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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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针对高超声速平板/空气舵模型开展了热环境数值模拟研究,重点分析了舵偏角δr、舵缝高度h和边界层流态对缝隙内舵轴及干扰区热环境的影响规律。研究结果表明:零舵偏状态缝隙内气流速度为亚声速,热环境可以忽略;舵面偏转时,缝隙入口气流速度和压力显著增大,在δr=5°~15°范围内,舵轴及干扰区热环境随舵偏近似线性增长;舵轴及干扰区热流随h增大呈现先上升后缓慢下降的趋势,h从5 mm增大到7mm时,舵轴热环境增加超过1倍;边界层流态对空气舵缝隙内热环境影响很大,在15°舵偏条件下,层流状态舵轴及干扰区热环境约是湍流的3~5倍,这是因为层流边界层较薄,缝隙内流速更高。 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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高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合。 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