襟翼
- 基于高升力系統(tǒng)襟翼傳動(dòng)線系布局的研究
引言高升力系統(tǒng)襟翼在飛機(jī)的起飛、降落和巡航飛行中，具有非常重要的作用，能夠有效提升飛機(jī)起飛時(shí)的升力及降落時(shí)的升阻力，有效縮短飛機(jī)起飛和滑跑距離，改善飛機(jī)性能[1-3]。在軍用及民用飛機(jī)中，大多數(shù)襟翼分為左右內(nèi)、外共四塊翼面，襟翼翼面的收放通過襟翼作動(dòng)器配合機(jī)上運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)完成。襟翼機(jī)上運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)主要有固定鉸鏈?zhǔn)健④壍朗?、四連桿機(jī)構(gòu)式、連桿/軌道混合式4 種形式[4]。襟翼作動(dòng)器多采用絲杠螺母作動(dòng)器，每塊襟翼舵面由2 個(gè)襟翼絲杠螺母作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)進(jìn)行收放。每塊襟翼翼
裝備制造技術(shù) 2023年8期2023-10-24
- 翼型下表面柔性襟翼流動(dòng)控制機(jī)理研究
的啟發(fā),利用仿生襟翼開展流動(dòng)控制已逐漸成為具有重要發(fā)展前景的流動(dòng)控制技術(shù)之一[6]。然而,仿鳥類羽毛的襟翼卻經(jīng)歷了相對漫長的發(fā)展過程。早期,Carruthers等[7]將鳥類的次級羽毛視為一種類似于自適應(yīng)襟翼的增升裝置,提出利用襟翼延遲流動(dòng)分離獲得升力的猜想,而Bramesfeld等[8]則通過風(fēng)洞試驗(yàn)給出了自適應(yīng)襟翼“壓力壩”的作用機(jī)制,指出自適應(yīng)襟翼可以有效阻擋翼型尾緣分離氣流向上游的發(fā)展,從而使上游壓強(qiáng)降低以減少對翼型表面流動(dòng)分離的影響。隨后,一系列
西安交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2023年9期2023-10-24
- 渦槳飛機(jī)襟翼載荷計(jì)算研究
廣東 珠海）引言襟翼是機(jī)翼上用來改善氣流狀態(tài)和增加升力的裝置。在飛機(jī)起飛、著陸、爬升或低速機(jī)動(dòng)飛行階段，偏轉(zhuǎn)襟翼增加機(jī)翼剖面彎曲度及有效迎角[1]，增加機(jī)翼最大升力系數(shù)，實(shí)現(xiàn)增大升力的作用。渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)（簡稱渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)）以其功率大、運(yùn)轉(zhuǎn)穩(wěn)定性好、壽命長、費(fèi)用低[1]的優(yōu)勢被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代軍民用飛機(jī)中。然而螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)引起氣流擾動(dòng)，對飛機(jī)位于螺旋槳之后并處于滑流之中的部件產(chǎn)生滑流效應(yīng)[2]，國內(nèi)外學(xué)者對滑流影響開展了大量研究工作，左歲寒[3]、張小
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2023年24期2023-10-18
- 不同格尼襟翼參數(shù)對潮流能水輪機(jī)翼型水動(dòng)力學(xué)特性影響研究*
動(dòng)控制技術(shù),格尼襟翼(Gurney flap, GF)的結(jié)構(gòu)簡單、增升效果顯著,因而受到了廣泛關(guān)注[2]。格尼襟翼是位于葉片尾緣壓力側(cè),垂直于弦線且高度厚度均較小的一種有效增升裝置[4-7]。格尼襟翼最早應(yīng)用于賽車后翼板,用來增大賽車的抓地力;后來被成功應(yīng)用于改善風(fēng)機(jī)葉片的氣動(dòng)性能[3]。目前格尼襟翼的研究和應(yīng)用主要集中在風(fēng)電領(lǐng)域。Chakroun Yosra等[8]研究了格尼襟翼對NACA 4412 翼型性能的影響,結(jié)果表明:隨著格尼襟翼高度的不斷增加,
- 襟翼形式對撲翼獲能特性影響的對比分析
動(dòng)控制技術(shù)有格尼襟翼[8]、渦發(fā)生器[9]等。Zhu等[10]在撲翼不同位置處安裝格尼襟翼并進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明安裝位置越接近撲翼尾部，格尼襟翼對撲翼獲能效率的提升效果越好。Xie 等[11]通過數(shù)值模擬的方式探究了格尼襟翼高度對撲翼獲能特性的影響，發(fā)現(xiàn)當(dāng)襟翼高度近似為0.003c時(shí)，撲翼獲能效率的提升幅度最佳。上述研究表明格尼襟翼對撲翼獲能效率的提升效果主要是針對低中縮減頻率工況，而高縮減頻率工況下的提升效果并不明顯，甚至獲能效率在一定程度會(huì)有所
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年5期2023-06-16
- 增升裝置連式襟翼噪聲抑制技術(shù)試驗(yàn)研究
縫翼、縫翼邊緣、襟翼邊緣、縫翼和襟翼滑軌。襟翼邊緣作為增升裝置氣動(dòng)噪聲聲源的重要組成部分，它的噪聲預(yù)測和降噪控制研究，對于探索增升裝置噪聲的產(chǎn)生機(jī)理和降噪優(yōu)化設(shè)計(jì)等實(shí)際問題具有重要的研究意義。襟翼邊緣噪聲是增升裝置噪聲的重要組成部分之一，尤其是對于襟翼載荷較大的飛機(jī)，或者是沒有縫翼的支線飛機(jī)。襟翼邊緣噪聲的產(chǎn)生與襟翼邊緣區(qū)域復(fù)雜的渦結(jié)構(gòu)緊密相關(guān)[6-8]。研究表明，襟翼邊緣噪聲的產(chǎn)生機(jī)理主要包括渦脫落和渦與襟翼相互作用兩部分[9]。在襟翼前緣，由于上下表面
科學(xué)技術(shù)與工程 2023年2期2023-02-27
- 基于安全性分析的民用飛機(jī)襟翼傾斜探測設(shè)計(jì)
。本文以民用飛機(jī)襟翼系統(tǒng)傾斜構(gòu)架設(shè)計(jì)為例，探討了一套基于安全性分析的民用飛機(jī)襟翼系統(tǒng)傾斜方案設(shè)計(jì)方法。1 民用飛機(jī)襟翼傾斜的條款要求和安全性影響1.1 民用飛機(jī)襟翼傾斜的條款要求相關(guān)適用性條款主要包括兩條：第一條，F(xiàn)AA,EASA,CCAR 25.571(a)。主要針對襟翼結(jié)構(gòu)及舵面，要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)該：“An evaluation of the strength must show that catastrophic failure due to fati
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2023年1期2023-02-21
- 風(fēng)力機(jī)翼型仿生襟翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)及氣動(dòng)性研究
高升力裝置(被動(dòng)襟翼)可以抵消與動(dòng)態(tài)失速相關(guān)的負(fù)面氣動(dòng)效應(yīng)。研究人員采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算的方法對大攻角下的仿生襟翼翼型的氣動(dòng)性能以及襟翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)展開了研究[5-9]。其中,Revell等探究了10°攻角下剛性襟翼的長度、附著位置和展開角對翼型氣動(dòng)性能的影響以及不同參數(shù)設(shè)計(jì)下仿生襟翼氣動(dòng)性能的正、負(fù)效應(yīng)[6]。Altman等在NACA-0012、USA-28和Eppler-423共3種不同翼型上安裝相同結(jié)構(gòu)的襟翼后發(fā)現(xiàn),雖然添加襟翼后的3種翼型在失速后的氣動(dòng)
西安交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年11期2022-11-29
- 大型民機(jī)襟翼間交聯(lián)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法研究
海 201210襟翼系統(tǒng)能顯著增大飛機(jī)起降階段機(jī)翼最大升力,提高飛機(jī)起降性能,還有利于提高巡航階段機(jī)翼翼型的氣動(dòng)效率,目前已成為大型民機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)配置。通常,大型民機(jī)的每側(cè)機(jī)翼上均設(shè)置有多個(gè)襟翼,這些襟翼由獨(dú)立的襟翼驅(qū)動(dòng)單元同步驅(qū)動(dòng)[1-4]。襟翼系統(tǒng)提高了大型民機(jī)的飛行效率,但是它的故障也會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行安全。為了提高系統(tǒng)的安全性和可靠性,針對襟翼系統(tǒng)故障的研究非常重要[5]。根據(jù)文獻(xiàn)[6]對襟翼故障的說明,“有幾種故障情形較易發(fā)生且必須被考慮:襟翼在飛
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年4期2022-09-09
- .NET環(huán)境下襟翼庫控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)
要。本文主要針對襟翼庫進(jìn)行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。1 總體方案設(shè)計(jì)1.1 系統(tǒng)功能結(jié)合天津某客戶現(xiàn)場襟翼庫控制系統(tǒng)功能進(jìn)行介紹。如圖1所示為常規(guī)的襟翼庫控制系統(tǒng)功能圖，其主要包括：圖1 常規(guī)的襟翼庫控制系統(tǒng)功能圖手動(dòng)操作：通過手動(dòng)控制立體庫的運(yùn)動(dòng)，使得貨叉運(yùn)行到指定位置進(jìn)行襟翼的存放；襟翼信息：記錄襟翼的常規(guī)信息屬性；托盤參數(shù)：記錄立體庫內(nèi)托盤的位置信息；用戶管理：進(jìn)行襟翼庫控制系統(tǒng)的登錄人員權(quán)限等信息；IO狀態(tài)：查看立體庫設(shè)備的各傳感器狀態(tài)信息；維修保養(yǎng)：記錄襟
山西電子技術(shù) 2022年4期2022-08-12
- 襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)全尺寸疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究
20)1 引 言襟翼是運(yùn)輸類飛機(jī)重要的增升裝置，也是飛機(jī)上載荷最大、運(yùn)動(dòng)幅度最大、運(yùn)動(dòng)方式最復(fù)雜的活動(dòng)翼面之一。在典型的飛行歷程中，襟翼需要運(yùn)動(dòng)至不同的工作卡位，以滿足起飛、巡航、著陸等工況的升/阻力需求。CCAR-25中對襟翼及其操縱系統(tǒng)的疲勞符合性驗(yàn)證提出了明確的試驗(yàn)要求。飛機(jī)襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)疲勞試驗(yàn)的目的在于驗(yàn)證運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)主要受力構(gòu)件的疲勞特性，暴露疲勞薄弱部位，為分析、設(shè)計(jì)和制造工藝改進(jìn)提供試驗(yàn)依據(jù)。由于運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)自由度控制與載荷傳遞的復(fù)雜性，傳統(tǒng)的試驗(yàn)方
工程與試驗(yàn) 2022年2期2022-08-08
- 基于設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)矩陣的襟翼作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)
用于提供高升力的襟翼也可用于滾轉(zhuǎn)控制[1-2]，因此要求襟翼能夠獨(dú)立作動(dòng)。新的附加功能及其相應(yīng)的設(shè)計(jì)要求對系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)施加了新約束。襟翼作動(dòng)系統(tǒng)非常復(fù)雜，具有大量的物理連接與信號傳遞。設(shè)計(jì)適應(yīng)多功能飛行控制要求的襟翼作動(dòng)系統(tǒng)架構(gòu)是一項(xiàng)復(fù)雜而艱巨的工作[3]。Reckzeh[4]提出了功能驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)方法，該方法是從基于知識(shí)的設(shè)計(jì)過渡到功能驅(qū)動(dòng)的設(shè)計(jì)，探索功能融合的系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)。Lampl 等[5]提出了基于功能多域矩陣的設(shè)計(jì)方法，應(yīng)用于飛機(jī)系統(tǒng)初期設(shè)計(jì)階段的功
中國民航大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年3期2022-08-03
- 解析波音767 飛機(jī)后緣襟翼不一致相關(guān)故障
0）0 引言飛機(jī)襟翼的實(shí)際位置和襟翼手柄的控制位置不一致是后緣襟翼不一致故障表現(xiàn)的主要形式，一般情況下，前緣襟翼和后緣襟翼被飛機(jī)襟翼手柄同時(shí)控制并掌握著，UP、1、15、20、25、30 等7 個(gè)卡槽位置是主要的手柄卡槽點(diǎn)。當(dāng)操控人員將手柄轉(zhuǎn)移到某個(gè)卡槽點(diǎn)后，后緣襟翼就會(huì)隨之發(fā)生相應(yīng)的角度變化。經(jīng)過研究和相關(guān)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，波音飛機(jī)內(nèi)部的縫翼組件（簡稱FSEU）主要負(fù)責(zé)對縫翼關(guān)斷活門和襟翼兩個(gè)元組件進(jìn)行一定的保護(hù)作用，一旦后緣襟翼系統(tǒng)出現(xiàn)安全隱患后，TRAILI
設(shè)備管理與維修 2022年10期2022-06-24
- 腹部襟翼對飛翼布局飛行器起降氣動(dòng)特性的影響
少研究者采用腹部襟翼增加其可用升力系數(shù)以及改善縱向操縱性能。腹部襟翼主要通過改變飛行器下表面的流場分布實(shí)現(xiàn)對整體氣動(dòng)力特性的改變。當(dāng)腹部襟翼下偏時(shí)，其前方區(qū)域氣流速度減小，壓力升高；而其后方區(qū)域氣流發(fā)生分離，壓力減小。通過調(diào)整腹部襟翼與重心的相對位置，可以使飛行器同時(shí)獲得升力和抬頭力矩增量。此外，腹部襟翼的偏角、板面實(shí)度、板面高度及板面寬度等參數(shù)對增升效果以及俯仰力矩改變量也有一定影響。然而，前人的研究中，一般將腹部襟翼簡化為一塊平板，并且所采用的飛翼布局
航空學(xué)報(bào) 2022年3期2022-04-26
- 飛翼布局飛行器可伸縮腹部襟翼氣動(dòng)分析
別研究了安裝腹部襟翼后飛行器氣動(dòng)特性的變化，結(jié)果表明，腹部襟翼能夠在飛行器起降過程中有效增加飛行器升力。當(dāng)腹部襟翼打開時(shí)，其前方氣流速度減小，壓力升高，從而提高了飛行器整體升力系數(shù)，因此能夠在飛行器降落階段有效降低進(jìn)場速度。然而，上述研究在有關(guān)腹部襟翼的數(shù)值模擬或者風(fēng)洞試驗(yàn)中，僅將腹部襟翼簡化為飛行器下表面的一塊平板，這與工程實(shí)際還有比較大的差距。之后，陳憲等根據(jù)工程應(yīng)用實(shí)際，將腹部襟翼設(shè)計(jì)為一種可繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的舵面。然而，這種腹部襟翼收起時(shí)，飛行器下表面仍
航空工程進(jìn)展 2022年2期2022-04-24
- 某型飛機(jī)襟翼艙結(jié)構(gòu)損傷研究及優(yōu)化設(shè)計(jì)
10136)1 襟翼艙有限元分析首先利用CATIA建立一部分襟翼的三維模型，如圖1所示，其中襟翼的長為3 000 mm，襟翼整體的寬度為257.49 mm，襟翼整體的高度約為810.749 mm。將一側(cè)襟翼艙從模型中單獨(dú)顯示出來如圖2所示。圖1 部分襟翼三維模型圖2 襟翼艙的體積襟翼艙的體積約為5 520 209.163 5 mm3，表面積為901 232.759 mm2。對襟翼艙施加的材料選擇鈦合金，然后利用 ANSYS MESH 對模型進(jìn)行四面體網(wǎng)格劃
沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年5期2022-02-03
- A350飛機(jī)襟翼移動(dòng)阻尼器故障分析
紹了A350飛機(jī)襟翼移動(dòng)阻尼器的工作原理及各部分構(gòu)造和功能，并針對一次典型的襟翼移動(dòng)阻尼器故障進(jìn)行深入分析。關(guān)鍵詞：襟翼；移動(dòng)阻尼器；柱塞系統(tǒng)；液壓儲(chǔ)壓器；線性可變差動(dòng)傳感器Keywords：flap；moving damper；plunger system；hydraulic accumulator；LVDT1 故障描述2018年12月26日，某航一架飛機(jī)在米蘭航前出現(xiàn)F/CTL INER FLAP MOVING DAMPER內(nèi)側(cè)襟翼阻尼器放行信息，ME
航空維修與工程 2021年11期2021-12-21
- 基于螺旋襟翼的噴流偏轉(zhuǎn)實(shí)驗(yàn)研究
動(dòng)機(jī)噴流到達(dá)下偏襟翼上方時(shí)，會(huì)在柯恩達(dá)效應(yīng)（附壁效應(yīng)）作用下向下偏轉(zhuǎn)，一方面，可直接產(chǎn)生升力；另一方面，繞機(jī)翼的外流在發(fā)動(dòng)機(jī)噴流裹挾下，流速增大，使繞機(jī)翼的環(huán)量增大，產(chǎn)生額外升力[7]。圖1 典型USB 系統(tǒng)示意圖Fig.1 Typical USB system diagram噴流偏轉(zhuǎn)后，系統(tǒng)的受力可以簡化為豎直方向的升力FN和水平方向的推力FT。上表面吹氣系統(tǒng)的性能通常使用平均推力偏轉(zhuǎn)角υ（Average thrust turning angle，以下簡
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2021年5期2021-11-19
- 民用飛機(jī)襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)可靠性分析及優(yōu)化設(shè)計(jì)
201210)襟翼作為飛機(jī)增升裝置的一部分，可以在飛機(jī)起飛時(shí)增大升力系數(shù)，減小滑跑距離；在飛機(jī)著陸時(shí)同時(shí)增大升力系數(shù)和阻力系數(shù)，改善飛機(jī)進(jìn)場速率，減小滑跑距離，減少空難事件的發(fā)生[1]。為使襟翼實(shí)現(xiàn)起飛、著陸時(shí)的位置要求需設(shè)計(jì)相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)在導(dǎo)引襟翼運(yùn)動(dòng)過程中，由于存在各種不確定性影響因素(如零件尺寸誤差、輸入誤差、運(yùn)動(dòng)副間隙誤差、裝配誤差和磨損等)，襟翼實(shí)際運(yùn)動(dòng)軌跡與理論值存在偏差，這些偏差會(huì)影響襟翼縫道參數(shù)、降低飛機(jī)氣動(dòng)效率，嚴(yán)重情況下會(huì)引
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2021年6期2021-07-14
- 渦襟翼在不同雷諾數(shù)下的控制分離特性研究
受此啟發(fā)設(shè)計(jì)出渦襟翼裝置，用來控制流動(dòng)的分離。圖1 鳥類著落前卷起的羽毛Fig.1 Bird feathers rolled up before landingR.Meyer等［3］率先利用雷諾數(shù)低于150的風(fēng)洞裝置驗(yàn)證了渦襟翼對分離流控制的有效性，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在大攻角下，渦襟翼抬起一定角度，能有效阻止分離流的發(fā)展；J.U.Schlüter［4］通過在NACA 0012、NACA 4412和SD8020三種翼型上安裝渦襟翼，在雷諾數(shù)為40 600的情況下
航空工程進(jìn)展 2021年3期2021-06-28
- 波音737NG飛機(jī)后緣襟翼常見故障分析及解決措施
行期間常見的后緣襟翼系統(tǒng)典型故障進(jìn)行了分析與整理，總結(jié)并提出了一些實(shí)踐中可行的改進(jìn)方法和措施。關(guān)鍵詞： 后緣襟翼；雙開縫襟翼；大翼橫截面曲度；襟縫翼電子組件；襟翼控制組件；襟翼驅(qū)動(dòng)組件；臨近電門電子組件；非指令移動(dòng)Keywords： trailing edge flaps；double-slotted flaps；wing camber；flap/slat electronics unit；flap control unit；flap power driv
航空維修與工程 2021年3期2021-04-12
- 抖動(dòng)問題辨識(shí)及機(jī)理分析
遺產(chǎn)抖動(dòng)。（2）襟翼游動(dòng)間隙排查。檢查發(fā)現(xiàn)，右側(cè)襟翼后緣的有的間隙擺動(dòng)量大于相關(guān)技術(shù)條件的要求。經(jīng)分析和檢查，發(fā)現(xiàn)右側(cè)1號滑輪架處的襟翼安裝位置下移了約3mm，改變了右側(cè)襟翼游動(dòng)間隙，同時(shí)產(chǎn)生了較大的裝配應(yīng)力，后續(xù)檢飛，襟翼受載，游動(dòng)間隙變化，從而偏大超標(biāo)。對檢出的問題，通過拆下右側(cè)襟翼，對1號、2號、3號滑輪架進(jìn)行了檢查和間隙調(diào)整。減小右側(cè)襟翼后緣的游動(dòng)間隙擺動(dòng)量。經(jīng)飛行驗(yàn)證，機(jī)身異常抖動(dòng)現(xiàn)象有所改善。后，更換右側(cè)襟翼2號滑輪架，并在原位置基礎(chǔ)上下移1.
中國設(shè)備工程 2021年5期2021-03-27
- 基于NSGA-Ⅱ的飛機(jī)襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)
201210)襟翼作為飛機(jī)增升裝置的一部分，可以提高飛機(jī)的起飛、著陸性能，改善飛機(jī)進(jìn)場速率、爬升率及進(jìn)場飛行姿態(tài)[1]。為實(shí)現(xiàn)襟翼特定的運(yùn)動(dòng)軌跡需設(shè)計(jì)相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)。目前襟翼常用的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)有鉸鏈?zhǔn)?、四連桿式和滑軌-滑輪架式[2]。若襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)不合理，將對飛機(jī)的氣動(dòng)性能及質(zhì)量指標(biāo)帶來不利影響，因此對襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)研究具有十分重要的意義。國內(nèi)外學(xué)者對襟翼運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)展開了相關(guān)研究，文獻(xiàn)[3]、[4]根據(jù)襟翼的運(yùn)動(dòng)軌跡分別通過解析法和幾何法得到了襟
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2020年11期2020-12-01
- 淺談某型飛機(jī)電氣附件對襟翼開度值的影響
文分析了某型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)的組成、工作原理，對襟翼操縱系統(tǒng)中各個(gè)部件的性能進(jìn)行了分析，本文重點(diǎn)分析由于某型飛機(jī)設(shè)計(jì)缺陷造成的襟翼開度值超差的問題，結(jié)合電氣附件的修理，給出了一種簡單的襟翼開度調(diào)整方法。[關(guān)鍵詞] 襟翼機(jī)構(gòu) 襟翼開度調(diào)整一、襟翼操縱系統(tǒng)工作原理襟翼的收放，是由液壓作動(dòng)筒提供動(dòng)力的。當(dāng)按下襟翼控制盒起飛按鈕時(shí)，此時(shí)橫翼機(jī)構(gòu)XXXX-XX-2300的第一個(gè)開關(guān)S1的常閉觸點(diǎn)處于接通狀態(tài)，驅(qū)動(dòng)襟翼液壓電磁閥工作，襟翼作動(dòng)筒伸出。當(dāng)襟翼開度達(dá)到23°時(shí)
裝備維修技術(shù) 2020年9期2020-11-20
- 基于蒙特卡洛方法的飛機(jī)襟翼不對稱風(fēng)險(xiǎn)預(yù)測*
，研究了關(guān)于前緣襟翼和后緣襟翼驅(qū)動(dòng)及執(zhí)行系統(tǒng)的控制原理；Anderson等[6]提出了一種成功評估未來高性能飛機(jī)控制系統(tǒng)方法，將多種建模和分析技術(shù)集成到一種評估方法中；程科[7]通過對飛行數(shù)據(jù)的分析及數(shù)據(jù)特征值的提取，開展了基于QAR 數(shù)據(jù)的故障時(shí)間預(yù)測方法對后緣襟翼不對稱故障進(jìn)行研究和預(yù)測；朱曉煒等[8]通過解析報(bào)文數(shù)據(jù)結(jié)合后緣不對稱工作原理，針對737NG 開發(fā)了關(guān)于后緣襟翼監(jiān)控項(xiàng)目，基本實(shí)現(xiàn)預(yù)判故障狀態(tài)；吳幀濤等[9]基于飛行數(shù)據(jù)對飛機(jī)操縱系統(tǒng)提出了
交通信息與安全 2020年3期2020-11-13
- 龐巴迪CRJ200型飛機(jī)襟翼故障分析總結(jié)
RJ2OO型飛機(jī)襟翼控制原理襟翼系統(tǒng)由安裝在左右大翼后緣鉸鏈連接的內(nèi)外側(cè)雙襟翼板構(gòu)成（如圖1所示），主要控制部件有：襟翼操縱桿、襟翼電子控制組件（FECU）、動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置（PDU）、襟翼作動(dòng)筒、剎車位置傳感器組件（BPSU）等。圖1 襟翼系統(tǒng)控制原理圖襟翼操縱桿機(jī)械操作兩個(gè)五位多觸點(diǎn)的旋轉(zhuǎn)開關(guān)，每一個(gè)位置提供離散信號給FECU的兩個(gè)通道。FECU根據(jù)來自襟翼操縱桿和來自BPSU的位置數(shù)據(jù)指令操縱系統(tǒng)，襟翼操縱桿和BPSU向FECU發(fā)送信號，然后FECU發(fā)出
甘肅科技 2020年16期2020-10-09
- 基于3D打印技術(shù)的B737襟翼展開模型設(shè)計(jì)
?，F(xiàn)選取B737襟翼為3D打印模型，從結(jié)構(gòu)系統(tǒng)和控制系統(tǒng)兩大部分出發(fā)，通過3D打印技術(shù)打印出B737襟翼模型，模擬襟翼的收放，并從設(shè)計(jì)思想和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)兩點(diǎn)對收放分別進(jìn)行了探究。關(guān)鍵詞：3D打印技術(shù);B737;模型設(shè)計(jì);襟翼展開1? ? 3D打印技術(shù)的應(yīng)用與可靠性1.1? ? 3D打印技術(shù)在航空航天上的應(yīng)用在航空航天領(lǐng)域，美國是當(dāng)之無愧的先行者，例如Optomec Design公司對故障的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)零件基于新件打印進(jìn)行修復(fù)，效果顯著。此外，波音公司也緊隨其后，
機(jī)電信息 2020年24期2020-08-28
- 提供飛機(jī)高升力的襟翼
后緣上增加了兩塊襟翼，為飛機(jī)起降助一臂之力。為何小小的襟翼有如此大的威力？分布在機(jī)翼后緣上的兩塊內(nèi)、外襟翼像水平尾翼上的升降舵、垂直尾翼上的方向舵及相鄰的副翼那樣，都繞各自轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)，同稱為舵面。不過，升降舵、方向舵的作用在于控制飛機(jī)姿態(tài)，而襟翼的作用在于為機(jī)翼增加升力并以“增升裝置”著稱。那么，襟翼如何提高機(jī)翼的升力呢？依據(jù)升力與機(jī)翼的面積、彎度與升力系數(shù)成正比例的關(guān)系，襟翼通過增加機(jī)翼的面積與彎度來增大升力，此外，設(shè)計(jì)師通過機(jī)翼與襟翼、主襟翼與子襟翼之間
大飛機(jī) 2020年5期2020-08-02
- 大型民用客機(jī)襟翼運(yùn)動(dòng)同步性計(jì)算分析
落、巡航飛行中，襟翼運(yùn)動(dòng)起著重要的作用。全機(jī)有多塊內(nèi)、外襟翼，當(dāng)分別繞各自不同的轉(zhuǎn)軸運(yùn)動(dòng)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生不同的圓錐運(yùn)動(dòng)。為實(shí)現(xiàn)所有的內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動(dòng)，需對每塊襟翼上的不同作動(dòng)器進(jìn)行設(shè)計(jì)、布局及對作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算。介紹主要現(xiàn)代客機(jī)襟翼作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)學(xué)計(jì)算方法及內(nèi)、外襟翼同步運(yùn)動(dòng)中的誤差計(jì)算與分析。關(guān)鍵詞后緣襟翼;同步;運(yùn)動(dòng)學(xué)計(jì)算中圖分類號： V224.5 ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： ADOI：10.19694/j.cnki.issn209
科技視界 2020年17期2020-07-30
- 變著花樣飛
機(jī)。首先將所有的襟翼、副翼放在水平的位置。將無人機(jī)的機(jī)翼微微往上翹，注意左右要對稱。用拇指和食指捏住機(jī)身下方中間的位置，輕輕加力放飛。如果折得對稱的話，無人機(jī)會(huì)沿直線往前飛，并且頭部會(huì)在飛行的初始階段微微上揚(yáng)。如果出現(xiàn)左右偏航怎么辦？普通的飛機(jī)直接調(diào)方向舵就可以，但飛翼飛機(jī)沒有常規(guī)的垂直方向舵，于是設(shè)計(jì)師們就設(shè)計(jì)出了一種新的結(jié)構(gòu)，那就是開裂式襟翼。此類襟翼打開時(shí)能起到減速板的作用，可以有效降低俯沖時(shí)的速度。對于飛翼飛機(jī)來說，如果只是右側(cè)的開裂式襟翼打開，則
百科探秘·航空航天 2020年8期2020-07-29
- 民用飛機(jī)襟翼電子控制裝置需求及控制仿真
77)0 引 言襟翼系統(tǒng)是大型民用飛機(jī)及支線民用飛機(jī)的關(guān)鍵分系統(tǒng)之一，對飛機(jī)的性能和安全性有重要影響[1]，不僅能有效提高飛機(jī)起飛及著陸時(shí)的升力，有效改善飛機(jī)的失速條件，而且也大大改善飛機(jī)爬升率、進(jìn)場速率及進(jìn)場最佳飛行姿態(tài)[2]。襟翼系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)縫翼和襟翼的收放運(yùn)動(dòng)，縫翼系統(tǒng)和襟翼系統(tǒng)的工作原理一樣，本文僅針對襟翼系統(tǒng)進(jìn)行研究。襟翼系統(tǒng)由5個(gè)部分組成：監(jiān)測系統(tǒng)、動(dòng)力驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、動(dòng)力傳輸系統(tǒng)、扭矩增益系統(tǒng)、故障保護(hù)系統(tǒng)。監(jiān)測系統(tǒng)用于控制和監(jiān)測系統(tǒng)工作狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)
航空工程進(jìn)展 2020年3期2020-06-27
- 垂直軸風(fēng)力機(jī)尾緣開裂襟翼氣動(dòng)性能及其偏轉(zhuǎn)角調(diào)節(jié)規(guī)律
s中心首次將飛機(jī)襟翼應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)葉片尾緣改型[10]，控制局部流動(dòng)。尾緣襟翼形式多樣，包括簡單襟翼、縫翼、開裂襟翼和格尼襟翼等[11-12]。針對尾緣襟翼的相關(guān)問題，目前國內(nèi)外學(xué)者均進(jìn)行了研究。WEICK 等[13-14]較早開始利用風(fēng)洞試驗(yàn)研究帶有開裂襟翼的航空翼型，發(fā)現(xiàn)開裂襟翼能在高葉尖速比下有效降速減載；RICHTER 等[15]對開裂襟翼、格尼襟翼和發(fā)散后緣均進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)開裂襟翼可以增加翼型的彎度并擴(kuò)展尾緣的壓力分布，減小翼型阻力并提
- 某型公務(wù)機(jī)襟翼控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)載荷分析
19040）1 襟翼控制系統(tǒng)架構(gòu)某型公務(wù)機(jī)在左、右機(jī)翼后緣各設(shè)置了一片襟翼來改善飛機(jī)的起降性能，增加飛機(jī)的升力與阻力[1]，其采用簡單定軸式襟翼，襟翼轉(zhuǎn)軸位于機(jī)翼下方。襟翼具有0 度(UP 位)、20 度（T/O位）、35 度（LAND 位）三種構(gòu)型，見圖1 所示。圖1 襟翼構(gòu)型示意圖襟翼控制系統(tǒng)的組成包括：a.襟翼控制手柄：用于接收飛行員驅(qū)動(dòng)襟翼的指令并將指令傳送至襟翼控制系統(tǒng)中。b.襟翼控制盒：用于接受襟翼控制手柄的指令，在經(jīng)過一系列的邏輯運(yùn)算后對襟翼
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2020年5期2020-06-03
- Gurney襟翼在離心壓縮機(jī)葉輪上的數(shù)值研究*
。Gurney 襟翼，即在翼型尾緣垂直于氣流方向的窄板，高度很低，可以改善翼型升阻力系數(shù)和失速迎角等特性，最初多用于航空領(lǐng)域[1-5]，而后衍生到風(fēng)力機(jī)領(lǐng)域[6-8]，軸流通風(fēng)機(jī)上亦有應(yīng)用[9-13]。Gurney 襟翼在上述領(lǐng)域均是通過對翼型升阻特性的影響，進(jìn)一步改善飛行器、風(fēng)力機(jī)或軸流通風(fēng)機(jī)的氣動(dòng)特性。但由于做功機(jī)理不同，以及流道和葉片形狀等方面相差較大，目前Gurney襟翼在離心壓縮機(jī)葉輪上的研究還較少。本文針對離心壓縮機(jī)葉輪，采用Gurney襟翼設(shè)
風(fēng)機(jī)技術(shù) 2019年1期2019-06-18
- 飛機(jī)襟翼展開機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析
的升力，就出現(xiàn)了襟翼這種設(shè)計(jì)。飛機(jī)在高空正常巡航飛行時(shí)，機(jī)翼看上去就像一個(gè)整體，其實(shí)機(jī)翼前緣、后緣都裝有長短、寬度不同的翼片，有的可向下偏轉(zhuǎn)，有的可向前伸出，有的可向后滑退。這些翼片就像衣服下襟隨風(fēng)擺動(dòng)一樣，科學(xué)家給它起了一個(gè)十分形象的名稱——襟翼。飛機(jī)停在機(jī)場或在高空巡航飛行時(shí)，襟翼都收攏在機(jī)翼前緣或后緣上，對飛機(jī)的飛行速度無影響。在飛機(jī)起飛或降落的特殊時(shí)段內(nèi)，襟翼必須動(dòng)作，在操縱機(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下襟翼向后下方偏轉(zhuǎn)，增大機(jī)翼的彎度，提高飛機(jī)的上升力。因?yàn)?span id="j5i0abt0b" class="hl">襟翼操
現(xiàn)代制造技術(shù)與裝備 2018年7期2018-08-15
- 波音737NG飛機(jī)左右后緣襟翼位置不一致的分析和監(jiān)控報(bào)警的應(yīng)用
李佳明摘 要：襟翼屬于737NG飛機(jī)的飛控系統(tǒng)，飛機(jī)任何姿態(tài)的改變都需要飛控系統(tǒng)來完成，當(dāng)出現(xiàn)左右襟翼位置不一致或襟翼卡阻，機(jī)組只能按照QRH使用備用方式放襟翼建立著陸構(gòu)型。山航技術(shù)部已經(jīng)通過飛機(jī)健康監(jiān)控系統(tǒng)（AHM）建立了"737NG飛機(jī)后緣襟翼失效監(jiān)控模型"，設(shè)立報(bào)警值，實(shí)時(shí)監(jiān)控飛機(jī)襟翼位置傳感器的信號，對觸發(fā)差值報(bào)警的飛機(jī)有計(jì)劃的安排更換，減少了飛機(jī)非正常停場延誤。該文詳細(xì)的講述了737NG飛機(jī)左右后緣襟翼位置不一致分析和監(jiān)控報(bào)警應(yīng)用，為提高737N
科學(xué)與財(cái)富 2018年17期2018-08-11
- Gurney襟翼增升效應(yīng)數(shù)值模擬
024)0 引言襟翼對機(jī)翼的流動(dòng)控制一直以來都是飛機(jī)設(shè)計(jì)者研究的熱點(diǎn)[1]，前緣縫翼和后緣襟翼都是襟翼的應(yīng)用實(shí)例，是機(jī)械式的通過增加機(jī)翼彎度來提高機(jī)翼的有效迎角從而增加升力，目前兩段式甚至三段式后緣襟翼已經(jīng)被使用到大型客機(jī)機(jī)翼上了。近些年來一種被稱為Gurney襟翼的襟翼逐漸進(jìn)入大眾的視野，被應(yīng)用到航空領(lǐng)域中[2]。Gurney襟翼是指加裝在機(jī)翼后緣下表面，垂直于翼型弦線，厚度和高度都很小的平板狀增升裝置[3]。Gurney襟翼的使用是一種被動(dòng)流動(dòng)控制手段
教練機(jī) 2018年1期2018-05-09
- 風(fēng)力機(jī)葉片三角襟翼構(gòu)型及氣動(dòng)特性數(shù)值研究
k[2]最早提出襟翼，后續(xù)研究者對其進(jìn)行了大量研究和優(yōu)化。王妙香等[3]將襟翼應(yīng)用于水陸兩棲飛機(jī)翼型尾緣，并對不同高度和偏度的襟翼進(jìn)行了氣動(dòng)分析。李潤杰等[4-5]將襟翼應(yīng)用于水輪機(jī)葉片翼型尾緣，研究不同襟翼長度對翼型水動(dòng)特性的影響。周云龍等[6]將襟翼應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)葉片翼型尾緣，研究了不同幾何形狀尾緣襟翼的氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)三角襟翼的氣動(dòng)性能相對最佳。目前襟翼廣泛應(yīng)用于各個(gè)學(xué)科[7-11]，在風(fēng)力機(jī)葉片制造行業(yè)中，葉片翼型襟翼鑲嵌和改造的技術(shù)尚未成熟。筆者在現(xiàn)
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2018年4期2018-04-24
- 尾緣襟翼縫隙大小對風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響
包括可變形的尾緣襟翼、分離式尾緣襟翼和微型滑動(dòng)襟翼[3]。李傳峰等提出可變形尾緣襟翼能提高翼型的升力系數(shù)并降低風(fēng)力機(jī)的波動(dòng)載荷[4]，Van Dam等研究了微型滑動(dòng)襟翼，提出微型滑動(dòng)襟翼可改善翼型表面壓力系數(shù)分布，提高翼型的升力系數(shù)及升阻比[5-6]。Lee[7]等研究了運(yùn)動(dòng)尾緣襟翼，Lackner and Kuik[8]等研究了分離式尾緣襟翼對5 MW上風(fēng)向風(fēng)力機(jī)載荷的影響?？勺冃蔚奈簿?span id="j5i0abt0b" class="hl">襟翼結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不易實(shí)現(xiàn)變角度控制；微型滑動(dòng)襟翼響應(yīng)速度快，但制造成本
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年1期2018-03-09
- 大型運(yùn)輸類飛機(jī)后緣襟翼氣動(dòng)載荷特性分析
型運(yùn)輸類飛機(jī)后緣襟翼氣動(dòng)載荷特性分析熊 磊*, 劉 洋, 毛 俊(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)部,上海 201210)后緣襟翼氣動(dòng)載荷計(jì)算是大型運(yùn)輸類飛機(jī)增升裝置設(shè)計(jì)工作中的關(guān)鍵步驟之一。在新型民用運(yùn)輸機(jī)的研制與適航取證工作中，發(fā)現(xiàn)現(xiàn)有的襟翼載荷計(jì)算方法在某些特殊工況下并非足夠保守。某型支線客機(jī)襟翼測壓試飛中測得其巡航構(gòu)型下襟翼氣動(dòng)載荷相對計(jì)算值有較為明顯的增加。在分析對比了試飛與風(fēng)洞試驗(yàn)的壓力分布數(shù)據(jù)，并借助CFD工具進(jìn)行定性分析后，最終證明氣動(dòng)載荷的增
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年3期2017-07-03
- 某型飛機(jī)襟翼下掉故障分析
壓系統(tǒng)調(diào)試時(shí)發(fā)現(xiàn)襟翼自動(dòng)下掉,進(jìn)一步檢查發(fā)現(xiàn),當(dāng)收上襟翼且襟翼操縱臺(tái)按鈕回到中立位置,在進(jìn)行起落架和減速板系統(tǒng)調(diào)試時(shí),右側(cè)襟翼不斷下掉；重新收上襟翼后,飛機(jī)靜止停放3小時(shí)以上襟翼不下掉；重新收放起落架和減速板時(shí),故障現(xiàn)象再次出現(xiàn)。2 系統(tǒng)工作原理襟翼正常收放原理如圖1所示（箭頭方向?yàn)榉?span id="j5i0abt0b" class="hl">襟翼時(shí)液壓油流動(dòng)方向）。放襟翼時(shí),襟翼電磁開關(guān)的放下電磁鐵通電,來油從電磁開關(guān)的放下接頭流出,經(jīng)液壓應(yīng)急活門和液壓鎖進(jìn)入收放作動(dòng)筒的放下腔,先打開鋼珠鎖,然后使襟翼放下。作動(dòng)
航空維修與工程 2017年10期2017-07-02
- 淺析幾何法在曲柄滑塊式襟翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用
01210）為使襟翼在飛機(jī)起飛、巡航、著陸過程中，處于氣動(dòng)要求的指定位置，飛機(jī)襟翼的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)型式有多種多樣，其中曲柄滑塊式機(jī)構(gòu)是應(yīng)用非常廣泛的一種（見圖1）。該型機(jī)構(gòu)工作原理為：驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)搖臂轉(zhuǎn)動(dòng)，使滑塊在滑軌上移動(dòng)，襟翼與連桿固定在一起，隨著滑塊的移動(dòng)，襟翼變換位置，滿足氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求。圖1 曲柄滑塊式襟翼機(jī)構(gòu)在民用飛機(jī)后緣襟翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)中，往往已知飛機(jī)在起飛、巡航、著陸過程中各工況下的襟翼位置，本文以曲柄滑塊機(jī)構(gòu)襟翼機(jī)構(gòu)為例（見圖1），介紹幾何法在襟翼
裝備制造技術(shù) 2017年12期2017-03-08
- 某型無人機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)改進(jìn)設(shè)計(jì)
88)某型無人機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)改進(jìn)設(shè)計(jì)郭崇穎，吳 斌，李 浩，李 巖(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所 工程系統(tǒng)研究部，安徽 合肥 230088)針對由于襟翼操縱系統(tǒng)剛強(qiáng)度不足導(dǎo)致襟翼偏角角度不足，無人機(jī)滑行距離過長的問題，提出了無人機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)的改進(jìn)設(shè)計(jì)方法，詳細(xì)介紹了某無人機(jī)襟翼操縱系統(tǒng)改進(jìn)方案。在襟翼操縱系統(tǒng)有限元仿真分析和力學(xué)實(shí)驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上，解析當(dāng)前襟翼操縱系統(tǒng)存在的關(guān)鍵問題，并針對該問題提出了相應(yīng)的解決方案，對襟翼操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行改進(jìn)，
西安航空學(xué)院學(xué)報(bào) 2017年1期2017-02-25
- 大型客機(jī)復(fù)合材料襟翼剛度設(shè)計(jì)技術(shù)
大型客機(jī)復(fù)合材料襟翼剛度設(shè)計(jì)技術(shù)本文從分析大型客機(jī)襟翼剛度和變形的約束因素（機(jī)翼匹配、結(jié)構(gòu)間隙、氣動(dòng)性能）出發(fā)，確定了襟翼的剛度指標(biāo)。并通過研究滑軌的優(yōu)化布置、限位裝置布置、襟翼彎曲扭轉(zhuǎn)剛度、壁板的穩(wěn)定性和局部剛度等問題，明確了襟翼剛度的諸多影響因素和工程設(shè)計(jì)要素。繼而給出襟翼剛度設(shè)計(jì)計(jì)算分析方法，并比較了不同壁板形式的結(jié)構(gòu)效率，以指導(dǎo)民用飛機(jī)襟翼，特別是復(fù)合材料襟翼的剛度設(shè)計(jì)。襟翼是航空器上普遍使用的重要增升操縱面。在大型客機(jī)上，由于起飛重量大，機(jī)翼翼展
中國科技信息 2016年19期2016-10-25
- 淺談BOEING 737NG后緣襟翼傾斜-不對稱保護(hù)系統(tǒng)
737NG后緣襟翼傾斜-不對稱保護(hù)系統(tǒng)孫容陣（山東航空股份有限公司蓬萊分公司，山東 蓬萊 265617）本文簡要介紹737NG飛機(jī)后緣襟翼基本構(gòu)成，闡述后緣襟翼工作原理，對后緣襟翼常見故障傾斜-不對稱進(jìn)行說明，并對各種原因進(jìn)行了分析與說明，簡述不對稱故障判斷分析方法。后緣襟翼；傾斜；不對稱1 基本概述飛機(jī)機(jī)身兩側(cè)后緣襟翼都包含外側(cè)襟翼和內(nèi)側(cè)襟翼，每一部分還包含主襟翼和后襟翼。兩側(cè)機(jī)翼底部各有三個(gè)襟翼整流罩，襟翼整流罩用于覆蓋傳動(dòng)機(jī)構(gòu)整流。襟翼位置指示器在
山東工業(yè)技術(shù) 2016年19期2016-10-19
- CESSNA172R飛機(jī)襟翼系統(tǒng)故障分析
NA172R飛機(jī)襟翼系統(tǒng)故障分析劉世貴中國民航飛行學(xué)院遂寧分院行業(yè)曲線創(chuàng)新：通過對該型飛機(jī)襟翼系統(tǒng)故障的總結(jié)分析，提出行之有效的維護(hù)建議，并切實(shí)降低了該系統(tǒng)的故障率，減少了飛機(jī)停場時(shí)間，保證了飛行安全和訓(xùn)練需要。CESSNA172R飛機(jī)是中國民航飛行學(xué)院2006年引進(jìn)的初教機(jī)型，機(jī)隊(duì)規(guī)模102架，該型飛機(jī)以其飛行性能優(yōu)越、配置好，操作方便、安全性高、維護(hù)簡便、培訓(xùn)成本低等一系列優(yōu)點(diǎn)，成為世界多數(shù)航空培訓(xùn)單位初教機(jī)的首選機(jī)型。本文從該機(jī)型襟翼系統(tǒng)工作原理入手
中國科技信息 2016年13期2016-08-01
- 737NG飛機(jī)的后緣襟翼指示故障
鵬摘 要：對后緣襟翼指示系統(tǒng)原理進(jìn)行簡單介紹，針對指示系統(tǒng)常見故障進(jìn)行總結(jié)分析。關(guān)鍵詞：后緣襟翼；737NG；指示1 系統(tǒng)簡介正常情況下，襟翼由操縱手柄扳動(dòng)液壓操縱活門，液壓系統(tǒng)的壓力通過正常打開的旁通活門輸入動(dòng)力到液壓驅(qū)動(dòng)馬達(dá)PDU，驅(qū)動(dòng)動(dòng)力機(jī)構(gòu)齒輪箱，由齒輪箱帶動(dòng)扭力管傳動(dòng)裝置，使螺桿轉(zhuǎn)動(dòng)而推動(dòng)襟翼[1]。襟翼到位后，連在動(dòng)力機(jī)構(gòu)和操縱機(jī)構(gòu)之間的鋼索使活門回到中立位。襟翼位置指示器在P2中央儀表板上，分別顯示左右機(jī)翼后緣襟翼的位置。所反映的故障一般包括
科技尚品 2016年6期2016-07-06
- 襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究
濱150001)襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究周國成*，譚嘯，陳寶(中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱150001)在聲學(xué)風(fēng)洞中開展試驗(yàn)研究，采用傳聲器陣列以及遠(yuǎn)場傳聲器線陣，結(jié)合波束形成、聲壓級積分、頻譜分析等方法，驗(yàn)證了基于襟翼端板的襟翼邊緣噪聲抑制技術(shù)，研究了三種不同外形尺寸的襟翼端板對襟翼邊緣噪聲的影響。研究表明，襟翼邊緣產(chǎn)生的噪聲集中在(5～16)kHz頻率范圍內(nèi)，針對襟翼邊緣噪聲的端板在該頻率范圍內(nèi)有著顯著的降噪效果，且對干凈構(gòu)型下的
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2016年3期2016-04-10
- CESSNA172R型飛機(jī)襟翼電門故障研究
0 前言飛機(jī)通過襟翼控制系統(tǒng)操縱襟翼收放，為飛機(jī)提供升力或阻力。襟翼控制系統(tǒng)主要由電動(dòng)機(jī)、電門托架、微動(dòng)電門、極限電門、操縱手柄、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)等組成，襟翼系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1 所示。根據(jù)襟翼收上或放下的角度不同，位置指示器分別有0°(收上位)、10°、20°、30°(全放下位)四個(gè)指示刻度。襟翼控制系統(tǒng)的常見故障包括襟翼電門，襟翼電機(jī)、斷路器故障，襟翼操縱鋼索磨損，襟翼滾動(dòng)軸承磨損、襟翼導(dǎo)軌支架磨損等故障，其中最常見的是襟翼電門故障，占比達(dá)66%。機(jī)務(wù)部組織工程技
科技視界 2015年18期2015-12-25
- 尾緣襟翼長度對風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響
71000）尾緣襟翼長度對風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響韓中合1，賈亞雷1，2，＊，李恒凡1，朱霄珣1，董 帥1（1.華北電力大學(xué)電站設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測與控制教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河北保定 071003；2.河北軟件職業(yè)技術(shù)學(xué)院，河北保定 071000）針對尾緣襟翼長度對風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響，分別以S809翼型與DU翼型為研究對象，設(shè)計(jì)了6種襟翼長度的襟翼模型，襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)角為10°，襟翼與翼型主體之間為均勻1mm間隙，利用AUTOCAD對各襟翼長度模型進(jìn)行幾
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年6期2015-04-11
- 二維襟翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究
升裝置，包括后緣襟翼，其中有簡單襟翼、開裂襟翼、單縫襟翼、后退式襟翼、雙縫襟翼及多縫襟翼等；另一類是動(dòng)力増升裝置，包括吸除附面層、弦向吹氣襟翼、展向吹氣襟翼等。由于動(dòng)力増升裝置機(jī)構(gòu)復(fù)雜，并且需要從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣，消耗發(fā)動(dòng)機(jī)推力，同時(shí)，這種結(jié)構(gòu)會(huì)帶來重量代價(jià)，因此，大部分飛機(jī)采用機(jī)械式増升。對于襟翼設(shè)計(jì)方法，國外已通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[3]和數(shù)值模擬[4]對多段翼縫道參數(shù)的影響進(jìn)行了研究。實(shí)驗(yàn)研究耗費(fèi)成本高，模型小，縫道量和重疊量的變化容易引起誤差，同時(shí)，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果受
教練機(jī) 2015年4期2015-04-03
- Gurney襟翼對某型客機(jī)流動(dòng)控制數(shù)值模擬
91Gurney襟翼對某型客機(jī)流動(dòng)控制數(shù)值模擬劉沛清*， 楊碩北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191為改善某型客機(jī)的起降性能，通過在機(jī)翼尾緣加裝Gurney襟翼，對流場進(jìn)行了數(shù)值模擬。對該客機(jī)機(jī)翼的控制翼型安裝不同高度的Gurney襟翼進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明安裝Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，但會(huì)增強(qiáng)尾跡流動(dòng)的不穩(wěn)定性。將不同高度的Gurney襟翼應(yīng)用于該客機(jī)的簡化模型，機(jī)翼的大部分區(qū)域符合二維翼型研究得出的流動(dòng)控
航空學(xué)報(bào) 2012年9期2012-11-16
- 縮進(jìn)式Gurney襟翼對風(fēng)力機(jī)流動(dòng)控制的數(shù)值研究
，以Gurney襟翼為代表的流動(dòng)控制技術(shù)在大型飛機(jī)的流動(dòng)控制中得到了快速發(fā)展和廣泛應(yīng)用［1－5］.關(guān)于Gurney襟翼在風(fēng)力機(jī)中的應(yīng)用，國外從20世紀(jì)末開始研究，并取得了一定的成果.文獻(xiàn)［6－10］對在傳統(tǒng)翼型NACA0015，NACA0020以及風(fēng)力機(jī)專用翼型NREL S809上加裝不同高度的正常式Gurney襟翼進(jìn)行了試驗(yàn)研究，證實(shí)了Gurney襟翼在減少風(fēng)力機(jī)葉片分離、提高效率方面具有明顯的效果.國內(nèi)近幾年才開始研究Gurney襟翼在風(fēng)力機(jī)中的應(yīng)用.
- 雙三角機(jī)翼前緣渦襟翼的試驗(yàn)研究
。在下偏的前緣渦襟翼上產(chǎn)生前傾的渦升力矢量,它使前緣吸力恢復(fù)、阻力減小。若設(shè)計(jì)的前緣渦襟翼能使受控渦流在前緣渦襟翼轉(zhuǎn)軸上再附著,就可以得到最高的效率[3-4]。采用渦襟翼技術(shù)可以彌補(bǔ)超聲速巡航飛機(jī)大后掠細(xì)長機(jī)翼亞聲速性能的不足,對中等后掠機(jī)翼亦是有效的[5]。國外從上世紀(jì)80年代開始對渦襟翼進(jìn)行了大量的理論與實(shí)驗(yàn)研究,對渦襟翼的原理、大后掠機(jī)翼渦襟翼的平面形狀、偏度、渦襟翼效率以及與后緣襟翼配合等方面做了原理性和應(yīng)用性研究。由于在結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)上的簡便易行,目前
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年3期2011-04-17
- Gurney襟翼對翼型流場影響的數(shù)值模擬及研究
引言Gurney襟翼是在翼型尾緣安裝的一塊垂直于翼型弦線的薄板，如圖1所示。起初，Gurney襟翼是安裝在賽車上用來提高賽車轉(zhuǎn)彎時(shí)的向心力，使其能夠順利轉(zhuǎn)彎。后來，空氣動(dòng)力學(xué)的研究者們發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼能夠增加翼型升力，于是逐漸將其應(yīng)用于航空領(lǐng)域。我國研究者對于Gurney襟翼的研究也取得了很多成果[1，2]。圖1 Gurney襟翼示意圖Fig.1 Scheme of Gurney flaps本文選用的翼型為NACA23012，該翼型是一種雙凸翼型，適合
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2010年2期2010-07-14