T型尾翼布局的垂尾载荷测量技术

针对T型尾翼布局下平尾影响垂尾载荷的特点，提出了一套适用于T型尾翼布局的垂尾载荷实测试飞方法。该方法通过分析平尾载荷对垂尾的影响，设计平尾非对称校准加载工况，将其引入垂尾载荷方程建模，并使用该垂尾载荷方程测量了某型飞机型号合格审定试飞的垂尾飞行载荷。试验结果表明，载荷方程测量误差由5.3%降低到3.14%，平尾不对称弯矩载荷对垂尾弯矩影响显著，偏航机动严重受载状态时可达到垂尾弯矩的57.6%，滚转机动严重受载状态时可达到垂尾弯矩的61.9%。     

规范修正对垂尾连续紊流载荷的影响分析

依据FAR-25对连续紊流设计的最新条款,研究了突风强度的修订对垂尾动载荷设计的影响。以T型尾翼布局的某支线客机为例,基于Von Karman连续紊流功率谱模型和线性连续紊流响应的功率谱方法,采用载荷累加方法获得垂尾的连续紊流动载荷。结果表明:FAR-25对连续紊流设计的最新条款没有超越以往设计准则,算例飞机垂尾连续紊流限制载荷有所下降,设计状态参数有所改变。     

飞机V型外倾双垂尾载荷校准技术

根据垂尾载荷校准及建模需求,对飞机V型外倾双垂尾结构受载情况进行了分析和简化,确定了校准试验载荷,研制了垂尾载荷校准试验专用龙门梁架。采用液压协调加载技术,完成了外倾双垂尾载荷校准试验,建立了满足测载要求的载荷模型。此种方法充分利用了左右垂尾外倾、双垂尾之间空间较大的特点,对左右垂尾对称施加向外的单点、多点载荷,加载载荷侧向分量左右自平衡,垂向分量依靠飞机自身重量即可平衡,飞机不需要复杂的固定与约束。试验中采用先搭建龙门框架,再停放飞机的方法,降低了试验风险、加快了试验进度,取得了良好的试验结果,对其他此类结构的载荷校准具有一定的借鉴作用。     

工艺技术

波音尾翼载上51项成飞技术 成飞(集团)公司自转包生产波音757飞机尾翼项目以来,一直坚持进行技术攻关,努力提高转包生产国际民机大型零部件的水平。最近,有51个涉及波音757垂尾、平尾制造     

T形尾翼非对称载荷设计分析

由于T形尾翼特殊的结构和气动布局形式,其临界载荷的确定除了要考虑对称载荷外,非对称载荷也有可能构成尾翼及后机身结构的设计情况。本文以CCAR25部为设计准则,系统分析了T形尾翼非对称载荷受载的模式与特点,给出了非对称载荷的分析方法与流程,并比较了各设计情况的临界载荷,最终确定出T形尾翼的非对称载荷设计工况。     

考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计

依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21％、8.21％和4.85％.     

大型水陆两栖飞机T型尾翼颤振影响因素分析

T型尾翼由于布局形式的特殊性,颤振行为往往较常规布局复杂。根据大型水陆两栖飞机的研制需求,建立了T型尾翼颤振分析的理论模型,并开展了T型尾翼缩比模型颤振风洞试验,研究了T型尾翼的颤振特性及来流迎角、部件连接刚度、操纵面连接刚度等因素对颤振特性的影响。理论和试验结果均表明,大型水陆两栖飞机T型尾翼的颤振临界型态为垂尾扭转型颤振,其主要影响因素为来流迎角;在给定的范围内,部件连接刚度、操纵面连接刚度均对垂尾扭转型颤振影响不大。研究结果为大型水陆两栖飞机的研制提供了依据。     

飞机机翼结构载荷测量试验力学模型与数据处理

 以运七飞机为例,探讨了大型飞机机翼结构部件载荷测量试验力学模型,应变桥路设计和标定加载试验过程,通过对试验数据多元回归分析,建立了飞机机翼、尾翼结构部件载荷输入与应变输出关系方程,以此来获得飞机机翼、尾翼测量截面在实际飞行过程中的载荷-时间历程。     

民用飞机控制律对偏航机动载荷影响分析

飞机机动过程中方向舵快速大幅偏转会使方向舵和垂尾上产生较大气动载荷并传递到后机身,导致 驾驶员来回往复蹬舵造成安全事故。针对 CCAR-25部25.351条规定的偏航机动情况及 CS-25部25.353规定的偏航机动新条款——方向舵往复偏转,本文首先对两种偏航机动条款分别进行分析;然后考虑控制律进行 偏航机动情况机动仿真计算;最后通过比较分析飞机响应运动参数及垂尾载荷计算结果,并分析控制律对偏航 机动载荷的影响。结果表明:对于偏航机动,考虑控制律后飞机的响应幅度有所缓减,导致垂尾载荷有所降低; 对于偏航机动新条款,由于方向舵反向偏转导致侧滑角贡献和方向舵偏度贡献垂尾载荷两者叠加,从而导致垂 尾载荷大幅增加;P-Beta控制律有效降低了方向舵往复偏转的垂尾载荷。     

歼击机垂尾声载荷研究

 <正> 垂尾紧靠涡轮喷气发动机尾喷口,随着飞机发动机功率的迅速提高,垂尾声载荷问题的研究愈来愈急需。因空测飞机垂尾声载荷难度较大,费用较贵,本文介绍关于地测声载荷的研究。     

飞机结构部件飞行载荷估算方法研究

介绍一种考虑飞机各部件间相互影响（干扰）的气动载荷估算方法。把该方法用于估算全动平尾的飞行载荷,并用它估算了Ｆ－７全动平尾在对称机动情况下的飞行载荷,且与飞行实侧载荷作了比较。结果表明,估算和实测载荷相差１０％左右。这种估算方法,在飞机设计阶段,可用于估算飞机其它部件（机翼、垂尾等）飞行载荷。     

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。     

Identification and standardization of maneuvers based upon operational flight data

To find a way of loads analysis from operational flight data for advanced aircraft,maneuver identification and standardization jobs are conducted in this paper. For thousands of sorties from one aircraft, after studying the flight attitude when performing actions, the start and end time of the maneuvers can be determined. According to those time points, various types of maneuvers during the flight are extracted in the form of multi-parameters time histories. By analyzing the numerical range and curve shape of those parameters, a characteristic data library is established to model all types of maneuvers. Based on this library, a computer procedure using pattern-recognition theory is programmed to conduct automatic maneuver identification with high accuracy. In that way, operational loads are classified according to maneuver type. For a group of identified maneuvers of the same type, after the processes of time normalization, trace shifting, as well as averaging and smoothing, the idealization standard time history of each maneuver type is established.Finally, the typical load statuses are determined successfully based on standard maneuvers. The proposed method of maneuver identification and standardization is able to derive operational loads effectively, and might be applied to monitoring loads in Individual Aircraft Tracking Program(IATP).     

非对称动力机动飞行的载荷研究

通过对一架装有４台涡轮螺旋桨发动机飞机的算例分析,研究了多发动机飞机非对称动力机动飞行的载荷确定方法,指出了影响其飞行载荷的主要因素,给出了非对称动力模拟机动飞行的试飞方法。此外,发现国军标《军用飞机强度和刚度规范》有关条文规定中存在的错误,且提出了相应的修改意见。     

柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究

以某歼击机为例,按《军用飞机强度和刚度规范》要求,重点介绍了考虑飞机结构柔性和非线性气动力特性、气动载荷分布的飞行载荷计算方法和计算结果,并对柔性飞机的非线性气动力特性和气动载荷分布对飞行载荷计算状态和严重载荷设计情况选取的影响进行了对比和分析,确定了飞机严重载荷设计情况和设计载荷,从而得出一些具有实际工程参考价值的结论。分析表明,所提出的飞行载荷计算方法合理有效,计算结果合理可信。     

飞机全动式鸭翼载荷飞行测量技术

根据现代鸭式飞机结构特点及载荷飞行实测要求,提出了在鸭翼大轴外缘选择一个剖面进行测载应变计改装的方法,并采用不同侧应变计以特定方式组成惠斯通电桥,以达到某种应变电桥只对与其对应的载荷敏感,而对其他载荷响应较小的目的,从应变响应上对鸭翼的弯矩、扭矩和剪力载荷进行机械解耦。在载荷校准试验中,左右鸭翼同时对称向上施加校准载荷,利用飞机重量和后机身托架即可平衡加载载荷引起的飞机移动和转动,不需要对飞机进行复杂的约束和固定。通过对校准试验数据的分析,采用多元线性回归方法,建立了鸭翼载荷模型,并对载荷模型进行了验证。选取典型试飞状态,对各种机动情况下鸭翼实测飞行载荷进行了分析研究,给出了鸭翼主要的严重受载状态。     

基于动态贝叶斯网络和模糊灰度理论的飞行训练评估

针对战斗机飞行训练中的评估问题,提出了一种基于动态贝叶斯网络和模糊灰度理论的评估方法。首先,分析了训练过程中典型飞行参数与机动动作的因果关系,根据专家经验与先验知识构建基于动态贝叶斯网络的机动动作识别模型,推理得到战斗机机动动作识别结果。然后,建立战斗机飞行训练评估指标体系,根据战斗机机动识别结果选择飞行训练评估指标,并采用综合赋权法确定了指标权重。最后,建立灰度模糊评估矩阵,结合飞行训练过程中各评估指标的飞行数据得到评估结果。实验结果表明该评估方法能够根据飞行过程中的参数信息进行机动动作识别及飞行训练评估,提高了飞行训练评估的效率。     

飞行载荷分析计算研究

介绍歼××飞机飞行载荷分析计算研究的一些内容,包括：飞行包线计算、机动过程计算、弹性修正、气动载荷和惯性载荷计算、全机平衡、控制面弯扭剪计算、载荷包线绘制和设计情况选取等十几个方面,井进行了分析。通过大量的计算结果和歼××飞机原设计载荷情况进行了比较,对今后如何贯彻和进一步研究《国军标》提出了一些看法。     

三翼面飞机前翼和平尾机动载荷优化配置

对三翼面飞机两种典型机动状态下的飞行载荷进行了分析,提出了一种适合三翼面飞机机动载荷优化配置的方法。讨论平尾升降舵与前翼操纵面之间的协调偏转率变化以及飞行动压变化,对配平参数、铰链力矩和载荷分布的影响。指出协调偏转率变化会引起平尾升降舵和前翼操纵面的配平角度、铰链力矩以及平尾和前翼载荷分布的显著改变,在设计时应该对协调偏转率加以选择,从而对平尾和前翼的载荷进行综合优化配置。     

直升机飞行载荷应用探讨

直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分布规律,以及飞行载荷与故障的相关性等几方面对如何拓展飞行载荷的应用范围进行了初步探讨,为充分发挥飞行载荷历史数据在新机研制的设计、试验和试飞验证中的作用提供思路。