飞机襟翼作动器维修测试系统方案设计

为了解决飞机襟翼维修测试问题,提出了一种飞机襟翼作动器维修与性能测试系统的设计方案。该系统采用伺服电机作为驱动端,采用液压加载来模拟飞机襟翼作动器的负载,由PLC控制液压加载并伺服驱动机构,实现了襟翼作动器负载模拟和性能测试。基于Win CC组态软件,开发了测试系统上位监控软件。模拟测试结果显示,襟翼作动器维修测试系统方案设计合理,能够满足飞机襟翼维修测试要求。     

后缘襟翼压电作动机构动特性影响因素分析

智能旋翼主动控制技术是直升机旋翼减振的前沿技术,准确预测与分析后缘襟翼压电作动机构的动特性是智能旋翼结构设计和调频优化的基础。针对后缘襟翼压电作动机构进行有限元建模、发展计及机电耦合和刚柔耦合系统的动特性计算方法并进行动特性分析,分析研究中考虑了压电作动器、离心力片、驱动连杆和后缘襟翼等组合的复杂系统;针对作动机构动特性影响因素如离心力片厚度、小翼力臂长度、机电耦合效应等参数进行了灵敏度分析,为后续智能旋翼调频优化提供技术支撑。     

通用飞机梯形机翼的富勒襟翼滑轨轨迹研究

襟翼滑轨轨迹控制着襟翼的运动轨迹,决定着其几何特性,是飞机襟翼操纵系统滑轨机构工程设计的重要输入因素.提出一种设计襟翼滑轨轨迹的新方法,该方法对梯形机翼的富勒式襟翼运动进行简化,根据襟翼的运动规律,将其运动简化为近似绕翼尖外空间一点作圆锥曲面运动,并结合CATIA V5的模拟分析,最终设计出满足要求的襟翼滑轨轨迹.运12F飞机的工程应用实践表明,该方法对通用飞机的设计具有较高的实用价值.     

喷涂尼龙在襟翼滑块上的应用

一、前言某型飞机采用的是后退旋转式襟翼,襟翼及襟翼的安装见图1。襟翼的运动是由作动筒推(拉)襟翼(4)来实现的,在作动筒的作用下(推),襟翼上的滑板沿机翼滑轨运动,襟翼后退,机翼滑轨的末端有一轴销(3),轴销上装了二个青铜滑块(1),这二个滑块装在襟翼滑轨(2)槽中,襟翼滑轨槽内粘有不锈钢“E”形件,当作动筒继续推襟翼时,襟翼滑轨沿滑块运动,使襟翼偏转。滑块在飞机使用中经若干次与不锈钢“E”形件摩擦,损耗较大,飞机大修时基本上都要拆下换新。换下的滑块便成了废物,为解决此问题,我们选用了     

双三角机翼前缘涡襟翼的试验研究

通过风洞试验对双三角翼的内涡襟翼及外涡襟翼进行了研究。探讨了影响涡襟翼效率的各种因素及其规律,其中包括机翼前缘区状态、涡襟翼形状、涡襟翼偏度、内、外涡襟翼的搭配以及后缘襟翼效率等。尤其是根据内外翼涡场的不同研究了复合平面形状机翼内涡襟翼与外涡襟翼设计上的特点,为设计双三角翼的涡襟翼提供了参考数据。研究结果表明,正确设计前缘涡襟翼与后缘襟翼可以优化大后掠双三角机翼的低速性能。     

基于光纤传感的襟翼操纵载荷试飞技术

为了研究民用飞机减速板打开引起的襟翼载荷增量,验证襟翼中小偏度下的严重操纵载荷准确性,避免成本高昂的特殊构型试验件研制和减少机上管线敷设空间限制等问题,针对某具体型号襟翼运动机构,建立了基于光纤传感的操纵载荷测量系统、测量系统校准方法,完成襟翼作动器操纵载荷和翼面总载荷的直接验证与确认。试飞实施结果表明,基于光纤传感的襟翼操纵载荷识别及测试技术在某型号减速板打开后襟翼操纵载荷试飞中的研究应用,为襟翼操纵载荷验证提供了一种有效的高精度、低成本试飞测试方法。     

民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究

针对某型号后缘襟翼单一作动器脱开故障，翼面非正常变形导致的两侧机翼非对称滚转力矩及横滚配平问题。采用内外襟翼之间布置的交联机构，减小故障翼面过度倾斜和提供翼面能量吸收及辅助约束，进而确保系统故障后飞机仍然具有继续安全飞行和着陆能力。应用链式分析技术，实现了对襟翼单一作动器脱开故障冲击过程仿真以及交联机构制动行程和吸能需求预测，通过交联机构设备级研发试验完成了初步验证。     

用有限基本解计算喷气襟翼气动特性

本文介绍使用有限基本解方法对喷气襟翼作气动力分析计算的方法。在DJS-6计算机上对矩形机翼在不同攻角,不同喷气角和不同喷气动量系数情况下作了一系列计算,计算的结果表明,用有限基本解方法来计算喷气襟翼的气动特性是可取的。对二元矩形喷气襟翼的计算结果与国外的某些计算和实验结果作了比较,对三元矩形喷气襟翼的计算是本文对这一问题的一个新的尝试。     

电控旋翼 一种新概念旋翼系统

自动倾斜器的发明,从根本上解决了传统直升机的操纵问题。但随着现代电子技术、旋翼设计制造技术的迅速发展,自动倾斜器未来将不再是唯一的直升机旋翼操纵系统。一种构建在传统伺服襟翼技术基础上的电伺服襟翼系统,将有可能用简单的电缆取代自动倾斜器复杂的机械杆系;用高效轻便的电作动器取代笨重的机械作动器,给直升机操纵系统带来革命性的进步。这就是21世纪初开始登上直升机新技术发展舞台的电控旋翼系统。     

尾缘襟翼对扑翼的获能特性影响

扑翼获能器是一种模仿飞鸟振翅扑动的新型获能装置.为提高扑翼的获能效率,建立了一种带有尾缘襟翼的扑翼模型,且该种襟翼在扑翼运行过程中始终向翼型压力面偏转,利用计算流体力学方法求解了二维不可压缩非稳态Navier-Stokes方程.在雷诺数Re?=?4.7×105的工况下,分析了尾缘襟翼对扑翼流场的作用机理,并与原始翼型扑翼进行了对比.同时,还研究了翼型厚度对具有尾缘襟翼扑翼获能的影响.结果表明:扑翼升沉力做功占其获能的主要部分,应用尾缘襟翼后,扑翼的升沉力在整个扑动周期内都得到了提高,并且升沉力与升沉速度的协同性获得改善;尾缘襟翼对扑翼获能效率的提高作用在高频率下效果最为明显,最多可以得到23.5％的相对提升;此外,翼型厚度影响着扑翼前缘涡的演化,翼型厚度增加,前缘涡的生成受到抑制,扑翼获能效率则随翼型厚度增大呈先增加后降低的规律,因此存在最佳翼型.     

大型飞机后缘单缝襟翼空间机构设计方法与平台搭建

针对大型飞机总体技术要求和起飞着陆增升装置的设计要求,确定增升装置总体设计流程,详细介绍了后缘增升装置机构设计方法和平台,解决大型飞机后缘增升装置空间复杂机构的设计,以及后缘内外侧襟翼运动连续性和同步性问题。完成了后缘增升装置传动机构和收放机构在后梁上的布置,保证了收放机构的顺气流布置。     

新概念机翼尾流特性实验

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数,实现较大迎角的起飞和降落,而机翼在大迎角状态下,翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡,严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性,提出一种新概念飞机襟翼布局,通过水槽实验发现:新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用,不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考,在满足飞行力学设计的基础上,合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散,提高机场飞机起降效率。     

民用飞机失速特性研究

民用飞机失速特性和失稳特性的优劣直接影响飞机的安全性。从平尾修形、外侧缝翼缝道参数、内侧缝翼分离面等几个方面考虑,深入研究了失速特性和失稳特性的影响因素。本研究结果,为一般民用飞机失速特性设计提供切实有效的措施。     

前端襟翼对带涡襟翼的细长翼影响的实验研究

 为改善带涡襟翼的细长翼的升阻特性,在其上附加了前端襟翼和后缘襟翼。通过前端涡(前端襟翼上产生)和前缘涡(涡襟翼上产生)相互作用对气动特性影响的研究,得到能够改善升阻特性的方法。结果表明,涡的相互作用对涡的产生和发展有很大影响,因而影响细长翼气动特性。附加前端襟翼和后缘襟翼是必要的。由此得到既能增升又能减阻的前端襟翼偏转角。     

机动襟翼控制规律的设计及飞机动态特性研究

飞机机动襟翼的控制规律~般是通过大量的风洞实验确定的。本文尝试用线性理论和辨识技术给出~个简单的理论设计方法,把襟翼偏角设计成迎角和马赫数的函数,所用数据是所有襟翼偏角对应的升、阻值,无需找出最小阻力包线,从而减少了计算或实验次数。文中用该方法对某型机的机动襟翼控制规律进行了设计,结果表明,该规律的襟翼偏角与实验有利值基本吻合。同时,仿真计算表明飞机的操、稳特性符合军用规范。因此这~方法对飞机设计中确定襟翼控制规律有~定的实际意义。     

大迎角下鸭翼涡与边条涡的干扰特性

 在风洞测力、水洞染色线和激光片光实验的基础上 ,对翼身组合体鸭翼边条翼布局大迎角涡系干扰机理进行了分析和探讨 ,揭示了该布局增升的机理。鸭翼涡位于机翼内侧 ,其与边条涡的相互诱导致使边条涡向外翼偏折 ,既改善了外翼的流态 ,又使机翼前缘涡量卷入边条涡 ,增强了边条涡的强度 ,从而延迟其破裂。两方面的共同作用 ,提高了主翼的涡升力 ,起到增升作用。     

Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟

为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。     

Concepts for position and load control for hybrid actuation in primary flight controls

Moving towards the More Electric Aircraft, a hybrid actuator configuration, in which an electromechanical actuator (EMA) and an electrohydraulic servoactuator (EHSA) operate on the same control surface, provides an opportunity to introduce electromechanical actuators into primary flight controls. Besides the operation in active/passive or active/active mode, an “active/no-load” mode is promising. In this mode the EMA is controlled such that it actively follows the movement of the control surface without carrying external air loads, thereby reducing power dissipation compared to active/active mode and failure transients compared to active/passive mode. However, force fighting will occur if both actuators are actively controlled. In this paper, control concepts for a hybrid configuration, extending the original actuator control loops, are presented, enabling active/active as well as active/no-load operation. Nonlinear as well as linear models for an EMA, an EHSA, and a control surface structure are derived from technical data for an airworthy EHSA and combined to a model of the hybrid configuration. These models are used for matching of actuator dynamics and simulation of the developed control laws. For active/active mode, maximum force fighting between the actuators is reduced from about 500% to 7% of the stall load. For active/no-load mode, a force control loop is added to the EMA control, causing the EMA to follow movements of the control surface such that the external loads on the EMA are zero in steady-state. Force fighting is reduced to 30% of the stall load.     

前掠翼根部流动分离的控制

 在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。     

Aerodynamics of smart flap under ground effect

Aerodynamic characteristics of two-dimensional smart flap under the ground effect have been assessed by a numerical simulation. In this process, a pressure-based implicit procedure to solve Navier–Stokes equations on a nonorthogonal mesh with collocated finite volume formulation is used. The boundedness criteria for this procedure are determined from the Normalized Variable Diagram (NVD) scheme. The procedure incorporates the k–ε eddy–viscosity turbulence model. Cantilever beam with uniformly varying load with roller support at the free end is considered for the configuration of the smart flap. The method is first validated against experimental data. Then, the algorithm is applied for turbulent aerodynamic flows around airfoil with smart and conventional flaps for different attack angle, flap angle and ground clearance where the results of two flaps are compared. The comparisons show that the quality of the solution is considerable.