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三、副翼-差动平尾组合横滚操纵系统气动设计问题 1.对差动平尾偏航力矩问题的对策和技术措施 (1)平衡差动平尾偏航力矩的“方向舵交联(ARI)”方案及其问题采用差动平尾的现代飞机普遍地采用方向舵对横向操纵的交联(ARI)来平衡其偏航力矩,如表1所示。为此从设计观点出发,分析了现代歼击机采用方向舵交联的多种原因和目的,研究了有关品质、指标、检查方法、设计准则、交联规律选择、交联量计算等问题。详细设计计算了本机采用方向舵交联的具体方案后发现如下技术难点: ①需采用变交联比方案,实现难度大,代价大。如前所述,本机差动平尾所产生的 相似文献
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针对某飞机出现的方向舵蒙皮壁板颤振故障引发的振动疲劳裂纹问题,进行了相关的分析计算和修改方案。利用MSC.NASTRAN软件,建立了计算壁板颤振的有限元模型,取前15阶固有振动模态构建模态坐标系下的颤振方程。选用ZONA51超声速气动力计算程序分析壁板的气动力,采用空气密度折半的方法来模拟壁板单面承受气动力的情况。计算结果表明,方向舵蒙皮发生了壁板颤振。通过对方向舵蒙皮结构修改方案的进一步分析,表明修改方案能够满足壁板防颤振设计的要求,并且具有相当大的安全裕量。 相似文献
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NOMEX蜂窝夹层结构方向舵的制造 总被引:1,自引:0,他引:1
根据某飞机方向舵的结构特点,在成形模具结构形式、工艺方法、预固化参数等方面进行了较成功的探索,采用合适的二次胶接共固化成形工艺,研制出了符合要求的全高度NOMEX蜂窝夹层结构方向舵,并通过了静力试验和各种条件下的飞行考核。 相似文献
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为确保水下发射航行体再入水后弹道安全,分析了航行体弹道影响因素,构建了带有阻尼板航行体的弹道数学模型,将发射后航行体与发射载体的最近距离作为安全性判定标准,采用正交试验方法,对水下航行体的阻尼板数量、尺寸及张开角度3个参数进行了仿真优化分析。仿真结果表明:当阻尼板数量为6块、长度为800 mm、张开角度为80°时,水下发射航行体质心z方向侧移量最大,航行体尾端与发射载体假想壁距离最大,安全性最高。 相似文献
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开裂角对阻力方向舵颤振特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
对于无垂尾飞翼式布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的偏航控制装置。偏航控制时,舵面大角度偏转,引起气流分离、涡等复杂流场运动,非定常气动力复杂。计算气动弹性学科提出流固耦合求解方法,以期用于阻力方向舵气动弹性问题的求解。本文采用基于CFD技术的流固耦合方法求解阻力方向舵二维气动弹性问题,计算结果表明,随着开裂角的增大,阻力方向舵的颤振速度增加。对阻力方向舵气动特性进行了计算分析,结果表明阻力方向舵开裂,舵面背风区形成死水区,舵面非定常气动力影响系数减小,阻力方向舵开裂角越大,其颤振速度越大。 相似文献
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李四超 《海军航空工程学院学报》2016,31(4):475-479, 484
在对流固耦合仿真计算方法分析的基础上,建立起水下航行体舵板张开过程的仿真计算模型,采用该模型 对舵板张开过程的角速度、载荷以及响应等变化规律进行了研究。在水下航行体发射试验中,对舵板张开角度、舵 板应变等参数进行了测试,对测试获取的数据与仿真结果进行了对比分析,研究表明二者一致性较好,能够为水下 航行体的水弹道分析和舵板的结构设计、材料选择等提供指导。 相似文献
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本文通过理论分析和数字住仿真计算,讨论了某型飞机在有自动飞行控制系统工作时出现的蹬舵反倾斜问题,找出了问题存在的原因(飞控系统中交联信号侧向过载n,在副翼通道中的正反馈是引起某机产生蹬舵反倾斜的主要原因),给出了蹬舵反倾斜对飞机品质的影响,提出了改进措施,在飞机试飞中得到了应用。 相似文献
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民用飞机方向舵结构通常位于垂尾后部,通过连接铰链与垂直安定面后缘相连,并通过作动器驱动其偏转,从而为飞机提供偏航力矩。对民用飞机方向舵鸟撞相关适航条款要求进行了分析,明确了方向舵抗鸟撞需要满足的具体要求。在完成上述工作后,对某型民机方向舵的抗鸟撞性能进行了全面的评估。首先通过工程算法,初步评估了该方向舵不同偏角下的鸟体撞击力,并以此为依据筛选出了鸟撞的严酷工况,避免了大量计算方向舵不同偏角的鸟撞情况,从而大大降低了仿真分析的工作量。通过SPH方法,使用PAM-Crash软件对方向舵结构进行了抗鸟撞分析,得到了方向舵翼面本体结构的损伤情况、连接铰链的受载情况和方向舵作动器的受载情况,并以此为依据,完成了对方向舵抗鸟撞性能的完整评估。 相似文献
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基于DSP的数字舵机控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了某型无人机的数字式舵机控制器的设计。由于原使用的模拟式舵机控制器的控制参数不易调整,且用于调整参数的电位器极易出现故障,设计了使用TMS320F2812作为CPU的数字式舵机控制器。本控制器使用DSP芯片对多路舵机实现了伺服控制,不但体积大大缩小,而且控制性能更加优良,并实现了系统的各主要控制参数的不拆机修改,增加了控制器的灵活性以及通用性。 相似文献
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在导弹的设计过程中,导弹的气动特性作为重要因素直接影响导弹飞行的动态品质。在亚跨音速段气动特性呈现剧烈非线性的情况下,工程估算以及CFD数值计算方法所能提供的气动计算精度有限,导致对舵效特性的辨识精度较低,需要进一步采用风洞试验的方法精确计算气动参数,进而确定导弹的舵效。本文应用风洞试验方法研究导弹飞行马赫数在亚跨音速段对导弹气动特性的影响。研究结果表明:亚音速时导弹的气动特性基本一致,跨音速时发生剧烈的非线性变化;导弹的俯仰舵效先增加后减小,滚转舵效先减小后增大。结论对导弹控制律的设计以及后续的工程型号研制有参考价值。 相似文献