控制器的誤差信號(hào)解耦，并從理論上證明了方法的振動(dòng)與沖擊 2021年6期2021-03-31
- 雙垂尾設(shè)計(jì)——讓戰(zhàn)機(jī)飛得更快更穩(wěn)
后，尾翼均采用雙垂尾設(shè)計(jì)，可有效地提升戰(zhàn)機(jī)的飛行速度。當(dāng)然，雙垂尾并非四代機(jī)“專利”，早在20世紀(jì)50年代，米格-25就采用雙垂尾設(shè)計(jì)，飛行速度可達(dá)1 020.9 m/s（3馬赫）。那么，與單垂尾設(shè)計(jì)相比，雙垂尾設(shè)計(jì)的優(yōu)勢(shì)在哪里呢？垂尾主要是利用氣動(dòng)力來穩(wěn)定前進(jìn)方向，類似于箭矢尾端的羽翼。單垂尾戰(zhàn)機(jī)的垂尾高度越高，在迎角飛行時(shí)，氣動(dòng)控制越不易受到機(jī)身遮擋的影響。但垂尾也不是越高越好，垂尾越高對(duì)材料的剛度要求越高，材料剛度不夠，會(huì)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(yàn) 2021年5期2021-03-30
- 垂尾抖振響應(yīng)的魯棒-FxLMS主動(dòng)控制試驗(yàn)
610091雙垂尾布局是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用的一種構(gòu)型，在大迎角機(jī)動(dòng)飛行條件下，其機(jī)身前體或機(jī)翼后緣的分離渦產(chǎn)生的非定常氣動(dòng)載荷會(huì)作用在垂尾上，帶來嚴(yán)重的氣動(dòng)彈性抖振問題[1]。國(guó)內(nèi)外學(xué)者的研究表明利用壓電作動(dòng)器對(duì)垂尾抖振作振動(dòng)壓電主動(dòng)控制是解決該問題的有效途徑，美國(guó)、澳大利亞和加拿大研究人員發(fā)起的合作研究項(xiàng)目，深入地研究了使用主動(dòng)控制技術(shù)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(jié)構(gòu)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(xué)報(bào) 2021年2期2021-03-26
- 民用飛機(jī)控制律對(duì)偏航機(jī)動(dòng)載荷影響分析
偏轉(zhuǎn)造成方向舵和垂尾上產(chǎn)生較大氣動(dòng)載荷并傳遞到后機(jī)身，進(jìn)而導(dǎo)致方向舵、垂尾和后機(jī)身等部件成為載荷嚴(yán)重情況之一。偏航機(jī)動(dòng)是單向蹬舵過程，整個(gè)機(jī)動(dòng)過程中不需考慮駕駛員來回往復(fù)蹬舵情況。服役經(jīng)驗(yàn)和調(diào)查表明，不論在訓(xùn)練中還是在運(yùn)營(yíng)飛行中，駕駛員都可能實(shí)施一些錯(cuò)誤或?qū)︼w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(jī)經(jīng)歷了方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)操作，導(dǎo)致機(jī)體結(jié)構(gòu)承受了超過限制載荷甚至有時(shí)超過極限載荷的作用力?，F(xiàn)有的規(guī)章無該方面的機(jī)動(dòng)載荷情況考慮，進(jìn)而導(dǎo)航空工程進(jìn)展 2020年6期2021-01-05
- 民用飛機(jī)方向舵往復(fù)偏轉(zhuǎn)仿真研究
動(dòng)過程中方向舵、垂尾上產(chǎn)生較大氣動(dòng)載荷并傳遞到后機(jī)身。偏航機(jī)動(dòng)是民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)中非常重要的一種機(jī)動(dòng)情況，是垂尾、后機(jī)身等部件的載荷嚴(yán)重情況之一?，F(xiàn)行的偏航機(jī)動(dòng)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(dòng)至最大可用方向舵偏度，直到靜平衡側(cè)滑角時(shí)再操縱方向舵操縱器件突然回到中立位置的過程。整個(gè)過程駕駛員是單向蹬舵，不用考慮駕駛員來回往復(fù)蹬舵情況。2001年11月12日機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2020年8期2020-09-03
- 平垂尾大角度氣動(dòng)特性計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果相關(guān)性分析
行品質(zhì)、載荷和平垂尾部件氣動(dòng)載荷等需要大攻角(0～360°攻角)和大側(cè)滑角(0～360°側(cè)滑角)狀態(tài)的平尾和垂尾氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。目前可以采用風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD計(jì)算兩種方法來獲得平尾和垂尾的大角度氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。近幾十年來， CFD計(jì)算方法已經(jīng)在汽車、高鐵和航空航天等領(lǐng)域廣泛應(yīng)用[1]。針對(duì)大攻角和大側(cè)滑角狀態(tài)的氣動(dòng)特性計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)，目前國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開展了部分研究。文獻(xiàn)[2]采用雷諾平均N-S方程方法對(duì)某三角翼在0°～90°范圍內(nèi)的繞流進(jìn)行了計(jì)算分析，湍流模型分別直升機(jī)技術(shù) 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(zhǎng)。而垂尾前緣，正是飛機(jī)結(jié)構(gòu)件中最難做的部分。波音公司在航空工業(yè)西飛訂購(gòu)“波音737-700”飛機(jī)垂尾前緣時(shí)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(shí)，要將7.2米長(zhǎng)的前緣蒙皮與前梁結(jié)合，一頭用一個(gè)螺釘固定住，另一頭只需用一個(gè)大拇指以小于5磅的力輕輕一摁，蒙皮與前梁上的300多個(gè)孔就必須“同心”得嚴(yán)絲合縫、毫厘不差。薛瑩帶領(lǐng)班組嘗試改變鉚接順序，最大限度消除蒙皮應(yīng)力;科學(xué)導(dǎo)報(bào) 2020年2期2020-01-13
- 輕型無人直升機(jī)部件氣動(dòng)特性CFD計(jì)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(jī)身外側(cè)的空氣流動(dòng)情況，而平尾和垂尾對(duì)直升機(jī)的縱向、橫向和航向穩(wěn)定性有比較大的影響。因此通常會(huì)在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)采用增量法來得到這些部件的氣動(dòng)特性。隨著數(shù)值計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，CFD方法在航空工程領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[1]。采用CFD計(jì)算方法可以獲得這些部件的氣動(dòng)特性。目前國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開展了相關(guān)研究。文獻(xiàn)[2]采用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法對(duì)不同迎角、風(fēng)速等條件時(shí)外掛救生絞車對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[3]采用CFD方法直升機(jī)技術(shù) 2019年4期2019-12-05
- 垂直起降固定翼無人機(jī)的翼尖垂尾設(shè)計(jì)分析
本文提出四種翼尖垂尾的設(shè)計(jì)：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(shè)計(jì)。為了解四種翼尖垂尾構(gòu)型對(duì)中小型無人機(jī)總體性能的影響，本文結(jié)合某型垂直起降固定翼無人機(jī)工程設(shè)計(jì)案例對(duì)上述四種翼尖垂尾進(jìn)行詳細(xì)對(duì)比分析，確定適合該無人機(jī)的最優(yōu)方案，同時(shí)可為類似無人機(jī)翼尖結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考借鑒。1 某型垂直起降固定翼無人機(jī)總體及翼尖垂尾結(jié)構(gòu)某型垂直起降固定翼無人機(jī)工程樣機(jī)如圖1所示，該無人機(jī)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(jī)工程樣機(jī)Fig.航空工程進(jìn)展 2019年5期2019-11-04
- 一種大載荷量輕型無人機(jī)的總體方案設(shè)計(jì)與建模
性，選取較大的平垂尾尾容量；（4）為了增大機(jī)頭空間，將發(fā)動(dòng)機(jī)置于尾部或其他位置；（5）考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)螺旋槳滑流對(duì)平尾舵效的影響給飛控造成不必要的影響，故考慮移動(dòng)平尾位置或其他構(gòu)型尾翼。綜上所述，本文將對(duì)大展弦比，雙尾撐后推式輕型無人機(jī)進(jìn)行總體設(shè)計(jì)。1.3 基本飛行任務(wù)剖面飛行任務(wù)剖面，為完成某一特定飛行任務(wù)而繪制的飛機(jī)航跡圖形，是飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求的組成部分和重要的設(shè)計(jì)依據(jù)，也是形象地表達(dá)飛行任務(wù)裝備制造技術(shù) 2019年4期2019-06-21
- T型尾翼布局的垂尾載荷測(cè)量技術(shù)
內(nèi)在T型尾翼布局垂尾載荷測(cè)量方面尚無公開文獻(xiàn)，亟需進(jìn)行深入研究。本文將利用應(yīng)變法對(duì)T型尾翼布局垂尾載荷實(shí)測(cè)方法進(jìn)行研究，并分析平尾載荷對(duì)垂尾載荷的影響。1 平尾對(duì)垂尾受載的影響T型尾翼布局的飛機(jī)平尾安裝在垂尾的翼尖處，平尾載荷通過垂尾傳遞到機(jī)身上。這就造成垂尾結(jié)構(gòu)受載復(fù)雜，除承受自身慣性力和氣動(dòng)力外，還承受來自平尾的慣性力和氣動(dòng)力。在飛行中一旦出現(xiàn)垂尾、平尾受載嚴(yán)重狀態(tài)如偏航、俯仰和大側(cè)風(fēng)等機(jī)動(dòng)時(shí)，尾翼結(jié)構(gòu)往往要經(jīng)受很大考驗(yàn)。圖1為典型T型尾翼布局結(jié)構(gòu)示意航空學(xué)報(bào) 2019年3期2019-03-29
- 基于一階PPF的垂尾振動(dòng)分?jǐn)?shù)階控制
迎角飛行時(shí)，飛機(jī)垂尾時(shí)常受到不穩(wěn)定分離渦或者發(fā)動(dòng)機(jī)等外激勵(lì)的影響，垂尾結(jié)構(gòu)會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的振動(dòng)疲勞問題。為此，從20世紀(jì)90年代，美國(guó)NASA等機(jī)構(gòu)已對(duì)垂尾的振動(dòng)抑制問題進(jìn)行研究，文獻(xiàn)[1]總結(jié)了20世紀(jì)90年代垂尾振動(dòng)抑制的被動(dòng)與主動(dòng)控制形式，并指出基于壓電材料抑制垂尾振動(dòng)的發(fā)展方向。隨后，Nitzsche等對(duì)比了加速度響應(yīng)與動(dòng)態(tài)應(yīng)變響應(yīng)作為反饋信號(hào)的垂尾抖振抑制性能，指出動(dòng)態(tài)應(yīng)變信號(hào)為反饋信號(hào)的性能更優(yōu)[2]。Sheta等通過數(shù)值計(jì)算分析了采用壓電片控制全航空學(xué)報(bào) 2018年8期2018-08-29
- 飛機(jī)垂尾靜、動(dòng)載荷聯(lián)合加載裝置設(shè)計(jì)
地模擬這些載荷對(duì)垂尾的作用進(jìn)行試驗(yàn)，設(shè)計(jì)了靜、動(dòng)載荷聯(lián)合加載裝置，要求靜、動(dòng)載荷加載力垂直翼面，激振點(diǎn)位置可調(diào)，并且垂尾受靜載變形時(shí)動(dòng)載設(shè)備應(yīng)隨動(dòng)調(diào)整姿態(tài)，工作穩(wěn)定可靠，滿足有關(guān)性能指標(biāo)。1 設(shè)計(jì)分析1.1 加載部件選型及運(yùn)動(dòng)分析通常對(duì)翼面施加載荷選用液壓伺服作動(dòng)器，作用力范圍大，行程大，工作可靠，但在雙垂尾部位對(duì)翼面加載用液壓伺服作動(dòng)器，其長(zhǎng)度受兩垂尾之間空間限制，另外其質(zhì)量、剛度都會(huì)影響試件的振動(dòng)特性。氣囊則不然，如圖1所示（其中一個(gè)型號(hào)），可施加1k制造業(yè)自動(dòng)化 2018年2期2018-03-14
- 某型飛機(jī)垂尾前緣抗鳥撞減重設(shè)計(jì)
礎(chǔ)上，對(duì)某型飛機(jī)垂尾前緣進(jìn)行減重優(yōu)化，將部分鋁合金材料替換為碳纖維復(fù)合材料，減重明顯。關(guān)鍵詞：垂尾；碳纖維；復(fù)合材料；飛機(jī)中圖分類號(hào)：V221 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2017.08.128近年來，世界各國(guó)強(qiáng)調(diào)了生態(tài)環(huán)境保護(hù)，導(dǎo)致飛機(jī)在低空高速飛行時(shí)極易發(fā)生與大鳥相撞事故。1976-03—1986-03，美國(guó)空軍飛機(jī)就發(fā)生鳥撞飛機(jī)風(fēng)擋事故2 721次，其中，109次座艙玻璃被擊穿。1962年一架“子爵”號(hào)飛機(jī)與一科技與創(chuàng)新 2017年8期2017-06-07
- 部件試驗(yàn)法向載荷約束技術(shù)
大型水陸兩棲飛機(jī)垂尾后機(jī)身接頭靜力試驗(yàn)單垂尾梁易出現(xiàn)扭轉(zhuǎn)和翹曲問題，按照蒙皮對(duì)翼梁限制形式設(shè)計(jì)了一種限制梁平面扭轉(zhuǎn)和翹曲夾具。約束夾具與傳感器相連，反饋出相應(yīng)的約束載荷，將其與理論計(jì)算的約束載荷進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)其誤差較小，可以滿足設(shè)計(jì)使用。關(guān)鍵詞：垂尾；翼梁；扭轉(zhuǎn)1 概述某大型水陸兩棲飛機(jī)尾翼為T尾結(jié)構(gòu)，尾翼的所有載荷都通過機(jī)身垂尾接頭傳遞到機(jī)身上，造成接頭處載荷值較大，同時(shí)由于載荷形式的多樣性導(dǎo)致接頭載荷分配較為復(fù)雜，從而使得設(shè)計(jì)分析比較困難。因此設(shè)計(jì)方提科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2017年12期2017-05-08
- 民用飛機(jī)后機(jī)身與垂尾連接結(jié)構(gòu)研究
民用飛機(jī)后機(jī)身與垂尾連接結(jié)構(gòu)研究孫潔瓊 張寶柱 尤宏良 ∕(中航沈飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司工程研發(fā)中心，沈陽110000)民用飛機(jī)后機(jī)身與垂尾的連接，擔(dān)負(fù)著將垂尾的載荷傳遞到機(jī)身上的重任，是民用飛機(jī)設(shè)計(jì)中的一個(gè)關(guān)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(duì)成熟機(jī)型和在研機(jī)型的對(duì)接方案進(jìn)行了分析，總結(jié)出了三種主要連接方案，通過對(duì)比給出了不同方案的優(yōu)缺點(diǎn)，能夠?yàn)槲覈?guó)民用飛機(jī)后機(jī)身與垂尾的連接設(shè)計(jì)提供參考和借民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究 2017年1期2017-04-14
- 垂尾抖振主動(dòng)控制的壓電作動(dòng)器布局優(yōu)化
安 710072垂尾抖振主動(dòng)控制的壓電作動(dòng)器布局優(yōu)化梁力， 楊智春*， 歐陽炎， 王巍西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與控制研究所， 西安 710072為了提高壓電作動(dòng)器垂尾抖振主動(dòng)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(dòng)器優(yōu)化準(zhǔn)則。使用壓電驅(qū)動(dòng)載荷等效方法建立壓電纖維復(fù)合材料(MFC)壓電作動(dòng)器力學(xué)模型，并建立了帶MFC壓電作動(dòng)器垂尾結(jié)構(gòu)模型的動(dòng)力學(xué)方程。在模態(tài)可控性和模態(tài)價(jià)值理論的基礎(chǔ)上，提出考慮剩余模態(tài)影響的壓電作動(dòng)器優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)。針對(duì)航空學(xué)報(bào) 2016年10期2016-11-20
- 戰(zhàn)斗機(jī)垂尾脈動(dòng)壓力數(shù)值模擬
1000?戰(zhàn)斗機(jī)垂尾脈動(dòng)壓力數(shù)值模擬孟德虹1， 孫巖2， 王運(yùn)濤1,*， 李偉11.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所， 綿陽621000 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 綿陽621000在亞跨超計(jì)算流體力學(xué)(CFD)軟件平臺(tái)(TRIP)上開發(fā)了基于RANS/LES混合思路的IDDES流動(dòng)模擬技術(shù)，并通過NACA0021翼型60° 大迎角分離流動(dòng)與串列圓柱繞流模擬對(duì)RANS/LES混合方法的精確度進(jìn)行了驗(yàn)證，針對(duì)某戰(zhàn)航空學(xué)報(bào) 2016年8期2016-11-14
- 垂尾抖振控制中多重動(dòng)力吸振器設(shè)計(jì)
牛文超，李 斌垂尾抖振控制中多重動(dòng)力吸振器設(shè)計(jì)牛文超，李斌（西北工業(yè)大學(xué) 飛行器結(jié)構(gòu)力學(xué)與強(qiáng)度技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，西安 710072）針對(duì)飛機(jī)垂尾抖振抑制的需要，進(jìn)行小型電渦流耗能動(dòng)力吸振器設(shè)計(jì)，并推導(dǎo)多重動(dòng)力吸振器最優(yōu)參數(shù)設(shè)計(jì)方法。分別以懸臂梁系統(tǒng)和縮比垂尾為被控對(duì)象，并考慮動(dòng)力吸振器與垂尾實(shí)際尺寸，選定合理安裝位置，通過有限元仿真驗(yàn)證多重動(dòng)力吸振器吸振性能，仿真結(jié)果表明多重動(dòng)力吸振器具有良好的振動(dòng)抑制效果，可滿足設(shè)計(jì)預(yù)期要求。振動(dòng)與波；抖振抑制；電噪聲與振動(dòng)控制 2016年3期2016-10-14
- 某型飛機(jī)垂尾壁板類柔性工裝設(shè)計(jì)
裝，以及新型飛機(jī)垂尾壁板采用復(fù)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(shè)計(jì)方法和關(guān)鍵技術(shù)。通過對(duì)現(xiàn)階段多型垂尾壁板柔性工裝結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和需求分析，解決目前垂尾壁板類剛性工裝裝配時(shí)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(jié)構(gòu)特點(diǎn)在飛機(jī)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(fù)利用率低、自動(dòng)化水平局限、人工調(diào)整與裝夾過程復(fù)雜、制造費(fèi)用較高且費(fèi)時(shí)，嚴(yán)重制約了飛機(jī)裝配效率，柔性工裝技術(shù)的快速發(fā)展使航空制造技術(shù) 2016年12期2016-05-30
- 凌霄
8）上寫過一篇看垂尾認(rèn)航空公司的小文，但是這架實(shí)屬小例外?？礄C(jī)身和機(jī)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(diǎn)違和？不著急，就快要統(tǒng)一成重慶航空的啦。胡耀/攝2. 國(guó)航“秀美四川”涂裝上水墨畫般的翠竹中兩枚呆萌的國(guó)寶“滾滾”真是人見人愛，可是最前面那不和諧的藍(lán)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(guó)飛機(jī)租賃）引進(jìn)的空客A320-200型客機(jī)，注冊(cè)號(hào)為B-1632。此飛機(jī)原本為亞航空知識(shí) 2015年12期2016-03-18
- 飛機(jī)垂尾前梁成型模具激光焊接修補(bǔ)工藝
50060）飛機(jī)垂尾前梁成型模具激光焊接修補(bǔ)工藝?yán)钊鹕?，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(shí)際生產(chǎn)中，大型客機(jī)垂尾前梁成型模具的工藝特點(diǎn)及更改要求。經(jīng)過分析比較，最終選擇激光焊接修補(bǔ)工藝，結(jié)合實(shí)例，說明了激光焊接修補(bǔ)工藝具有熱影響區(qū)小，熱變形小，修補(bǔ)效率高，修補(bǔ)質(zhì)量好等優(yōu)點(diǎn)，具有廣闊的技術(shù)推廣價(jià)值及應(yīng)用前景。大型客機(jī)垂尾前梁成型模具；激光焊接；模具修補(bǔ)工藝1 大型客機(jī)垂尾前梁成型模具的工藝特點(diǎn)大型客機(jī)垂尾前梁為碳中國(guó)設(shè)備工程 2016年17期2016-03-10
- 渦破裂誘導(dǎo)的垂尾抖振氣動(dòng)彈性分析
72渦破裂誘導(dǎo)的垂尾抖振氣動(dòng)彈性分析趙子杰， 高超， 張正科* 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072通過試驗(yàn)方法分析了三角翼前緣分離渦與垂尾抖振之間的關(guān)系，深入研究了尾跡流動(dòng)對(duì)垂尾抖振各階模態(tài)的激勵(lì)作用。計(jì)算得到了垂尾模型固有頻率及各階模態(tài)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，應(yīng)用激光片光煙流場(chǎng)顯示技術(shù)，得到了三角翼模型在風(fēng)速為30 m/s下，各迎角的渦結(jié)構(gòu)；使用加速度傳感器測(cè)量了垂尾翼根和翼梢的抖振響應(yīng)；使用熱線風(fēng)速儀測(cè)量了垂尾翼根和翼梢位置的脈動(dòng)速度分量。結(jié)果表明：航空學(xué)報(bào) 2016年2期2016-02-22
- 帶操縱面的垂尾跨音速顫振模型設(shè)計(jì)
研究部帶操縱面的垂尾跨音速顫振模型設(shè)計(jì)張婷婷中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究部以某型飛機(jī)垂尾為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)了帶方向舵的垂尾跨音速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，并通過地面振動(dòng)試驗(yàn)對(duì)其進(jìn)行驗(yàn)證。研究表明，模型可以準(zhǔn)確模擬垂尾剛度，方向舵旋轉(zhuǎn)剛度穩(wěn)定，模型取得了較好的試驗(yàn)效果。飛機(jī)操縱面由于其結(jié)構(gòu)本身和操縱的復(fù)雜性，以及氣動(dòng)力不易準(zhǔn)確獲得等特點(diǎn)，氣動(dòng)彈性問題更加突出一些，跨音速模型風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)壳笆穷澱裨囷w前驗(yàn)證飛機(jī)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(guó)科技信息 2015年6期2015-11-05
- 圖解美國(guó)空軍F—106A“三角標(biāo)槍”戰(zhàn)斗機(jī)
同，F(xiàn)-106的垂尾采取梯形結(jié)構(gòu)，同時(shí)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(jī)身根據(jù)面積率做了進(jìn)一步優(yōu)化，機(jī)身處的“蜂腰”比F-102更細(xì)。進(jìn)氣道和尾噴管也進(jìn)行了改進(jìn)，以適應(yīng)更快速度下的減阻要求，并為發(fā)動(dòng)機(jī)提供更多的空氣。相應(yīng)的，飛機(jī)上配備的J75-P-17發(fā)動(dòng)機(jī)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(yīng)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(jī)垂尾安裝框裂紋對(duì)飛行限制影響
本文針對(duì)某型飛機(jī)垂尾安裝框裂紋損傷對(duì)復(fù)飛飛行姿態(tài)控制的限制情況進(jìn)行了分析，對(duì)評(píng)定飛機(jī)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(jī)后機(jī)身的垂尾安裝框—42 框，該框位于后機(jī)身中部，是后機(jī)身最重要的橫向主承力構(gòu)件之一，框的外側(cè)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(duì)垂尾的側(cè)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(jī)的側(cè)滑角度，因此，當(dāng)后機(jī)身42 框損兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2015年4期2015-07-01
- 一種新型垂尾抖振抑制方法實(shí)驗(yàn)研究
072)一種新型垂尾抖振抑制方法實(shí)驗(yàn)研究張 慶, 華如豪, 葉正寅(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072)現(xiàn)代高性能三角翼/雙垂尾布局戰(zhàn)斗機(jī)的垂尾結(jié)構(gòu)普遍受到嚴(yán)重的非定常抖振載荷的困擾。根據(jù)自誘導(dǎo)理論提出了一種新型的垂尾抖振抑制方法，利用機(jī)頭處的靜態(tài)或振動(dòng)式硬質(zhì)鼓包，使三角翼前緣渦渦核彎曲、扭轉(zhuǎn)，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(chǎng)處的脈動(dòng)強(qiáng)度，以達(dá)到抑制垂尾抖振的目的。在西北工業(yè)大學(xué)低湍實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2015年1期2015-06-23
- 高教機(jī)天線布局影響通訊距離研究與改進(jìn)
高教機(jī)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(dǎo)致故障發(fā)生的主要原因。2 故障原因分析2.1 天線機(jī)理分析高教機(jī)超短波電臺(tái)天線在天線形式上屬于單極天線。單極天線在設(shè)計(jì)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(huì)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(lì)面的作用，同時(shí)也是天線的反射面。同軸饋電時(shí)，同軸內(nèi)導(dǎo)體接天線輻射體，外導(dǎo)體接金屬平板。2教練機(jī) 2015年2期2015-04-03
- 垂尾動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)一體化框架設(shè)計(jì)
要：針對(duì)現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)垂尾動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)設(shè)計(jì)一套一體化加載框架，主要介紹了一體化框架在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的設(shè)計(jì)流程及要點(diǎn)，驗(yàn)證了一體式框架在動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)中的可行性。關(guān)鍵詞：一體化框架;垂尾;動(dòng)態(tài)疲勞;抖振試驗(yàn)中圖分類號(hào)：TP393 ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A ? ? ? 文章編號(hào)：2095-1302（2015）01-00-040 ?引 ?言現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)需要模擬大攻角飛行時(shí)飛機(jī)尾翼及后機(jī)身結(jié)構(gòu)產(chǎn)生強(qiáng)烈振動(dòng)情況，即尾翼、后機(jī)身抖振試驗(yàn)，澳大物聯(lián)網(wǎng)技術(shù) 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(jī)的垂尾作為飛機(jī)上的重要散射源之一，降低其RCS對(duì)提高飛機(jī)的隱身性能起著重要作用[2]。因此，需要研究垂尾的雷達(dá)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(jì)算模型RCS，重點(diǎn)研究垂尾前緣后掠角、展長(zhǎng)及傾角對(duì)RCS的影響，并擬合垂尾RCS隨這三個(gè)變量的變化曲線，建立了垂尾RCS與這三個(gè)變量之間的函數(shù)式。并由此提出減縮垂尾雷達(dá)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(dòng)環(huán)境下飛機(jī)連接部位結(jié)構(gòu)故障診斷與分析
］。本研究對(duì)飛機(jī)垂尾與機(jī)身對(duì)接處多次產(chǎn)生裂紋和緊固件松動(dòng)故障問題展開討論。1 故障描述用戶反饋在進(jìn)行飛機(jī)檢修普查時(shí)發(fā)現(xiàn)10余架飛機(jī)在垂尾與機(jī)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(jī)身蒙皮連接角材上，該角材長(zhǎng)度為91 mm，裂紋長(zhǎng)度分布在5～25 mm之間，最嚴(yán)重情況裂紋破壞已達(dá)到零件有效長(zhǎng)度約27%;裂紋方向沿航向由后向前擴(kuò)展，對(duì)于服役飛機(jī)發(fā)生裂紋故障，經(jīng)鑒定不影響飛機(jī)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(yù)防 2014年1期2014-10-22
- 裝配仿真技術(shù)及其在某機(jī)垂尾裝配中的應(yīng)用
。本文將通過某機(jī)垂尾裝配實(shí)例研究裝配仿真技術(shù)的應(yīng)用。首先分析產(chǎn)品結(jié)構(gòu)和工藝方案，然后，利用DELMIA 的DELMIA DPM ASSEMBLY 模塊的驗(yàn)證功能，根據(jù)工藝流程，對(duì)飛機(jī)垂直尾翼裝配過程進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真，驗(yàn)證飛機(jī)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(dá)索公司的一款虛擬仿真軟件。它提供了能夠數(shù)字化設(shè)計(jì)、測(cè)試和驗(yàn)證一臺(tái)機(jī)床、一個(gè)工作單元或整條生產(chǎn)線的解決方案［4］。DELMIA 服務(wù)于那些亟需制造流機(jī)械工程師 2014年10期2014-07-08
- 某型直升機(jī)側(cè)垂尾螺栓結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)
6）某型直升機(jī)側(cè)垂尾螺栓結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)姜大成， 呂長(zhǎng)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(jī)在使用過程中，發(fā)生過水平安定面?zhèn)?span id="j5i0abt0b" class="hl">垂尾個(gè)別連接螺栓斷裂的故障現(xiàn)象，該故障若不及時(shí)發(fā)現(xiàn)將直接影響直升機(jī)的飛行安全。通過對(duì)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(jìn)螺栓結(jié)構(gòu)，經(jīng)設(shè)計(jì)軟件強(qiáng)度校核和空中試驗(yàn)驗(yàn)證，證明改進(jìn)后的螺栓結(jié)構(gòu)能夠滿足使用要求。直升機(jī)；側(cè)垂尾；螺栓；方案設(shè)計(jì)1 故障現(xiàn)象側(cè)垂尾作為直升機(jī)關(guān)鍵部件之一，是用碳纖維機(jī)械工程師 2014年4期2014-07-01
- 飛機(jī)垂尾抖振響應(yīng)的飛行試驗(yàn)研究
離渦帶著氣流掠過垂尾時(shí)還可以維持飛機(jī)的穩(wěn)定性。但是，在有些情況下這些分離渦在到達(dá)垂尾前就發(fā)生破裂，從而形成高度紊亂、旋轉(zhuǎn)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(jié)構(gòu)的某一階或幾階模態(tài)的固有頻率，渦流作用在垂尾結(jié)構(gòu)上將會(huì)誘發(fā)嚴(yán)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(jìn)行渦流破裂現(xiàn)象演示試驗(yàn)的兩張照片。(a) 20°迎角 (b) 30°迎角這些來自機(jī)翼和機(jī)身前緣的非定實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2014年2期2014-03-29
- 基于改進(jìn)變密度法的飛機(jī)垂尾拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)研究
優(yōu)化技術(shù)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)垂尾減重目標(biāo)。一直以來連續(xù)體拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)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?fù)鋬?yōu)化方法有均勻化方法［3］、變厚度法［4］、變密度法［5］、漸進(jìn)結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法［6］等。以上各種連續(xù)體拓?fù)鋬?yōu)化方法都有各自的優(yōu)勢(shì)和擅長(zhǎng)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(jìn)變密度法實(shí)現(xiàn)飛機(jī)垂尾的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì);同時(shí)與ANSYS拓?fù)鋬?yōu)化模塊沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2013年1期2013-01-22
- 飛機(jī)垂尾抖振極限載荷預(yù)測(cè)方法
10041)飛機(jī)垂尾抖振是典型的氣動(dòng)彈性耦合效應(yīng)下隨機(jī)振動(dòng)問題。以美國(guó) F/A －22［1－2］和 F/A －18 飛機(jī)［3－6］為代表的許多雙垂尾布局的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，在大攻角飛行時(shí)承受著嚴(yán)重的抖振載荷，研究發(fā)現(xiàn)這正是引起垂尾結(jié)構(gòu)部件疲勞損傷的根源之一［7］，因而在高性能戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中，垂尾抖振備受關(guān)注。雖已有研究表明，垂尾抖振產(chǎn)生的根源在于飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)采用的機(jī)翼前緣大邊條與雙垂尾布局，但是無論是采用被動(dòng)的抖振減緩措施［8－9］或主動(dòng)的抖振控制方法［10－11］振動(dòng)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(jī)常常采用雙垂尾布局，以改善大迎角航向穩(wěn)定性，同時(shí)緩解大速壓下靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)問題，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飛機(jī)。隱身戰(zhàn)斗機(jī)為了減小側(cè)向扇區(qū)雷達(dá)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(shí)，為了提高機(jī)動(dòng)性，拓寬飛行包線、尤其是飛行包線的左邊界，希望飛機(jī)具有良好的大迎角特性，因此常常在飛機(jī)前體配置渦升力裝置，例如機(jī)翼前邊條、鴨翼和前機(jī)身側(cè)棱等。在小迎角實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年1期2012-04-17
- 擾流激勵(lì)下垂尾抖振響應(yīng)主模態(tài)控制風(fēng)洞試驗(yàn)研究
13)擾流激勵(lì)下垂尾抖振響應(yīng)主模態(tài)控制風(fēng)洞試驗(yàn)研究王 巍1，楊智春1，張新平2(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與控制研究所，西安 710072;2.中航陜西飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 設(shè)計(jì)院，漢中 723213)采用壓電結(jié)構(gòu)的熱彈比擬建模方法，進(jìn)行了垂尾模型一彎模態(tài)和一扭模態(tài)響應(yīng)的壓電主動(dòng)控制仿真。設(shè)計(jì)制作了一個(gè)垂尾氣動(dòng)彈性抖振模型以及兩種形式的氣流干擾源，用于在風(fēng)洞中進(jìn)行垂尾抖振實(shí)驗(yàn)及產(chǎn)生擾流對(duì)垂尾模型實(shí)施抖振激勵(lì)。采用自主研發(fā)的弓形壓電作動(dòng)器，根振動(dòng)與沖擊 2012年16期2012-02-05
- 基于分枝模態(tài)法的面對(duì)稱布局飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模
中：機(jī)身、機(jī)翼、垂尾組成面對(duì)稱布局,機(jī)身、機(jī)翼和垂尾均為有縱向和橫向加勁的半硬殼式結(jié)構(gòu)。機(jī)身內(nèi)部除結(jié)構(gòu)件外,還安裝儀器設(shè)備、貯箱、發(fā)動(dòng)機(jī)和有效載荷等非結(jié)構(gòu)質(zhì)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(jì)算根據(jù)飛行器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),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(jié)構(gòu)用殼單元與梁?jiǎn)卧旌辖?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
- 玻璃鋼固定翼航模的模具設(shè)計(jì)與制作＊