副翼
- 某固定翼螺旋槳飛機(jī)空中偏飛故障分析
飛行員反映空中當(dāng)副翼、方向舵、升降舵、副翼調(diào)整片、方向舵調(diào)整片、升降舵調(diào)整片等舵面均處于中立位置時(shí)，飛機(jī)會(huì)發(fā)生自動(dòng)向左傾斜偏飛現(xiàn)象，同時(shí)伴隨輕微左側(cè)滑。將左副翼調(diào)整片向下調(diào)整約2°，飛機(jī)飛行姿態(tài)恢復(fù)正常。1 原因分析根據(jù)飛行員反映的故障現(xiàn)象，初步判斷這是一起因飛機(jī)左右機(jī)翼升力不平衡導(dǎo)致的偏飛故障。在飛機(jī)起降階段由于空速較低，因左右機(jī)翼升力不平衡導(dǎo)致的坡度不明顯，但隨著飛機(jī)空速增加，坡度故障逐漸顯現(xiàn)，造成飛機(jī)出現(xiàn)明顯的偏飛現(xiàn)象，引起試飛員的注意。機(jī)組人員檢查
航空維修與工程 2023年10期2023-10-31
- 一起飛參數(shù)據(jù)顯示異常故障分析
障等[1]。右襟副翼作為飛參數(shù)據(jù)的一種,用于測量飛機(jī)操縱系統(tǒng)中活動(dòng)部件的轉(zhuǎn)動(dòng)角度,并將與角度相對應(yīng)的電信號送到飛參系統(tǒng)和其他相關(guān)機(jī)載設(shè)備,直接關(guān)系到飛行員實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的控制以及是否完成飛行任務(wù),一旦出現(xiàn)問題,飛行員就無法對飛機(jī)實(shí)現(xiàn)有效的控制,會(huì)造成重大的經(jīng)濟(jì)損失以及人員傷亡。從而對飛參數(shù)據(jù)(右襟副翼)顯示異常故障分析具有重大意義。1 故障現(xiàn)象某型飛機(jī)在地面對飛機(jī)操縱系統(tǒng)各項(xiàng)參數(shù)進(jìn)行校準(zhǔn)時(shí),利用飛參外場檢查儀檢查右襟副翼上的角位移傳感器時(shí),發(fā)現(xiàn)“右襟副翼”參數(shù)
科技風(fēng) 2023年26期2023-09-19
- 某型飛機(jī)襟副翼根部下前緣與尾梁隔板蒙皮干涉故障分析及預(yù)防
間，共出現(xiàn)2起襟副翼根部下前緣與尾梁3號隔板蒙皮發(fā)生干涉裂紋故障的情況。一起為空某旅的該型號雙座飛機(jī)在執(zhí)行新作訓(xùn)大綱中的大機(jī)動(dòng)飛行，在第二次起落著陸后檢查中發(fā)現(xiàn)飛機(jī)固定于右尾梁34～35框處3號隔板下部壁板蒙皮裂紋長約8 mm，在第3架次飛行著陸后發(fā)現(xiàn)該處裂紋擴(kuò)展至35 mm，裂紋故障見圖1。另一起為該型號單座飛機(jī)飛行后，檢查發(fā)現(xiàn)左襟副翼運(yùn)動(dòng)時(shí)根部下前緣與尾梁3號隔板蒙皮相干涉，導(dǎo)致隔板蒙皮擠壓變形。圖1 襟副翼根部下前緣與尾梁3號隔板蒙皮干涉裂紋故障2
現(xiàn)代制造技術(shù)與裝備 2023年1期2023-02-21
- 二維機(jī)翼副翼受PID控制偏轉(zhuǎn)的數(shù)值模擬
為的研究，對機(jī)翼副翼受控運(yùn)動(dòng)與流場數(shù)值模擬相結(jié)合的研究相對較少，因此對其進(jìn)行深入探究有重要意義，其中所用模擬算法是基于開源軟件包OpenFOAM[7]開發(fā)實(shí)現(xiàn)的。本文首先介紹運(yùn)用動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格技術(shù)耦合PID控制的副翼偏轉(zhuǎn)過程中的NS方程的數(shù)值方法，然后模擬二維NACA0012翼型定常狀態(tài)的表面壓力系數(shù)的分布和俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)過程的升力系數(shù)變化，并利用Fluent軟件包模擬結(jié)果驗(yàn)證該數(shù)值算法的可靠性，最后對受PID控制的二維機(jī)翼副翼偏轉(zhuǎn)過程進(jìn)行數(shù)值模擬，初步建立機(jī)
沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年6期2022-03-02
- 面對稱高速飛行器橫側(cè)向耦合失控特性
δa,δr分別為副翼和方向舵.定義側(cè)力Y、 滾轉(zhuǎn)力矩L和偏航力矩N對不同狀態(tài)的偏導(dǎo)數(shù)小擾動(dòng)線性化模型可以具體描述為式中,g是重力加速度,V是速度,α是迎角,θ是俯仰角. 利用小擾動(dòng)線性化模型可以分析滾轉(zhuǎn)、 偏航通道的耦合模態(tài).耦合模態(tài)分析主要考慮這兩類耦合的影響.2 控制耦合模態(tài)特性分析滾轉(zhuǎn)、 偏航通道主要有2個(gè)耦合模態(tài): 荷蘭滾耦合模態(tài)、 控制耦合模態(tài). 荷蘭滾耦合模態(tài)描述了飛行器自身的運(yùn)動(dòng)特性, 在很大程度上表征了橫側(cè)向的運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性, 控制耦合模態(tài)反映
氣體物理 2021年6期2021-12-13
- CRJ-900飛機(jī)副翼/方向舵配平指示異常故障分析
RJ-900飛機(jī)副翼/方向舵配平指示異常故障為例，分析了CRJ-900飛機(jī)副翼/方向舵配平的組成、部件功能、原理以及故障解除方法。關(guān)鍵詞：CRJ-900飛機(jī)；副翼/方向舵；配平位置指示Keywords：CRL-900 aircraft；aileron/rudder；balance position indicator1 故障描述一架CRJ-900飛機(jī)航前起飛滑行時(shí)，速度50多節(jié)，ED1顯示“CONFIG RUDDER”和“CONFIG AILERON”警告
航空維修與工程 2021年9期2021-10-18
- 民用飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)告警等級設(shè)計(jì)
進(jìn)行定義。以單側(cè)副翼失效為例,通過對飛行控制系統(tǒng)的故障模式影響分析可知,導(dǎo)致單側(cè)副翼失效的原因有舵面作動(dòng)器故障、舵面卡阻及控制線路中斷,直接的后果是單側(cè)副翼不可控/副翼卡阻在某一位置；若失效副翼處于中立位置,對飛機(jī)控制基本無影響,若副翼處于非中立位置,此時(shí),會(huì)產(chǎn)生一個(gè)持續(xù)的滾轉(zhuǎn)力矩,導(dǎo)致飛機(jī)橫向控制能力下降。當(dāng)飛控系統(tǒng)處于正常模式時(shí),因電傳飛控系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì),此時(shí)飛行員無需特殊操作,飛控系統(tǒng)會(huì)自動(dòng)配平飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角速率；當(dāng)飛機(jī)處于降級/直接模式時(shí),需要飛行員
探索科學(xué)(學(xué)術(shù)版) 2021年5期2021-06-08
- 民用飛機(jī)復(fù)合材料副翼結(jié)構(gòu)損傷威脅評估研究
民用飛機(jī)復(fù)合材料副翼結(jié)構(gòu)開展制造缺陷和運(yùn)營損傷評估研究，確定副翼驗(yàn)證試驗(yàn)中需考慮的缺陷和損傷類型，并研究確定各類損傷的模擬形式。1 復(fù)合材料副翼結(jié)構(gòu)民用飛機(jī)副翼安裝在機(jī)翼后緣靠近翼梢處，通過懸掛接頭和作動(dòng)器與機(jī)翼盒段后梁連接，主要功能是控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。民用飛機(jī)副翼一般是由復(fù)合材料和鋁合金材料制成的楔形結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常包括蒙皮、梁、肋。接頭一般為鋁合金結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式與制造缺陷和損傷密切相關(guān)。蒙皮一般為蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，梁和肋一般為“C”形
科技視界 2021年3期2021-02-02
- 某型飛機(jī)副翼調(diào)校機(jī)構(gòu)的工作原理及一種副翼開度值調(diào)整方法
文分析了某型飛機(jī)副翼系統(tǒng)的組成、工作原理，對副翼操縱系統(tǒng)中各個(gè)部件的性能進(jìn)行了分析，本文重點(diǎn)針對副翼開度值超差的問題，總結(jié)了數(shù)次該故障的原因，列舉了修理中多發(fā)性、易干忽視的問題，讓修理人員掌握維修副翼調(diào)效機(jī)構(gòu)的核心技術(shù)，供修理人員參考，以提高航空裝備維修質(zhì)量。[關(guān)鍵詞] 副翼 調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu) 副翼開度超差一、副翼操縱系統(tǒng)的組成及工作原理副翼操縱系統(tǒng)由前、后駕駛桿及不可逆液壓助力器、調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu)、載荷感覺器、搖臂、拉桿、支座燈傳動(dòng)桿系組成。副翼操縱系統(tǒng)的主
裝備維修技術(shù) 2020年9期2020-11-20
- 輕型無人機(jī)系統(tǒng)適航安全分析流程探究
統(tǒng)級對應(yīng)的設(shè)備：副翼舵、飛行控制計(jì)算機(jī)、垂直陀螺、速率陀螺。按照UAS級FHA的分析思路對示例無人機(jī)進(jìn)行子系統(tǒng)級FHA。經(jīng)過子系統(tǒng)級FHA，UAS級的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制功能失效被分配到副翼舵、飛行控制計(jì)算機(jī)、垂直陀螺和速率陀螺功能失效。以副翼舵功能失效為例，繼續(xù)進(jìn)行安全性評估。表4 滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制功能UAS級FHA經(jīng)過FHA，可以得出8種副翼舵功能失效狀態(tài)：①短時(shí)喪失兩個(gè)副翼舵控制功能；②持續(xù)喪失兩個(gè)副翼舵控制功能；③短時(shí)喪失單個(gè)副翼舵控制功能；④持續(xù)喪失單個(gè)副翼
環(huán)境技術(shù) 2020年4期2020-09-10
- 變著花樣飛
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，則右側(cè)的
百科探秘·航空航天 2020年8期2020-07-29
- 飛翼布局組合舵面航向控制特性綜合研究
主要包含差動(dòng)內(nèi)外副翼、開裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、嵌入式阻力舵、嵌入式阻力舵與副翼的組合舵、差動(dòng)前緣襟翼、變體V尾、機(jī)頭機(jī)動(dòng)邊條、機(jī)翼前緣不對稱安裝繞流物、引射阻力舵等，主要是通過飛機(jī)兩側(cè)的阻力差量產(chǎn)生偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制。差動(dòng)內(nèi)外副翼可以獲得較好的航向控制效果，但占用了較多后緣舵面，留給縱橫向控制的舵面難以保障，尤其是小展弦比飛翼布局，此情況尤為突出；開裂式方向舵是較好的航向控制方案，能提供較大的偏航力矩，但同時(shí)伴生了較大的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩，會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的
航空學(xué)報(bào) 2020年6期2020-07-08
- CN202S后擾流板副翼總成與后側(cè)窗玻璃逆風(fēng)向面差解決
要。1 后擾流板副翼總成與后側(cè)窗玻璃總成逆風(fēng)向面差問題表象后擾流板副翼總成與后側(cè)窗玻璃總成DTS（圖1中標(biāo)注截面3C點(diǎn)）要求：標(biāo)準(zhǔn)3C位置理論面差為-1.0 mm,允許公差±1.0 mm,實(shí)際允許面差范圍-2.0～0.0 mm。隨機(jī)抽取3輛非可售（NS）階段的車輛，測量后擾流板副翼總成與后側(cè)窗玻璃總成匹配面從上到下選取3個(gè)點(diǎn)S1、S2和S3（圖2）,并做記錄如表1。根據(jù)所測數(shù)據(jù)匯總分析后如表2。圖1 DTS位置要求表1 樣車未更改之前實(shí)測數(shù)據(jù)表2 后擾流板
汽車與駕駛維修(維修版) 2020年4期2020-07-06
- 完美的預(yù)設(shè)
邊緣，便能觀察到副翼的躁動(dòng)——副翼就是用來不斷修正航線的。自動(dòng)駕駛系統(tǒng)每秒鐘都會(huì)數(shù)千次計(jì)算飛機(jī)實(shí)際航線和預(yù)設(shè)航線間的偏差，然后將校正的指令傳導(dǎo)到副翼。我常常駕駛一架無自動(dòng)飛行系統(tǒng)的小飛機(jī)消遣時(shí)光，此時(shí)，進(jìn)行微小修正任務(wù)的便是我的雙手。只要我放開操縱桿一秒鐘，飛機(jī)便會(huì)偏移航線。你在開車的時(shí)候也會(huì)有這樣的經(jīng)驗(yàn)：即便在筆直的高速公路上，雙手也不能離開方向盤，否則你將會(huì)偏離行駛路線并面臨出事的危險(xiǎn)。生活的運(yùn)轉(zhuǎn)方式同飛機(jī)和汽車的一樣，盡管我們更希望讓它變成另一種樣子
讀者 2020年9期2020-05-08
- 副翼差分驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)分析
構(gòu)型構(gòu)建了無人機(jī)副翼差分驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，通過Adams建立虛擬樣機(jī)模型，對其進(jìn)行運(yùn)動(dòng)特性分析，結(jié)果顯示運(yùn)動(dòng)精度滿足無人機(jī)控制需求。關(guān)鍵詞：無人機(jī);副翼;RSSR;差分機(jī)構(gòu);運(yùn)動(dòng)分析中圖分類號：V224 ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2020）01-0082-02Abstract： Based on RSSR spatial mechanism， design of differential mechanism fo
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2020年1期2020-02-14
- 懸停狀態(tài)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)非定常氣動(dòng)干擾研究
翼后緣設(shè)計(jì)一種襟副翼，進(jìn)一步研究不同的襟副翼舵面預(yù)置角對傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)干擾的影響，為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研制提供依據(jù)。1 氣動(dòng)特性數(shù)值預(yù)測方法積分形式的三維雷諾平均Navier-Stokes方程可以寫成如下守恒形式：(1)式中:Q=[ρ,ρu,ρv,ρw,ρe]T為守恒變量；?V為某一固定區(qū)域V的邊界；n為邊界的外法向矢量；Fc為對流矢通量，F(xiàn)υ為粘性矢通量。采用有限體積法求解上述控制方程，時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS 隱式格式。采用全湍流假設(shè)，湍流模型采用Splart
航空工程進(jìn)展 2019年6期2019-12-31
- 面對稱飛行器橫側(cè)向穩(wěn)定控制設(shè)計(jì)研究
為飛行器方向舵及副翼舵偏角； Ix,Iy,Ixy為飛行器對體軸 OX，OY的主轉(zhuǎn)動(dòng)慣量及慣量積； Q , S, lk為飛行動(dòng)壓、飛行器參考面積和參考長度；為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角、方向舵及副翼舵偏角的導(dǎo)數(shù)。得到基于平衡狀態(tài)的橫側(cè)向小擾動(dòng)線性化狀態(tài)方程為2 控制穩(wěn)定性分析2.1 方向舵控制穩(wěn)定條件基于式（2），采用全狀態(tài)量反饋，得到控制器方程為根據(jù)勞斯穩(wěn)定判據(jù)，系統(tǒng)穩(wěn)定的充要條件為以上充要條件形式復(fù)雜，不便于分析，這里推導(dǎo)其必要條件：另設(shè)：考慮到
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年3期2019-07-11
- 艦載運(yùn)輸類飛機(jī)副翼飛行載荷設(shè)計(jì)
并采用展長較大的副翼，不僅保證滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)的操縱能力，還在起降階段作為增升裝置使用，保證飛機(jī)的起降性能[2]；螺旋槳滑流會(huì)使機(jī)翼(和其他受影響部件)的表面流場和壓力分布發(fā)生變化，進(jìn)而影響全機(jī)氣動(dòng)特性，并直接改變飛機(jī)做各種機(jī)動(dòng)時(shí)相關(guān)部件的載荷響應(yīng)[3-5]；涉及載荷的機(jī)艦適配性參數(shù)體現(xiàn)在艦載機(jī)的起飛、著艦、艦面駐留等各個(gè)階段，部分參數(shù)與飛行載荷相關(guān)[1-2]。綜上，艦載運(yùn)輸類飛機(jī)的副翼飛行載荷設(shè)計(jì)應(yīng)綜合考慮滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)要求、起降階段突風(fēng)和機(jī)動(dòng)要求、螺旋槳滑流影響、機(jī)
航空學(xué)報(bào) 2019年4期2019-04-22
- 大型飛機(jī)硬式傳動(dòng)線系操縱系統(tǒng)功能試驗(yàn)技術(shù)研究及應(yīng)用
操縱系統(tǒng)，包括：副翼操縱系統(tǒng)、方向舵操縱系統(tǒng)和升降舵操縱系統(tǒng)。TA600主操縱系統(tǒng)整體布置見圖1。圖1 主操縱系統(tǒng)整體布置1.1??驗(yàn)證的適航條款CCAR-25-R4第25.683 條規(guī)定：“第25.683條操作試驗(yàn)”必須用操作試驗(yàn)表明，對操縱系統(tǒng)中受駕駛員作用力的部分施加規(guī)定的該系統(tǒng)限制載荷的80%，以及對操縱系統(tǒng)中受動(dòng)力載荷的部分施加正常運(yùn)行中預(yù)期的最大載荷時(shí)，系統(tǒng)不會(huì)出現(xiàn)卡阻和過度摩擦。1.2??系統(tǒng)工作原理主操縱系統(tǒng)采用不可逆機(jī)械助力操縱，座艙操縱
工程與試驗(yàn) 2019年4期2019-03-27
- 玩轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)（下）
實(shí)主要是升降舵和副翼之間的協(xié)調(diào)配合。對于日本手來說，這兩個(gè)舵面的操作分別在左手和右手，兩個(gè)手的配合需要多加磨合；對于美國手來說，這兩個(gè)舵面的操作都在右手上，雖然只需要一只手操作，但是卻很容易讓右手忙不過來，因此也需要多加練習(xí)。無人機(jī)的懸停練習(xí)分為四個(gè)方位，分別是對尾懸停、左側(cè)懸停、右側(cè)懸停、對頭懸停。其中對尾懸停是基礎(chǔ)中的基礎(chǔ)，我們第一個(gè)應(yīng)該練習(xí)的動(dòng)作就是對尾懸停。對尾懸停就是指無人機(jī)的后部對著我們，這個(gè)時(shí)候操作無人機(jī)時(shí)，所有的操作方向都是正向的。我們推桿
第二課堂(課外活動(dòng)版) 2018年11期2018-11-30
- 飛機(jī)為什么能在空中飛翔，而不會(huì)掉下來
的尾翼和機(jī)翼上的副翼，用來調(diào)節(jié)方向。飛機(jī)的翅膀如何讓飛機(jī)飛起來機(jī)翼上空氣的流動(dòng)，產(chǎn)生向上的拉力，也就是升力。飛機(jī)是如何起飛的？噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)把空氣往后噴，這樣飛機(jī)就被往前推了。空氣流動(dòng)得越快，上升力越強(qiáng)。也因此，飛機(jī)必須要滑行得非?？?。你知道嗎？劃過天空的白線飛機(jī)有時(shí)候會(huì)在空中劃出長長的白線。這是當(dāng)空氣寒冷又潮濕時(shí)所產(chǎn)生的云狀冰晶，它們通過飛機(jī)機(jī)翼末端的空氣旋渦，形成水滴。自制紙翅膀我們可以通過一張紙來觀察升力。像這樣，拿著紙的一端。這張紙要做成飛機(jī)機(jī)翼那樣的
創(chuàng)新作文(5-6年級) 2018年2期2018-09-14
- 某型飛機(jī)副翼自由間隙分析研究
°）。某型飛機(jī)的副翼位于主翼面的最外側(cè)，按GJB 67.7A的規(guī)定，其副翼自由間隙應(yīng)不超過0.13°，而由于制造精度的影響，一直難以達(dá)到規(guī)定值，后通過相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證，表明將該間隙值放寬至0.26°可滿足該型飛機(jī)的實(shí)際使用需求。而根據(jù)實(shí)際的副翼間隙測量情況統(tǒng)計(jì)，即使間隙放寬至0.26°的情況下，仍然有一部分操縱飛機(jī)的副翼操縱間隙發(fā)生超差的問題。本文從該型飛機(jī)副翼操縱系統(tǒng)每一個(gè)存在活動(dòng)間隙的傳動(dòng)環(huán)節(jié)進(jìn)行詳細(xì)分析，研究可以減小間隙的優(yōu)化改進(jìn)方案。1 系統(tǒng)簡介副翼作
教練機(jī) 2018年2期2018-07-18
- 飛機(jī)為什么能在空中飛翔，而不會(huì)掉下來
的尾翼和機(jī)翼上的副翼，用來調(diào)節(jié)方向。飛機(jī)的翅膀如何讓飛機(jī)飛起來機(jī)翼上空氣的流動(dòng)，產(chǎn)生向上的拉力，也就是升力?？諝饬鲃?dòng)得越快，上升力越強(qiáng)。也因此，飛機(jī)必須要滑行得非?？臁Ｄ阒绬?劃過天空的白線飛機(jī)有時(shí)候會(huì)在空中劃出長長的白線。這是當(dāng)空氣寒冷又潮濕時(shí)所產(chǎn)生的云狀冰晶，它們通過飛機(jī)機(jī)翼末端的空氣旋渦，形成水滴。自制紙翅膀我們可以通過一張紙來觀察升力。像這樣，拿著紙的一端。這張紙要做成飛機(jī)機(jī)翼那樣的形狀，向上隆起。向紙的上方吹一口氣，這樣我們就在紙的表面制造了空
創(chuàng)新作文(小學(xué)版) 2018年6期2018-07-06
- “一桿兩舵”駕駛操縱
機(jī)操縱系統(tǒng)包括對副翼、升降舵和方向舵的操縱。其中，副翼位于機(jī)翼后緣靠近翼尖的區(qū)域。在大型飛機(jī)的組合橫向操縱系統(tǒng)中，常常有4塊副翼，分別是2塊內(nèi)副翼和2塊外副翼。在低速飛行時(shí)，內(nèi)外副翼共同進(jìn)行橫向操縱；而在高速飛行時(shí)，外側(cè)副翼被鎖定而脫離副翼操縱系統(tǒng)，僅由內(nèi)副翼進(jìn)行橫向操縱。當(dāng)飛行員向左轉(zhuǎn)駕駛盤時(shí)，左側(cè)副翼向上偏轉(zhuǎn)，同時(shí)右側(cè)副翼向下偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致左側(cè)機(jī)翼的升力減小，而右側(cè)機(jī)翼的升力增大，產(chǎn)生使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的力矩，飛機(jī)繞縱軸向左側(cè)滾轉(zhuǎn)。升降舵位于水平安定面的后緣，
大飛機(jī) 2018年8期2018-05-14
- Micro Beast Plus陀螺儀使用心得（上）
一款主流的三軸無副翼控制設(shè)備，性能不錯(cuò)，深受大家歡迎。尤其是該陀螺儀搭配在亞拓系列模型直升機(jī)上后，受到了更加廣泛的關(guān)注。MB陀螺儀的一大特點(diǎn)是可以通過觀察狀態(tài)指示燈，利用遙控器搖桿進(jìn)行設(shè)定，十分方便快捷。然而也正是這一特點(diǎn)，讓很多新手一頭霧水，無從下手。筆者在使用MB陀螺儀過程中，積累了一些經(jīng)驗(yàn)，下面與大家分享，希望對初次接觸無副翼系統(tǒng)模型直升機(jī)的愛好者有一些幫助。一、遙控器的設(shè)定與傳統(tǒng)的有副翼模型直升機(jī)相比，無副翼系統(tǒng)接管了遙控器上的大部分功能，因而設(shè)定
航空模型 2017年8期2018-02-08
- 737NG飛機(jī)AP B LNAV航路左右偏擺故障研究
式下FCC計(jì)算出副翼運(yùn)動(dòng)的指令信號給到自動(dòng)駕駛副翼作動(dòng)筒，作動(dòng)筒通過機(jī)械輸出信號一直到副翼。由副翼位置傳感器反饋信號給FCC形成閉環(huán)控制。詳細(xì)控制環(huán)路見下圖。2.2當(dāng)副翼位置傳感器反饋的信號與FCC的預(yù)期反饋信號不一致時(shí)，F(xiàn)CC會(huì)給出故障代碼AIL POS SEN-2 J1B-K13，J13，H13。該代碼FIM認(rèn)為在地面測試中，F(xiàn)CC接收到的副翼位置傳感器反饋信號是錯(cuò)誤的。下圖為FCC閉環(huán)控制的SSM。2.3于是FIM給出了可能故障的部件分別是副翼位置傳
科學(xué)與財(cái)富 2018年31期2018-01-02
- 飛翼布局飛行器舵面縫隙對操縱效率的影響
得內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率均有所降低，且舵面縫隙越大，操縱效率的降低量越多；有縫隙存在時(shí)開裂式方向舵的操縱效率比無縫隙高。內(nèi)、外側(cè)升降副翼操縱效率降低的原因是下表面氣流通過舵面縫隙流至上表面從而降低了上下表面壓力差和阻滯了主流；開裂式方向舵大舵偏時(shí)操縱效率增加的機(jī)理在于有縫隙時(shí)下翼面高壓氣流通過縫隙注入上翼面回流區(qū)從而降低回流范圍。飛翼布局；舵面縫隙；操縱效率；數(shù)值模擬；開裂式方向舵0 引 言現(xiàn)代飛行器均布置有多組操縱面，在飛行器設(shè)計(jì)和制造過程中，操縱
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年6期2017-12-25
- Arrow . V6開箱記[下]
32）。將模型的副翼水平放置，用紙膠帶或鳳尾夾固定。用刻度尺量得副翼拉桿的距離是15.5mm（圖33），于是截取兩段直徑1mm、長15.5mm的碳桿，滴401膠與舵機(jī)搖臂和舵角的球頭鉸鏈固定。這里有個(gè)小技巧，如果用砂紙打磨碳桿的兩頭（圖34），可增大其與401膠的接觸面積，使連接更牢固。根據(jù)筆者的經(jīng)驗(yàn)，安裝了副翼拉桿后，模型副翼會(huì)有輕微下沉現(xiàn)象。此時(shí)再次使用遙控器的輔助微調(diào)功能，把副翼調(diào)整至與水平機(jī)身處于同一平面（圖35、圖36）。這一步非常重要，調(diào)整時(shí)需
航空模型 2017年5期2017-12-14
- 某型飛機(jī)副翼吻合性超差原因分析及改進(jìn)措施
024)某型飛機(jī)副翼吻合性超差原因分析及改進(jìn)措施許磊1，張斌1，楊陽2，向業(yè)1(1.中國人民解放軍駐320廠軍事代表室，江西，南昌330024；2.航空工業(yè)洪都，江西南昌330024)針對某型飛機(jī)機(jī)翼吻合性超差的問題，從副翼的檢查數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)、制造過程及下壁板成型等方面分析了其根本原因，提出了改進(jìn)措施，并對改進(jìn)措施進(jìn)行了效果評估，結(jié)果表明，該措施能夠大幅降低超差。副翼；超差；改進(jìn)措施0 引言某型飛機(jī)進(jìn)行副翼安裝后的外形檢查時(shí)，發(fā)現(xiàn)多架次飛機(jī)出現(xiàn)副翼下翼面前緣
教練機(jī) 2017年3期2017-11-09
- 基于模型的飛機(jī)系統(tǒng)功能分析技術(shù)研究及應(yīng)用
3]。本文以飛機(jī)副翼系統(tǒng)正?？刂茽顟B(tài)為例，探索基于模型的飛機(jī)系統(tǒng)功能分析方法。1 基于模型的飛機(jī)系統(tǒng)功能分析方法基于模型的飛機(jī)系統(tǒng)功能分析過程包含三部分：基于模型的系統(tǒng)需求分析、基于模型的系統(tǒng)功能設(shè)計(jì)以及基于模型的系統(tǒng)架構(gòu)分析與設(shè)計(jì)?；谀Ｐ偷南到y(tǒng)需求分析通過創(chuàng)建用例模型明確系統(tǒng)的邊界、系統(tǒng)功能類型以及系統(tǒng)利益相關(guān)方；基于模型的系統(tǒng)功能設(shè)計(jì)，針對各系統(tǒng)用例展開設(shè)計(jì)，明確用例所涉及的系統(tǒng)功能、接口數(shù)據(jù)、系統(tǒng)行為，通過系統(tǒng)黑盒分析的手段保證系統(tǒng)功能的完整性和正
航空科學(xué)技術(shù) 2017年12期2017-11-02
- 基于語義網(wǎng)絡(luò)的副翼作動(dòng)器綜合故障診斷方法
)基于語義網(wǎng)絡(luò)的副翼作動(dòng)器綜合故障診斷方法孫錦文1，2，馬 劍1，2，丁 宇1，2，劉清竹1，2，王景霖3，吳英建3(1.北京航空航天大學(xué) 可靠性與系統(tǒng)工程學(xué)院，北京 100191；2.可靠性與環(huán)境工程技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191；3.故障診斷與健康管理技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 201601)為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)典型機(jī)電系統(tǒng)故障診斷知識(shí)集成共享與利用，提出了一種基于語義網(wǎng)絡(luò)的副翼作動(dòng)器綜合故障診斷方法。首先利用FMECA方法對副翼作動(dòng)器進(jìn)行故障機(jī)
- 常規(guī)布局模型“三角翼混腔”的改造
僅靠主翼后緣的襟副翼控制模型飛行。這種控制方式常見于各種襟副翼由獨(dú)立舵機(jī)控制的三角翼模型：當(dāng)襟副翼聯(lián)動(dòng)時(shí)，充當(dāng)升降舵；而當(dāng)它們差動(dòng)時(shí)，則作為副翼使用。要實(shí)現(xiàn)這種控制方式，須在遙控器中對副翼與襟翼通道設(shè)置混控，即模友們稱為的“三角翼混控”。那么，對于采用常規(guī)布局的固定翼模型，能否應(yīng)用“三角翼混控”呢？2017年初，我在觀看F-35戰(zhàn)斗機(jī)飛行及起落的視頻時(shí)，偶然發(fā)現(xiàn)它的全動(dòng)平尾既能聯(lián)動(dòng)又能差動(dòng)，類似于模型飛機(jī)上的“三角翼混控”。這種升降舵的差動(dòng)方式令我十分著迷
航空模型 2017年4期2017-07-29
- 飛控系統(tǒng)故障排解實(shí)施方案分析及應(yīng)用
過程中曾經(jīng)出現(xiàn)左副翼報(bào)故，經(jīng)地面檢查，確認(rèn)如下CMS信息觸發(fā)：P-ACE 3-1 LOB Ail PCU Press Exc InterfaceP-ACE 3-1 LOB Ail PCU Retract Press InterfaceP-ACE 3-1 LOB Ail PCU Extend Press InterfaceP-ACE 3-1 LOB Ail PCU SOV InterfaceP-ACE 3-1Ail LOB PCUP-ACE 5-1 LIB
中文信息 2017年6期2017-06-30
- 輕型飛機(jī)副翼操縱系統(tǒng)中改進(jìn)的RSSR機(jī)構(gòu)研究
100)輕型飛機(jī)副翼操縱系統(tǒng)中改進(jìn)的RSSR機(jī)構(gòu)研究謝習(xí)華1,2，陳志偉1，歐陽星2，王小飛1，王曉玲1(1.中南大學(xué) 高性能復(fù)雜制造國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長沙 410083)(2.山河智能裝備股份有限公司 技術(shù)中心，長沙 410100)精確控制副翼偏轉(zhuǎn)角度對提高輕型飛機(jī)的操縱性能具有重要意義，將改進(jìn)的空間四連桿機(jī)構(gòu)——RSSR應(yīng)用于輕型飛機(jī)副翼操縱系統(tǒng)的傳動(dòng)末端，采用方向余弦矩陣法建立RSSR機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)模型，并推導(dǎo)出該機(jī)構(gòu)的位移方程，在ADAMS軟件中對該
航空工程進(jìn)展 2017年2期2017-06-13
- 自制“幽靈”系列DLG模型滑翔機(jī)[中]
好（圖4）。2.副翼在副翼的設(shè)計(jì)上，我接受了身邊模友的建議， 減小了其展長， 并未使它從翼根一直延伸到翼尖。實(shí)際飛行表明，與直通的副翼相比，這種副翼震動(dòng)大幅減?。▓D5）。“幽靈”I的副翼采用常規(guī)的純木制框架結(jié)構(gòu)，“幽靈”III改用AG系列翼型后，副翼則用碳片進(jìn)一步做了加強(qiáng)，提高了剛度、減小了震動(dòng)（圖6、圖7）。3.蒙板為了更好地平衡重量與強(qiáng)度，我在選材上做了優(yōu)化。“幽靈”機(jī)翼的翼梁選用松木，翼肋、腹板、蒙板則都為輕木。雖然松木相對較重，但其強(qiáng)度更大，加之在
航空模型 2016年11期2017-05-08
- 某型飛機(jī)操縱系統(tǒng)典型故障解析
要通過一次典型的副翼偏轉(zhuǎn)過重故障，分析操縱系統(tǒng)各部件的相互影響關(guān)系，為飛機(jī)維護(hù)和故障排除提供方法。關(guān)鍵詞：副翼 鋼索 伺服舵機(jī) 滑輪中圖分類號：V249.11 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號：1674-098X（2017）01（c）-0005-02獎(jiǎng)狀飛機(jī)由飛行學(xué)院于2005年引進(jìn)，至今已參與飛行1萬多小時(shí)，其各機(jī)械部件都出現(xiàn)了不同情況的磨損和老化，操縱系統(tǒng)故障也頻繁發(fā)生。因此對于飛機(jī)操縱系統(tǒng)故障的研究分析，對飛機(jī)整體安全性能的提升有重要意義。1 故障介紹201
科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào) 2017年3期2017-04-13
- THE MYSTERIOUS COCKPIT
主要用來操縱飛機(jī)副翼)：實(shí)現(xiàn)橫滾和轉(zhuǎn)彎Roll橫滾Step1: When pilots turn the control column, one aileron is raised while the other is lowered.用駕駛桿控制副翼，一邊的副翼向上運(yùn)動(dòng)，另一邊的副翼向下運(yùn)動(dòng)。Step2: As a result, the lifts of the wings create a pressure difference.導(dǎo)致機(jī)翼兩端的升力發(fā)
空中之家 2017年3期2017-04-10
- 基于CFD仿真的外翼斷裂飛機(jī)安全飛行研究
真計(jì)算得到，基于副翼平衡法的外翼相對損傷極限為14.2%，基于側(cè)飛平衡法的外翼相對損傷極限為24.5%，為戰(zhàn)時(shí)外翼斷裂飛機(jī)帶傷飛行提供了參考和評估方法。CFD仿真 ；損傷極限；外翼斷裂；側(cè)飛平衡法 ；副翼平衡法機(jī)翼是飛機(jī)的氣動(dòng)敏感部件，一旦受到大面積損傷，飛機(jī)的氣動(dòng)性能將受到嚴(yán)重破壞，并可引發(fā)墜機(jī)事故，嚴(yán)重威脅機(jī)上人員和財(cái)產(chǎn)的安全。在以往的戰(zhàn)爭中，有一些外翼斷裂較嚴(yán)重的飛機(jī)仍能飛行的例子(見圖1)。目前，世界上針對這一特殊的氣動(dòng)與飛行控制問題開展的研究還很
新技術(shù)新工藝 2016年11期2016-12-14
- 副翼偏轉(zhuǎn)對副翼受載的影響
試驗(yàn)研究院飛機(jī)所副翼偏轉(zhuǎn)對副翼受載的影響劉敬禮中國飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)所常規(guī)布局飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)是依靠副翼的差動(dòng)偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)的，為此必須考慮各種滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)狀態(tài)下副翼的嚴(yán)重受載情況。通過對副翼進(jìn)行多種角度的載荷地面校準(zhǔn)試驗(yàn)，來研究副翼偏度對副翼載荷方程系數(shù)的影響，并將其應(yīng)用于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，預(yù)測副翼偏度對飛行載荷的影響。某型機(jī)在高空超音速下，做常規(guī)對稱拉起動(dòng)作（左右升降副翼下偏21.2°），法向過載達(dá)到6.0，左壓桿滾轉(zhuǎn)改出時(shí)，左側(cè)內(nèi)副翼接頭發(fā)生斷裂。在該型飛機(jī)的
中國科技信息 2016年14期2016-07-31
- 冰脊對Y-8飛機(jī)副翼鉸鏈力矩的影響分析
始滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，使得副翼鉸鏈力矩產(chǎn)生變化是事故的主要原因。目前的防冰、除冰技術(shù)還不能有效解決防冰區(qū)后的結(jié)冰問題，所以，關(guān)于展向冰脊的研究應(yīng)成為今后的研究重點(diǎn)。本文采用CFD和風(fēng)洞試驗(yàn)兩種方法，研究不同參數(shù)展向冰脊對Y-8飛機(jī)副翼處翼型壓力分布和副翼鉸鏈力矩的影響，進(jìn)而分析其對飛行員操縱的影響，為飛機(jī)防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和駕駛員駕駛技術(shù)提供參考。1 展向冰脊圖1給出了展向冰脊形成示意圖。未凍結(jié)的水滴向后流動(dòng)，在融冰區(qū)之后凍結(jié)形成冰脊。圖2 給出了展向冰脊和機(jī)翼前緣的幾
飛行力學(xué) 2015年4期2015-12-28
- 通用飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)角測量工具設(shè)計(jì)*
自己的零位，比如副翼的零位是副翼弦線和機(jī)翼弦線對齊，所以在測量副翼偏轉(zhuǎn)角時(shí)，首先要確認(rèn)副翼的零位，所要測量的偏轉(zhuǎn)角，就是最大偏轉(zhuǎn)位置與零位之間的夾角。為了具體分析測量原理，筆者以副翼偏轉(zhuǎn)角測量為例進(jìn)行分析。在進(jìn)行副翼測量時(shí)，因停放飛機(jī)的機(jī)庫地面可能不完全水平，加之飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼存在一定的仰角，故測量之前需要對測量工具進(jìn)行校正零位。為此，設(shè)計(jì)了如圖1中的3、4、5組成的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)對測量工具進(jìn)行校零，因?yàn)橹羔?始終與水平面平行，校正零位前，量角器7上的0刻度線與
機(jī)械研究與應(yīng)用 2015年3期2015-11-23
- 紙飛機(jī)
像真飛行器尾部的副翼?？諝馔浦?span id="j5i0abt0b" class="hl">副翼，使飛行器轉(zhuǎn)向、上升或者下潛。材料：輕而硬的紙一張。步驟：1.將紙從中間沿縱向折疊，再打開，從頂上折一個(gè)角到中間。2.把頂上的另一角折向中間。然后，將第二條折痕折向中間。3.把第三條折痕折向中間。現(xiàn)在，紙上部呈尖形，紙邊露在下部。4.將兩半折到一起，然后折下上部的兩個(gè)邊，做成兩個(gè)三角形的翼；推一下每個(gè)翼的上面使其稍微有些彎曲5.在飛機(jī)的尾部折出小折葉。6.將飛機(jī)擲向空中，它將在房間中穿行。
小雪花·成長指南 2015年9期2015-09-29
- 潔白的舞者
的混控功能設(shè)置襟副翼混控，方法如下。設(shè)置反向副翼通道為6通道由于接收機(jī)出廠時(shí)為兩側(cè)副翼設(shè)置了反向副翼功能，占用了編程要用到的第6通道，所以這里要通過調(diào)整搖桿位置重新設(shè)置該功能。操作步驟：確保接收機(jī)已經(jīng)對頻，打開發(fā)射機(jī)；確保各通道正反向?yàn)椤罢?；將油門推到滿油門位置；打滿左副翼；升降舵拉到底；保持這個(gè)姿勢，同時(shí)給接收機(jī)通電；接收機(jī)通電后LED燈將會(huì)在5秒鐘內(nèi)常亮，LED燈將快速閃爍3次，指示選項(xiàng)已改變；斷開接收機(jī)電池；關(guān)閉遙控器。如果需要改回原設(shè)置，只需重復(fù)
中學(xué)科技 2015年5期2015-08-15
- 數(shù)控立銑鞍座副翼軌裝置的設(shè)計(jì)、分析與優(yōu)化
0)數(shù)控立銑鞍座副翼軌裝置的設(shè)計(jì)、分析與優(yōu)化鄭進(jìn)亮1，曾海泉1，吳新良1，林川弘2(1.廈門理工學(xué)院機(jī)械與汽車工程學(xué)院,福建廈門361024; 2.廈門大金機(jī)械有限公司,福建廈門361100)針對某型數(shù)控立式銑床剛性較差的問題，提出在銑床底座上增加副翼軌裝置來提高機(jī)床的剛性與穩(wěn)定性.利用Solidworks對該銑床改進(jìn)前后的結(jié)構(gòu)進(jìn)行三維建模，用HyperMesh對增加副翼軌裝置前后銑床的鞍座進(jìn)行靜力分析，并對2種底座進(jìn)行模態(tài)分析，比較了分析結(jié)果并對副翼軌底
廈門理工學(xué)院學(xué)報(bào) 2015年5期2015-06-23
- 基于ANSYS-Workbench的飛機(jī)副翼轉(zhuǎn)動(dòng)流固耦合分析
bench的飛機(jī)副翼轉(zhuǎn)動(dòng)流固耦合分析邱福生，趙海洋，任延岫(沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136)副翼是飛機(jī)機(jī)翼的重要組成部分，其周圍氣體流動(dòng)對飛機(jī)翻轉(zhuǎn)起著重要作用。對多場求解器MFS和MFX數(shù)據(jù)的交換方式進(jìn)行了研究和對比分析，并介紹了實(shí)現(xiàn)流固耦合分析的多種方式。采用有限元軟件ANSYS-Workbench 的雙向流固耦合分析系統(tǒng)對飛機(jī)副翼轉(zhuǎn)動(dòng)過程中的氣體流動(dòng)進(jìn)行分析。通過分析得到了不同時(shí)刻下副翼轉(zhuǎn)動(dòng)氣動(dòng)特性，有效避免副翼反效和提高
沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年5期2015-05-18
- 一種帶副翼無傘末敏彈氣動(dòng)特性仿真分析*
0094)一種帶副翼無傘末敏彈氣動(dòng)特性仿真分析*李 恒,郭 銳,劉榮忠(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)為了探究不同尾翼末敏彈的氣動(dòng)特性,設(shè)計(jì)了帶有副翼結(jié)構(gòu)的無傘末敏彈模型,借助計(jì)算流體力學(xué)建立了無傘末敏彈的氣動(dòng)力仿真模型。數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明不同尾翼結(jié)構(gòu)對末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角和阻力系數(shù)有較大影響。當(dāng)翼展從150 mm增至250 mm時(shí),末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角從43°減至16°,阻力系數(shù)從0.78增至1.61。當(dāng)副翼斜置角從0°增至60°時(shí),穩(wěn)態(tài)落角、導(dǎo)轉(zhuǎn)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2015年4期2015-04-15
- 無人機(jī)單副翼大角度卡死配平策略研究
變的情況下,單側(cè)副翼卡死為飛機(jī)附加常值的滾轉(zhuǎn)和俯仰力矩?cái)_動(dòng)。當(dāng)副翼卡死位置較小時(shí),由于卡死產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)操縱力矩較小,飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生的力矩可以平衡該力矩,在這種情況下,飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)不會(huì)發(fā)散,而是進(jìn)入荷蘭滾模態(tài)[2]。文獻(xiàn)[3]對F16單側(cè)副翼卡死的容錯(cuò)控制進(jìn)行了研究,利用升降舵和方向舵來進(jìn)行平衡控制。當(dāng)副翼卡死在較大位置時(shí),由于飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩不足以平衡卡死舵面的滾轉(zhuǎn)力矩,在這種情況下,飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)會(huì)發(fā)散,進(jìn)入不穩(wěn)定的螺旋模態(tài),飛機(jī)持續(xù)滾轉(zhuǎn)[4]。在以
飛行力學(xué) 2014年4期2014-09-15
- 基于側(cè)滑配平的單副翼極限位置卡死控制方法研究
1]指出,在單側(cè)副翼卡死情況下,飛機(jī)很容易進(jìn)入荷蘭滾模態(tài),嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行安全。該文獻(xiàn)還從力矩平衡的角度得出了單側(cè)副翼卡死在什么范圍內(nèi)時(shí),可以利用其他操縱面來進(jìn)行補(bǔ)償。該文獻(xiàn)的分析結(jié)果對單副翼有限卡死情況下進(jìn)行容錯(cuò)控制的可能性提供了理論依據(jù)。針對舵面故障的控制,國內(nèi)外很多研究者進(jìn)行了相關(guān)研究,取得了不少研究成果，例如文獻(xiàn)[2-4]?？梢钥闯?上述文獻(xiàn)中的研究集中于舵面卡死在有限位置的情況,其中給出的單側(cè)舵面卡死的最大幅值分別為11.46°[2]、2.29
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年1期2014-03-25
- 大型客機(jī)無尾布局航向組合舵面控制技術(shù)研究
嵌入式阻力舵與襟副翼組合的航向組合式操縱舵面,結(jié)合300座級翼身融合布局大型客機(jī)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了舵面設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)研究。結(jié)果表明,單獨(dú)嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同時(shí),耦合了更大的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力,需解耦消除;采用組合式舵面,不僅可提供更大的航向控制力矩,同時(shí)減緩甚至消除了耦合滾轉(zhuǎn)和側(cè)力。在某些舵面組合狀態(tài),有實(shí)現(xiàn)十分理想的純航向操縱模式的可能。組合式舵面為解決無尾布局飛機(jī)的航向控制問題提供了一條嶄新的技術(shù)途徑,具有廣闊的工程應(yīng)用前景。大型客機(jī); 無尾布局
飛行力學(xué) 2013年5期2013-11-06
- 操縱面作動(dòng)對無尾布局無人機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響
布局飛機(jī)采用升降副翼、襟副翼和開裂式阻力方向舵等多組操縱面提高操縱效率［1－2］。美國在無尾布局飛機(jī)方面的研究積累了重要經(jīng)驗(yàn)，尤其是1993年后針對高機(jī)動(dòng)無尾布局飛機(jī)進(jìn)行的“創(chuàng)新控制裝置（ICE）”項(xiàng)目研究使得人們對多操縱面布局以及配合等問題有了更加深入的認(rèn)識(shí)。ICE項(xiàng)目分為兩個(gè)階段，第一階段總體評估無尾飛機(jī)的重量、結(jié)構(gòu)、機(jī)動(dòng)性、雷達(dá)信號和飛控系統(tǒng)的綜合性能；第二階段對最有前景的控制裝置進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和計(jì)算分析，主要包括全動(dòng)翼尖、差動(dòng)前緣襟翼、嵌入面和展開式
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年2期2012-11-15
- 關(guān)于FMEA飛機(jī)副翼感覺定中機(jī)構(gòu)故障分析
音737系列飛機(jī)副翼感覺定中機(jī)構(gòu)系統(tǒng)失效原因及有效預(yù)防方案進(jìn)行了深入的研究。1 FMEA分析法故障模式及影響分析法（failure mode and effects analysis，F(xiàn)MEA）其核心是通過分析運(yùn)行系統(tǒng)中的每個(gè)組成部件發(fā)生故障時(shí)對整個(gè)系統(tǒng)所產(chǎn)生的影響程度，通過量化，界定和劃分出各種故障的等級，并在此基礎(chǔ)上研究、查找出潛在故障的一系列思路和方法。這種方法實(shí)際上是進(jìn)行的一種概念上的邏輯分析，換言之，是從可靠性的角度對已完成的可操作設(shè)計(jì)思路進(jìn)行詳
中國民航大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年6期2012-07-31
- 飛翼布局無人機(jī)舵面分配算法研究
下降了。多組升降副翼和一組開裂式方向舵的組合成為大展弦比飛翼布局飛機(jī)的典型操縱面配置方案，在B-2轟炸機(jī)和BWB飛機(jī)中得到了應(yīng)用［2］。與常規(guī)無人機(jī)不同，飛翼布局無人機(jī)有其特殊的操縱特性，對飛行控制系統(tǒng)提出了更高的要求。其操縱面不僅要提供足夠的控制效率，還要保證無人機(jī)的穩(wěn)定性。本文針對飛翼布局無人機(jī)出現(xiàn)一定程度的舵面破損故障情況進(jìn)行研究。在不改變現(xiàn)有控制算法的基礎(chǔ)上，通過采用舵面權(quán)限動(dòng)態(tài)分配算法使其操縱力矩特性基本不變，從而不影響無人機(jī)執(zhí)行空中任務(wù)。1 無
飛行力學(xué) 2012年5期2012-03-03