”指的是飛機(jī)的方向舵腳蹬。飛行員是如何通過(guò)操作“兩桿一舵”來(lái)開(kāi)飛機(jī)的呢？飛機(jī)的操縱桿與腳蹬操縱示意圖操縱桿是飛機(jī)操縱系統(tǒng)的關(guān)鍵部件之一，也叫駕駛桿，有中央桿/盤(pán)、側(cè)桿之分。中央桿/盤(pán)位于飛行員座椅的正前方或飛行員兩腿之間，能夠像汽車(chē)方向盤(pán)一樣繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。側(cè)桿位于飛行員座椅的一側(cè)，這樣的設(shè)置既不占用飛行員座椅前的空間，也不會(huì)遮擋儀表盤(pán)。操縱桿由于操作靈活、機(jī)動(dòng)性好，可根據(jù)需要快速改變飛機(jī)的飛行狀態(tài)，因而多用于戰(zhàn)斗機(jī)。操縱盤(pán)比操縱桿更穩(wěn)定，更容易讓飛行員感受和

形復(fù)雜，常帶有方向舵和舵軸等，這些區(qū)域往往存在激波-邊界層干擾、激波-激波干擾、分離與再附、轉(zhuǎn)捩等多種復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，由此帶來(lái)的氣動(dòng)加熱問(wèn)題十分突出，這給高速導(dǎo)彈熱防護(hù)帶來(lái)前所未有的困難與挑戰(zhàn)。復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域氣動(dòng)加熱已成為制約高速導(dǎo)彈設(shè)計(jì)水平提升的關(guān)鍵問(wèn)題、瓶頸問(wèn)題。因此，為了保證高速導(dǎo)彈的正常飛行，高速導(dǎo)彈的方向舵、舵軸等容易被燒蝕的關(guān)鍵部位，必須采取有效的熱防護(hù)措施[1-2]。側(cè)向噴流流動(dòng)控制技術(shù)因具有響應(yīng)時(shí)間短、工作穩(wěn)定性好等眾多優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航

障出現(xiàn)時(shí)，觀察方向舵面有回中趨勢(shì)。2 故障分析2.1 航向通道的組成及操縱原理該型飛機(jī)航向通道控制方向舵同步偏轉(zhuǎn)，根據(jù)電傳操縱指令或利用腳蹬機(jī)械系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)方向舵，電傳操縱系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)能使方向舵偏轉(zhuǎn)±18°。濾波后的側(cè)向桿位移信號(hào)經(jīng)P（靜壓）、q（動(dòng)壓）、α（迎角）修正后進(jìn)入累加器，與自動(dòng)駕駛來(lái)的信號(hào)及過(guò)載限幅器一起形成舵機(jī)伺服機(jī)構(gòu)的操縱信號(hào)，進(jìn)入舵?zhèn)鲃?dòng)機(jī)構(gòu)，對(duì)方向舵進(jìn)行同步操縱。為了提高航向的操縱性和穩(wěn)定性，引入了nz（側(cè)向過(guò)載）、ωy（航向角速度）兩個(gè)反

[11]。某型方向舵分配機(jī)構(gòu)延壽研究是飛機(jī)延壽研究的重要組成部分，殼體作為方向舵分配機(jī)構(gòu)的核心組件，長(zhǎng)期處于高壓、周期性液壓脈沖載荷的使用工況，易發(fā)生疲勞損傷，直至裂紋失效，直接影響方向舵分配機(jī)構(gòu)功能的實(shí)現(xiàn)。探索殼體應(yīng)力集中的薄弱部位，預(yù)估其剩余壽命，對(duì)于某型飛機(jī)的成功延壽具有重要意義。王占林[12]對(duì)液壓泵缸體建立運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)及性能分析數(shù)學(xué)模型，利用計(jì)算機(jī)對(duì)其求解并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行優(yōu)化；宋起躍[13]對(duì)斜盤(pán)型軸向柱塞泵的柱塞副進(jìn)行了受力分析和實(shí)例計(jì)算，但

，X舵AUV其方向舵在AUV的船首和船尾形成X形狀，故稱(chēng)之為X舵，其4個(gè)方向舵可以獨(dú)立運(yùn)行，與傳統(tǒng)的交叉舵相比，具有舵效高、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、噪聲低、抗沉性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，當(dāng)前正在服役的德國(guó)212A型以及瑞典的“哥特蘭”級(jí)潛艇均采用的是X形尾舵。隨著軟硬件的發(fā)展，X舵AUV開(kāi)始逐漸應(yīng)用于科研和民用領(lǐng)域。由于水下環(huán)境的復(fù)雜性及任務(wù)的多變性，這便要求X舵AUV具有穩(wěn)定可靠的控制方法。文獻(xiàn)[7]以對(duì)角聯(lián)動(dòng)的AUV為對(duì)象，以PID為主要控制器，實(shí)現(xiàn)了對(duì)AUV的有效控制，并進(jìn)行了

的設(shè)計(jì)通常是由方向舵的最大可用偏度決定的，應(yīng)確保飛機(jī)機(jī)動(dòng)能力合適[1]。水舵在滑行過(guò)程中主要承受水載荷的作用，水舵在水載荷作用下關(guān)系到飛機(jī)在水面滑行時(shí)的機(jī)動(dòng)性和操縱性，偏航機(jī)動(dòng)是由方向舵快速大幅偏轉(zhuǎn)引起的側(cè)向機(jī)動(dòng)，機(jī)動(dòng)過(guò)程中方向舵、垂尾上產(chǎn)生較大氣動(dòng)載荷并傳遞到后機(jī)身[2]。偏航機(jī)動(dòng)是民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)中非常重要的一種機(jī)動(dòng)情況，是垂尾、后機(jī)身等部件載荷嚴(yán)重的情況之一，因此民用客機(jī)在方案設(shè)計(jì)中不能追求較大的過(guò)載[3-4]，而無(wú)人軍機(jī)為了戰(zhàn)場(chǎng)的生存力，必須具有較

件由控制鋼纜、方向舵腳蹬轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)、方向舵腳蹬轉(zhuǎn)彎旋轉(zhuǎn)作動(dòng)筒、總結(jié)機(jī)構(gòu)、轉(zhuǎn)彎計(jì)量活門(mén)組件、兩個(gè)轉(zhuǎn)彎作動(dòng)筒和前輪轉(zhuǎn)向筒等組成。圖1 前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)2.2 工作原理當(dāng)飛機(jī)在地面，前起落架減振支柱被壓縮時(shí)，轉(zhuǎn)彎手柄（手輪）或方向舵腳蹬給前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)提供輸入信號(hào)，轉(zhuǎn)彎手柄（手輪）偏離手輪中心線上下移動(dòng)或者方向舵腳蹬移動(dòng)時(shí)，通過(guò)控制鋼纜回路到達(dá)轉(zhuǎn)彎計(jì)量活門(mén)組件，再由總結(jié)機(jī)構(gòu)生成一個(gè)輸入信號(hào)，來(lái)推動(dòng)轉(zhuǎn)彎計(jì)量活門(mén)，使液壓系統(tǒng)壓力油到達(dá)前輪轉(zhuǎn)彎作動(dòng)筒從而產(chǎn)生力，使轉(zhuǎn)彎作動(dòng)筒產(chǎn)

等[5]估算方向舵卡死飛機(jī)飛行包線的研究方法具有參照性，其首先離線構(gòu)建了不同卡死角下的飛行包線數(shù)據(jù)包，然后在飛行中根據(jù)實(shí)測(cè)操縱面卡死角對(duì)數(shù)據(jù)包進(jìn)行插值，實(shí)現(xiàn)飛行包線的在線估算，其中卡死角度可通過(guò)算法快速在線辨識(shí). 其次，文獻(xiàn)[6 - 7]求解飛機(jī)爬升、巡航和下降段航程時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力等參數(shù)通過(guò)縱向配平得到，研究對(duì)象為縱橫氣動(dòng)可分離的完好飛機(jī)，但方向舵卡死將導(dǎo)致飛機(jī)縱橫向之間出現(xiàn)氣動(dòng)耦合，現(xiàn)有計(jì)算方法不再適用.針對(duì)上述問(wèn)題，本文選擇方向舵卡死飛機(jī)為研究對(duì)象，

00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”警告信息并伴

片操縱系統(tǒng)以及方向舵和方向舵調(diào)整片操縱系統(tǒng)是否存在空行程、舵面是否存在活動(dòng)間隙。其次，重點(diǎn)檢查副翼和副翼調(diào)整片、方向舵和方向舵調(diào)整片舵面懸掛點(diǎn)處關(guān)節(jié)軸承的磨損情況以及副翼調(diào)整片、方向舵調(diào)整片最后一級(jí)連接拉桿上的軸承磨損情況。經(jīng)檢查，發(fā)現(xiàn)方向舵調(diào)整片操縱系統(tǒng)存在舵面活動(dòng)間隙，方向舵調(diào)整片最后一級(jí)連接拉桿上的軸承銹蝕及磨損情況嚴(yán)重，航空公司更換了方向舵調(diào)整片拉桿，并對(duì)各操縱系統(tǒng)活動(dòng)關(guān)節(jié)處進(jìn)行潤(rùn)滑，隨后進(jìn)行試飛試驗(yàn)，故障現(xiàn)象消除。從返廠的故障件可以看出，圖2位置

前輪轉(zhuǎn)向、阻力方向舵和主輪差動(dòng)剎車(chē)聯(lián)合糾偏時(shí)的效率問(wèn)題，利用加權(quán)偽逆進(jìn)行控制分配。以上方法在設(shè)計(jì)時(shí)的控制目標(biāo)為使無(wú)人機(jī)盡快回到跑道中心線上，并沒(méi)有考慮無(wú)人機(jī)在高速轉(zhuǎn)彎時(shí)的穩(wěn)定性，控制器所產(chǎn)生的控制量過(guò)大，容易發(fā)生危險(xiǎn)。郭杰等[8]考慮到無(wú)人機(jī)滑跑糾偏過(guò)程的特殊性，即容易發(fā)生翼尖觸地甚至側(cè)翻，提出僅糾正航向角偏差的糾偏控制方案，該方法具有一定的可行性，但是在起降場(chǎng)地受限時(shí)不宜采用。付國(guó)強(qiáng)等[9]在前輪和方向舵聯(lián)合糾偏的控制基礎(chǔ)上，將側(cè)滑角反饋引入航向內(nèi)回路控

摘要：某型飛機(jī)方向舵偏角限制裝置機(jī)上地面調(diào)試時(shí)不滿足性能指標(biāo)要求。通過(guò)對(duì)限偏裝置的原理分析、方向舵操縱系統(tǒng)原理分析、方向舵操縱系統(tǒng)安裝、剛度檢查及方向舵操縱系統(tǒng)傳動(dòng)檢查，結(jié)合檢查和分析結(jié)果得出故障原因，擬定故障解決方案并在機(jī)上調(diào)試，成功排除了故障。該經(jīng)驗(yàn)可為類(lèi)似限偏裝置系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、安裝、調(diào)試工作提供參考。關(guān)鍵詞：方向舵；舵偏轉(zhuǎn)限幅器；公差Keywords：rudder；rudder deflection limiter；tolerance1 故障描述某型飛

對(duì)某型民用飛機(jī)方向舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行了抗鳥(niǎo)撞分析，得到了其結(jié)構(gòu)損傷情況和鉸鏈支座、作動(dòng)器的受載情況，并根據(jù)相關(guān)適航條款對(duì)方向舵的鳥(niǎo)撞安全性進(jìn)行了評(píng)估。本文還通過(guò)工程算法，對(duì)方向舵在不同偏角情況下鳥(niǎo)體對(duì)其撞擊力進(jìn)行了評(píng)估，篩選出了嚴(yán)酷工況，有效降低了分析計(jì)算的工作量。本文的研究思路，適用于現(xiàn)有適航條款下的民機(jī)方向舵的鳥(niǎo)撞安全性評(píng)估。1 方向舵抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)要求1.1 方向舵結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)介某型方向舵位于飛機(jī)尾部，其翼型相對(duì)于機(jī)身對(duì)稱(chēng)面左右對(duì)稱(chēng)。方向舵通過(guò)連接鉸鏈與垂直安定面后緣

況，該條款要求方向舵操縱器件突然移動(dòng)至方向舵舵偏限制偏度并保持，直到側(cè)滑角達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)再操縱方向舵操縱器件突然回到中立位置。機(jī)動(dòng)過(guò)程中由于方向舵快速大幅偏轉(zhuǎn)造成方向舵和垂尾上產(chǎn)生較大氣動(dòng)載荷并傳遞到后機(jī)身，進(jìn)而導(dǎo)致方向舵、垂尾和后機(jī)身等部件成為載荷嚴(yán)重情況之一。偏航機(jī)動(dòng)是單向蹬舵過(guò)程，整個(gè)機(jī)動(dòng)過(guò)程中不需考慮駕駛員來(lái)回往復(fù)蹬舵情況。服役經(jīng)驗(yàn)和調(diào)查表明，不論在訓(xùn)練中還是在運(yùn)營(yíng)飛行中，駕駛員都可能實(shí)施一些錯(cuò)誤或?qū)︼w行不利的方向舵輸入措施，例如腳蹬反向操作。事故和事

。某型飛機(jī)裝有方向舵2 件，技術(shù)文件規(guī)定，方向舵修理時(shí)需采用X射線檢測(cè)法檢測(cè)其內(nèi)部蜂窩是否有積水。長(zhǎng)期以來(lái)，一直采用傳統(tǒng)的X 射線膠片法進(jìn)行檢測(cè)，單件方向舵X射線膠片拍攝總共用時(shí)長(zhǎng)達(dá)285min，檢測(cè)效率較低，嚴(yán)重影響修理進(jìn)度；操作人員頻繁進(jìn)出X 射線曝光室，受輻射風(fēng)險(xiǎn)也大大提高。為提高方向舵檢測(cè)效率、提高X 射線檢測(cè)質(zhì)量、降低人員風(fēng)險(xiǎn)，擬設(shè)計(jì)制造一臺(tái)基于數(shù)字射線的方向舵自動(dòng)化檢測(cè)系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)方向舵X 射線檢測(cè)的高效、優(yōu)質(zhì)和安全。一、技術(shù)指標(biāo)和流程設(shè)計(jì)根據(jù)

)偏航機(jī)動(dòng)是由方向舵快速大幅偏轉(zhuǎn)引起的側(cè)向機(jī)動(dòng)，機(jī)動(dòng)過(guò)程中方向舵、垂尾上產(chǎn)生較大氣動(dòng)載荷并傳遞到后機(jī)身。偏航機(jī)動(dòng)是民用飛機(jī)載荷設(shè)計(jì)中非常重要的一種機(jī)動(dòng)情況，是垂尾、后機(jī)身等部件的載荷嚴(yán)重情況之一?，F(xiàn)行的偏航機(jī)動(dòng)適航條款(包括CCAR25.351[1]、FAR25.351[2]和CS25.351[3])要求考核方向舵操縱器件(通常指腳蹬)突然移動(dòng)至最大可用方向舵偏度，直到靜平衡側(cè)滑角時(shí)再操縱方向舵操縱器件突然回到中立位置的過(guò)程。整個(gè)過(guò)程駕駛員是單向蹬舵，不用

翼就意味著沒(méi)有方向舵。類(lèi)似飛翼的設(shè)計(jì)在很早的時(shí)候就已經(jīng)出現(xiàn)，但由于沒(méi)有方向舵，這種飛機(jī)對(duì)飛行控制的要求比較高，所以近幾年才慢慢成熟起來(lái)。今天《變著花樣飛》的主角就是隱形無(wú)人機(jī)。首先將所有的襟翼、副翼放在水平的位置。將無(wú)人機(jī)的機(jī)翼微微往上翹，注意左右要對(duì)稱(chēng)。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(duì)稱(chēng)的話，無(wú)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(méi)有常規(guī)的垂直

轉(zhuǎn)垂直尾翼上的方向舵，飛機(jī)就可以改變航向。我們平時(shí)折的紙飛機(jī)通過(guò)改進(jìn)也可以模擬真實(shí)飛機(jī)上翼面上的動(dòng)作，使紙飛機(jī)能夠變著花樣飛行。為了實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，我們一起來(lái)折一架不一樣的紙飛機(jī)吧！制作紙飛機(jī)體驗(yàn)翼面動(dòng)作將各個(gè)舵面調(diào)節(jié)至初始位置，也就是舵面和機(jī)翼處在同一平面的位置，放飛飛機(jī)。此時(shí)我們會(huì)發(fā)現(xiàn)飛機(jī)微微往下飛行。想讓它改變飛行姿態(tài)？一起來(lái)調(diào)節(jié)升降舵吧！民航客機(jī)在向上飛的時(shí)候，位于水平尾翼上的升降舵會(huì)往上翻。這樣客機(jī)的頭部就會(huì)往上翹，一下就升入空中了。細(xì)心的讀者會(huì)發(fā)

越白令海峽時(shí)，方向舵突然發(fā)生故障，一時(shí)險(xiǎn)象環(huán)生，所幸客機(jī)在4名飛行員的通力合作下安全降落在阿拉斯加安克雷奇機(jī)場(chǎng)。穩(wěn)定可靠的波音747飛機(jī)怎么會(huì)突然發(fā)生機(jī)械故障？死里逃生的機(jī)上乘員到底經(jīng)歷了怎樣的驚魂時(shí)刻？飛機(jī)突然向左偏轉(zhuǎn)2002年10月9日，美東夏令時(shí)14時(shí)30分，NW85號(hào)航班從底特律大都會(huì)機(jī)場(chǎng)起飛，航班上搭載了18名機(jī)組成員和386名乘客。美國(guó)飛往日本的航班大多需要飛越白令海峽，NW85號(hào)航班也不例外。越洋長(zhǎng)途航線通常配備多人制機(jī)組，此次航班的機(jī)長(zhǎng)是約

完全代替飛機(jī)的方向舵，利用矢量轉(zhuǎn)向代替方向舵轉(zhuǎn)向，起到飛機(jī)平飛轉(zhuǎn)向的目的，同時(shí)避免了方向舵轉(zhuǎn)向時(shí)飛機(jī)發(fā)生側(cè)滾的現(xiàn)象，而且轉(zhuǎn)向效率比相同情況下使用方向舵提高了45%左右。關(guān)鍵詞：矢量控制；對(duì)地偵察與打擊；方向舵；擾動(dòng)阻力無(wú)人機(jī)是一種由編碼程序代替人工控制或者由無(wú)線電遙控來(lái)控制飛行的飛行器。上個(gè)世紀(jì)30年代最早出現(xiàn)，但是由于受到科技水平、制造水平、控制系統(tǒng)、材料等一系列的限制性因素的限制作用，無(wú)人機(jī)并沒(méi)有被廣泛的研究和應(yīng)用。但隨著科學(xué)技術(shù)不斷地進(jìn)步與革新，包括

是做一個(gè)活動(dòng)的方向舵，牽引飛機(jī)起飛時(shí)，方向舵打直，在脫鉤以后方向舵再開(kāi)始偏向，這就解決了起飛不按照直線向上爬升的問(wèn)題。這個(gè)裝置的結(jié)構(gòu)如左圖所示。首先，要改造垂直尾翼，用1毫米厚的木片重新制作一副垂直尾翼，它由前后兩部分組成，中間用透明膠帶粘接成一個(gè)整體，并在中間插入用0.3毫米鋼絲（吉他用的細(xì)鋼弦）制作的扭力簧，使得方向舵平時(shí)就處于偏向一邊的狀態(tài)。偏向哪邊都可以，依個(gè)人意愿而定。方向舵靠近活動(dòng)鉸鏈的一邊，橫著插入一個(gè)舵角，用膠粘住。這個(gè)改造后的垂直尾翼就可

付貴摘 ?要：方向舵是飛機(jī)用來(lái)改變飛行方向的重要部件，它主要是通過(guò)方向舵操縱鋼索來(lái)控制方向舵面完成方向的改變。頻繁使用的鋼索會(huì)發(fā)生磨損、斷裂、彎曲疲勞、生銹等故障，嚴(yán)重威脅到了飛行的安全。該文根據(jù)CESSNA172R方向舵操作系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，通過(guò)鋼索結(jié)構(gòu)組成原理對(duì)鋼索失效的原因進(jìn)行分析，提出了預(yù)防飛行方向舵操縱鋼索失效的措施和維護(hù)預(yù)防方法，減緩鋼索損傷速度，提高鋼索的使用壽命，保證飛機(jī)運(yùn)行安全。關(guān)鍵詞：CESSNA172R ?方向舵 ?鋼索 ?故障分析中圖

了某型民用飛機(jī)方向舵復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在研制設(shè)計(jì)過(guò)程中應(yīng)遵循的維修性設(shè)計(jì)目標(biāo)，使維修性設(shè)計(jì)目標(biāo)在方向舵復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)得以保證。詳細(xì)說(shuō)明了方向舵復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)使用過(guò)程中出現(xiàn)的常見(jiàn)損傷類(lèi)型及修理方法。關(guān)鍵詞：方向舵;復(fù)合材料;結(jié)構(gòu)維修引言隨著復(fù)合材料加工和生產(chǎn)技術(shù)的飛速發(fā)展，復(fù)合材料在民用飛機(jī)上的用量已經(jīng)大幅度增長(zhǎng)。波音787采用了全復(fù)合材料機(jī)身，其機(jī)翼、短艙及內(nèi)飾也使用了大量的復(fù)合材料?？湛虯350XWB飛機(jī)上復(fù)合材料的用量高達(dá)53%。伴隨著復(fù)合材料在新型

,δa為飛行器方向舵及副翼舵偏角； Ix,Iy,Ixy為飛行器對(duì)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(zhǎng)度；為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與偏航力矩系數(shù)對(duì)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)：

作舵面原因。①方向舵后緣自由間隙過(guò)大、方向舵作動(dòng)筒振動(dòng)。②升降舵校裝不正確、后緣自由間隙過(guò)大、升降舵作動(dòng)筒振動(dòng)。③副翼后緣自由間隙過(guò)大、副翼作動(dòng)筒振動(dòng)。④襟翼造成的抖動(dòng)。（2）結(jié)構(gòu)原因。①前起落架后艙門(mén)造成的抖動(dòng)。②機(jī)腹整流板封嚴(yán)造成的抖動(dòng)。③客艙門(mén)上部蓋板造成的抖動(dòng)。（3）外界環(huán)境。外界氣流的擾動(dòng)破壞了飛機(jī)原有的平衡狀態(tài)，加劇了飛機(jī)的振蕩，產(chǎn)生一個(gè)激勵(lì)的過(guò)程。1.2 故障的分析據(jù)空客公司統(tǒng)計(jì)出抖動(dòng)源概率，由圖1 中可以很明顯的看出，造成飛機(jī)抖動(dòng)的最主要原

開(kāi)快艇的師傅將方向舵往左一拐，快艇就好像要翻了似的，坐在快艇上的人一起往左邊倒，全都大聲尖叫起來(lái)。大家剛把身子坐平穩(wěn)，快艇又向右傾斜了起來(lái)，連爸爸這樣的男子漢，也在不停地大喊道：“慢一點(diǎn)，慢一點(diǎn)。”開(kāi)船的師傅大笑道：“不要緊的?！闭f(shuō)完，繼續(xù)用手轉(zhuǎn)動(dòng)方向舵，把我們弄得暈頭轉(zhuǎn)向、膽戰(zhàn)心驚。大約二十分鐘后，快艇終于在一個(gè)叫“猴島”的景點(diǎn)停了下來(lái)，一場(chǎng)驚險(xiǎn)的快艇之旅總算結(jié)束了。

于飛機(jī)的舵面(方向舵、升降舵、襟翼及副翼等)以及操縱系統(tǒng)的零部件，為此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)操縱系統(tǒng)的載荷和強(qiáng)度進(jìn)行了大量的研究。郭炳斌等[1]運(yùn)用傳統(tǒng)方法和有限元法分別計(jì)算了操縱系統(tǒng)搖臂、拉桿和支座的載荷，并表明兩種方法均滿足工程實(shí)用需求，但傳統(tǒng)計(jì)算方法較為復(fù)雜。羅金亮[2]對(duì)襟翼拉桿的穩(wěn)定性和拉桿耳環(huán)螺栓的強(qiáng)度進(jìn)行了校核，指出由制造工藝引起的拉桿壓力方向和耳環(huán)螺栓軸線之間輕微的不同軸是導(dǎo)致拉桿失效的重要因素。焦振雙等[3]在考慮操縱系統(tǒng)強(qiáng)度剛度的基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)了一

腳蹬力取決于其方向舵鉸鏈力矩，腳蹬位移如果與腳蹬力同方向增加，則飛機(jī)航向操縱正常。如果在大側(cè)滑狀態(tài)下方向舵偏角增加到某個(gè)位置后，駕駛員不用進(jìn)一步施力，腳蹬/方向舵會(huì)自動(dòng)偏轉(zhuǎn)到極限位置，即會(huì)發(fā)生一種“自動(dòng)上舵”現(xiàn)象[1-2]。自動(dòng)上舵現(xiàn)象發(fā)生時(shí)，駕駛員需要反向施力才能防止方向舵自動(dòng)偏到極限位置，當(dāng)反向腳蹬力很大、超過(guò)駕駛員體力時(shí)，方向舵會(huì)停留在極限位置，喪失航向操縱，故該現(xiàn)象亦被稱(chēng)為“方向舵鎖死”(rudder lock)[1,3]。由于自動(dòng)上舵與駕駛員的操

”法操作適用于方向舵近乎完全失效的狀態(tài)。在飛機(jī)A的研究過(guò)程中，從人機(jī)的終極安全角度考慮，需要研究飛機(jī)是否具有尾旋改出的能力，以備在極端危險(xiǎn)情況下，飛行員具備最佳的處置方式。由于靜態(tài)測(cè)力結(jié)果為飛機(jī)總的空氣動(dòng)力的主量，所以首先在常規(guī)風(fēng)洞中進(jìn)行了飛機(jī)縮比模型的大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)。飛機(jī)尾旋運(yùn)動(dòng)以偏航運(yùn)動(dòng)最為顯著，所以首先對(duì)方向舵、副翼的單獨(dú)偏轉(zhuǎn)的影響進(jìn)行分析；此外為了降低攻角，要對(duì)升降舵的單獨(dú)偏轉(zhuǎn)的影響進(jìn)行分析。在大攻角條件下，飛機(jī)舵面效率會(huì)大幅下降，有時(shí)甚至完全

檢期間經(jīng)常發(fā)現(xiàn)方向舵脫膠損傷，尤其是越洋飛行的飛機(jī)更為明顯。本文闡述了空客320系列飛機(jī)方向舵脫膠的檢查方法、修理步驟及預(yù)防措施。關(guān)鍵詞：方向舵；脫膠；修理；預(yù)防O引言方向舵位于飛機(jī)的后方，鑲嵌在垂直尾翼內(nèi)，主要用于修正飛機(jī)的航向和小角度轉(zhuǎn)向。它主要是由兩塊對(duì)稱(chēng)的面板通過(guò)膠結(jié)和套筒螺釘連接而成（見(jiàn)圖1），兩塊面板由碳纖維/玻璃纖維蒙皮和非金屬蜂窩芯組成，蜂窩區(qū)域由外到內(nèi)分別為膠膜碳纖維預(yù)浸料 玻璃纖維預(yù)浸料Nomex蜂窩玻璃纖維預(yù)浸料碳纖維預(yù)浸料保護(hù)層；實(shí)

的故障，特別是方向舵操縱鋼索的故障，是Cessna172R型飛機(jī)最常見(jiàn)的、嚴(yán)重影響飛行安全的多發(fā)性故障之一，嚴(yán)重威脅了飛機(jī)的飛行安全。本文對(duì)Cessna172R飛機(jī)方向舵操縱系統(tǒng)鋼索在檢查中發(fā)現(xiàn)的故障進(jìn)行分析，結(jié)合磨損理論，旨在找到最常見(jiàn)故障的萌發(fā)原因，并且通過(guò)總結(jié)維修實(shí)踐中的經(jīng)驗(yàn)，制定有效的預(yù)防措施，提高鋼索使用壽命，確保飛行安全。關(guān)鍵詞：Cessna172R飛機(jī) 方向舵操縱系統(tǒng) 鋼索 故障中圖分類(lèi)號(hào)：V277 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1672-379

型號(hào)飛機(jī)垂尾和方向舵測(cè)量為研究背景，重點(diǎn)開(kāi)展對(duì)飛機(jī)大部件之間相對(duì)位置測(cè)量方法的研究。對(duì)基于激光跟蹤儀的測(cè)量方法進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，為激光跟蹤儀在飛機(jī)生產(chǎn)制造、對(duì)接裝配中的運(yùn)用提供可行性的技術(shù)依據(jù)。飛機(jī)垂尾零位測(cè)量過(guò)程中表明，激光跟蹤儀測(cè)量公差滿足要求，飛機(jī)方向舵偏差小于0.18o，飛機(jī)方向舵裝配良好。【關(guān)鍵詞】激光跟蹤儀；方向舵；測(cè)量現(xiàn)代民用飛機(jī)對(duì)經(jīng)濟(jì)型，安全性的追求，對(duì)飛機(jī)制造，裝配精度提出了很高的要求，其中飛機(jī)大部件裝配精度很大程度上決定了飛機(jī)的質(zhì)量。傳統(tǒng)

高速著陸無(wú)人機(jī)方向舵糾偏控制設(shè)計(jì)及性能分析李潔玉1，聶宏1,2，魏小輝1,2，尹喬之1(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)無(wú)人機(jī)高速著陸過(guò)程中，由于側(cè)風(fēng)或初始干擾導(dǎo)致的滑跑側(cè)偏極其危險(xiǎn)?；诟咚贍顟B(tài)下方向舵糾偏效率高的特點(diǎn)，建立某無(wú)人機(jī)高速著陸動(dòng)力學(xué)模型，設(shè)計(jì)方向舵糾偏控制策略，并基于Matlab/Simulink平臺(tái)建立無(wú)人機(jī)滑跑非

089)?飛機(jī)方向舵故障建模與側(cè)風(fēng)著陸仿真雒東超, 袁東, 劉超, 王文星(中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710089)基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和CFD數(shù)據(jù),建立了某型飛機(jī)上、下兩片方向舵在松浮、卡滯和脫落等故障的數(shù)學(xué)模型；針對(duì)方向舵脫落故障，在飛行模擬器上進(jìn)行了人在環(huán)的側(cè)風(fēng)著陸仿真試驗(yàn),驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性,得到了與實(shí)際側(cè)風(fēng)響應(yīng)相吻合的故障模型；最后，基于此模型探討了方向舵故障下的側(cè)風(fēng)著陸安全性與駕駛員負(fù)荷。故障建模; 側(cè)風(fēng)著陸; 仿真; 駕駛

AG600飛機(jī)方向舵工況4操作試驗(yàn)，獲得了寶貴的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。這標(biāo)志著歷時(shí)52天的AG600飛機(jī)操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)全部完成。據(jù)悉，該項(xiàng)試驗(yàn)結(jié)束后，AG600飛機(jī)將轉(zhuǎn)入靜力試驗(yàn)掛簽階段。AG600飛機(jī)操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)共20個(gè)工況，每個(gè)工況又分為研發(fā)試驗(yàn)和適航驗(yàn)證試驗(yàn)兩個(gè)階段。此次試驗(yàn)由副翼操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)、升降舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)和方向舵操縱系統(tǒng)操作試驗(yàn)等組成，目的是驗(yàn)證AG600飛機(jī)副翼、升降舵和方向舵操縱系統(tǒng)對(duì)相應(yīng)適航條款的符合性。(W.HK)

；然后分析阻力方向舵開(kāi)裂角對(duì)靜氣彈的影響；最后計(jì)算不同馬赫數(shù)不同舵面的操縱效率。研究表明迎角增大位移幅值也增大，不同高度位移響應(yīng)頻率形式是一樣的，側(cè)滑角對(duì)無(wú)人機(jī)半模靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)并沒(méi)有影響；開(kāi)裂角增大位移幅值減小，且振蕩收斂時(shí)間越短；方向舵操縱效率與組合舵面操縱效率相比差異較小，組合舵面操縱效率與單一舵面相比較高，不同組合舵面操縱效率比較接近。飛翼無(wú)人機(jī)；靜氣動(dòng)彈性；CFD/CSD；操縱效率；阻力方向舵；開(kāi)裂角；彈性變形飛翼式無(wú)人機(jī)成為無(wú)人機(jī)發(fā)展的一個(gè)重要

速飛行時(shí)，假定方向舵操縱器件突然移動(dòng)使方向舵偏轉(zhuǎn)到受下列條件限制的偏轉(zhuǎn)量；（1）操縱面止動(dòng)器；或（2）駕駛員作用力的限制值，從VMC到VA為1330牛（136公斤，300磅），從VC/MC到VD/MD為890牛（90.7公斤，200磅），在VA與VC/MC之間按線性變化。（b）當(dāng)方向舵操縱器件偏轉(zhuǎn)，以始終保持在本條（a）中規(guī)定的限制）值內(nèi)可用的最大方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)，假定飛機(jī)偏航到過(guò)漂側(cè)滑角。（c）當(dāng)飛機(jī)偏航到靜平衡側(cè)滑角時(shí)，假定方向舵操縱器件保持，以獲得在本條

速飛行時(shí)，假定方向舵操縱器件突然移動(dòng)使方向舵偏轉(zhuǎn)到受下列條件限制的偏轉(zhuǎn)量；（1）操縱面止動(dòng)器；或（2）駕駛員作用力的限制值，從VMC到VA為1330牛（136公斤，300磅），從VC/MC到VD/MD為890牛（90.7公斤，200磅），在VA與VC/MC之間按線性變化。（b）當(dāng)方向舵操縱器件偏轉(zhuǎn)，以始終保持在本條（a）中規(guī)定的限制）值內(nèi)可用的最大方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)，假定飛機(jī)偏航到過(guò)漂側(cè)滑角。（c）當(dāng)飛機(jī)偏航到靜平衡側(cè)滑角時(shí)，假定方向舵操縱器件保持，以獲得在本條

飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)方向舵面偏轉(zhuǎn)較大、側(cè)滑明顯的現(xiàn)象，結(jié)合控制律設(shè)計(jì)和操縱參數(shù)，進(jìn)行定性和定量分析，找到了引起方向舵面偏轉(zhuǎn)較大的原因，并對(duì)航向通道控制律中相關(guān)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化調(diào)整，獲得了滿意的解決方案。關(guān)鍵詞：飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎；自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)；航向通道；控制律；側(cè)滑；舵面偏轉(zhuǎn) 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A中圖分類(lèi)號(hào)：V249 文章編號(hào)：1009-2374（2016）24-0031-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.24.015現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)

A350XWB方向舵交付儀式。2007年11月，歐洲空中客車(chē)公司與國(guó)家發(fā)展和改革委員會(huì)簽署合作協(xié)議，正式確認(rèn)空客最新研發(fā)機(jī)型A350XWB寬體飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的5%工作份額在我國(guó)完成。哈爾濱復(fù)合材料中心承擔(dān)了空客A350XWB寬體飛機(jī)在華5%工作份額中的大部分工作，包括升降舵、方向舵、機(jī)身19段勤務(wù)艙門(mén)和機(jī)腹整流罩等的制造工作。其中，方向舵主要以復(fù)合材料為原料，是空客A350XWB寬體飛機(jī)垂直尾翼的重要組成部分。哈爾濱復(fù)合材料中心生產(chǎn)的空客A350XWB方向舵

對(duì)象，設(shè)計(jì)了帶方向舵的垂尾跨音速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，并通過(guò)地面振動(dòng)試驗(yàn)對(duì)其進(jìn)行驗(yàn)證。研究表明，模型可以準(zhǔn)確模擬垂尾剛度，方向舵旋轉(zhuǎn)剛度穩(wěn)定，模型取得了較好的試驗(yàn)效果。飛機(jī)操縱面由于其結(jié)構(gòu)本身和操縱的復(fù)雜性，以及氣動(dòng)力不易準(zhǔn)確獲得等特點(diǎn)，氣動(dòng)彈性問(wèn)題更加突出一些，跨音速模型風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)壳笆穷澱裨囷w前驗(yàn)證飛機(jī)跨音速顫振特性的唯一途徑。因此，研究操縱面參與的顫振問(wèn)題時(shí)，需要考慮帶操縱面的跨音速顫振模型設(shè)計(jì)。某型飛機(jī)的垂尾亞音速顫振分析表明，臨界顫振型為方向舵旋轉(zhuǎn)與垂

滑行時(shí)所需要的方向舵配平角度。（1）方向舵配平角度小于3度是可以接受的；（2）大于3度，通過(guò)方向舵配平可以保持在直立位的，可以先放行飛機(jī)，后續(xù)觀察是否是側(cè)風(fēng)或者滑行道傾斜的原因?qū)е?；?）如果最近十個(gè)飛行航段內(nèi)機(jī)組反映滑行偏轉(zhuǎn)超過(guò)三次，可判斷為前輪轉(zhuǎn)彎控制機(jī)構(gòu)有故障，必須停場(chǎng)排故。圖1圖23　故障處理（1）針對(duì)該故障，按排故手冊(cè)TSM32-51-00-810-823-A，先讀取post flight report（PFR）和飛機(jī)技術(shù)記錄本，看有無(wú)關(guān)于前輪轉(zhuǎn)

06）A320方向舵模擬排故系統(tǒng)設(shè)計(jì)金 冉1,趙彩霞1,鄭步生2 （1.南京航空航天大學(xué)金城學(xué)院,南京 211156；2.南京航空航天大學(xué),南京 210016）本文針對(duì)A320方向舵的主要故障進(jìn)行了模擬排故系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。首先研究了方向舵常見(jiàn)故障的排故流程。然后在理論研究的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了故障排除面板。用戶通過(guò)撥動(dòng)故障面板上的開(kāi)關(guān)進(jìn)行故障設(shè)置，然后根據(jù)故障排除手冊(cè)（TSM）中的排故流程進(jìn)行模擬排故。故障排除面板中結(jié)合了方向舵結(jié)構(gòu)圖以及串并聯(lián)開(kāi)關(guān)電路，所設(shè)計(jì)的電路

款同時(shí)對(duì)試驗(yàn)時(shí)方向舵腳蹬力、姿態(tài)變化、飛行員駕駛技能等提出了定量或定性的要求。AC25-7B中還指出，確定VMCA時(shí)應(yīng)充分考慮燃油不平衡對(duì)橫向操縱的影響。2 影響因素分析在進(jìn)行VMCA試驗(yàn)時(shí)，飛機(jī)處于非對(duì)稱(chēng)推力狀態(tài)，飛機(jī)所受側(cè)力、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩的平衡方程可以寫(xiě)作(為簡(jiǎn)化計(jì)算，假設(shè)Cnδa≈ 0、Clδr≈ 0、sinφ≈φ、cosφ≈ 1)：側(cè)力方程偏航力矩方程滾轉(zhuǎn)力矩方程式中：β為側(cè)滑角(°)；φ為滾轉(zhuǎn)角(°)；δr為方向舵偏度(°)；δa為副翼偏度

。在直航時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)方向舵，潛艇會(huì)偏離原來(lái)的航線，如果保持一定的方向舵舵角，在經(jīng)歷一段過(guò)渡過(guò)程后，潛艇最終進(jìn)入定?；剞D(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)?；剞D(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)可分為轉(zhuǎn)舵階段、過(guò)渡階段及定常階段3 個(gè)階段［1-2］。轉(zhuǎn)舵階段是方向舵從開(kāi)始轉(zhuǎn)舵到指定舵角的過(guò)程;過(guò)渡階段是潛艇從轉(zhuǎn)舵完成到進(jìn)入定?；剞D(zhuǎn)的中間過(guò)程;定常階段是潛艇主要運(yùn)動(dòng)參數(shù)保持不變，以一定的角速度作等速圓周運(yùn)動(dòng)。潛艇回轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中存在明顯速降、橫傾和變深等耦合運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象，這些都跟潛艇回轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)存在較大的非線性成分有關(guān)。潛艇在水下進(jìn)

嵌入面、開(kāi)裂式方向舵等阻力類(lèi)偏航操縱裝置.該計(jì)劃第2階段主要針對(duì)創(chuàng)新型操縱面進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測(cè)試和計(jì)算分析，并指出阻力類(lèi)偏航操縱裝置具有比較滿意的操縱性能[1－3].美國(guó) NASA 蘭利研究中心也曾開(kāi)展針對(duì)飛翼構(gòu)型的低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，得到一些操穩(wěn)特性方面的結(jié)論.英國(guó)針對(duì)飛翼式無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)構(gòu)型進(jìn)行的一些風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，重點(diǎn)關(guān)注飛翼構(gòu)型的縱向力和力矩特性.國(guó)內(nèi)針對(duì)飛翼布局操縱舵面的研究起步較晚，但近些年來(lái)，隨著飛翼概念越來(lái)越受重視，此方面的研究逐漸增多.圍繞阻力類(lèi)偏航操縱

，在界面中輸入方向舵展向和弦向分段數(shù)m和n，即分別將方向舵在展向和弦向長(zhǎng)度上平均分為m份和n份，確定網(wǎng)格種子，其氣動(dòng)網(wǎng)格同時(shí)被確定，如圖 3（此算例中 m=6，n=4）。圖2 靜強(qiáng)度試驗(yàn)等效載荷計(jì)算軟件界面圖3 某飛機(jī)方向舵的氣動(dòng)網(wǎng)格圖中有兩個(gè)坐標(biāo)系X-Y和X’-Y’，X-Y為一般直角坐標(biāo)系，X’-Y’為沿方向舵兩條邊在展向和弦向的非直角坐標(biāo)系。在GUI人機(jī)界面中輸入m和n的數(shù)值后，在程序中利用插值運(yùn)算，可以計(jì)算出圖中各個(gè)節(jié)點(diǎn)在X’-Y’坐標(biāo)系中的坐標(biāo)。在

的，并通過(guò)操作方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)向運(yùn)動(dòng)，通過(guò)操作倒航斗來(lái)實(shí)現(xiàn)前進(jìn)和后退[1]。典型的噴水泵見(jiàn)圖1。圖1 噴水泵噴水推進(jìn)裝置通常由進(jìn)口流道、推進(jìn)泵、操舵倒航機(jī)構(gòu)、液壓系統(tǒng)和控制系統(tǒng)5部分組成。噴水推進(jìn)自動(dòng)監(jiān)控系統(tǒng)安全可靠地應(yīng)用，并對(duì)出現(xiàn)的故障能夠及時(shí)準(zhǔn)確地進(jìn)行診斷[2]是實(shí)現(xiàn)控制功能的重要保障。船舶故障自診斷技術(shù)可以分為兩大部分，一是設(shè)備故障和異常停機(jī)時(shí)，快速、準(zhǔn)確地找到故障點(diǎn)，分析故障原因，排除故障，恢復(fù)正常運(yùn)行。二是在船舶運(yùn)行中，對(duì)關(guān)鍵設(shè)備的狀態(tài)和零件的參數(shù)

行過(guò)程中，如果方向舵卡死，其橫向穩(wěn)定性與航向穩(wěn)定性將會(huì)發(fā)生改變，當(dāng)時(shí)無(wú)人機(jī)就會(huì)步入螺旋運(yùn)動(dòng)。目前關(guān)于無(wú)人機(jī)螺旋運(yùn)動(dòng)的研究，據(jù)俄羅斯“搜索”網(wǎng)站2008年12月24日?qǐng)?bào)道:為了避免空難的發(fā)生，俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力學(xué)研究所正在開(kāi)發(fā)避免飛機(jī)進(jìn)入螺旋狀態(tài)的專(zhuān)業(yè)技術(shù);而國(guó)內(nèi)對(duì)螺旋運(yùn)動(dòng)的研究甚少。本文從方向舵卡死產(chǎn)生的影響出發(fā)，得出方向舵卡死無(wú)人機(jī)可能步入螺旋運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而仿真驗(yàn)證了此結(jié)論。并且進(jìn)行了方向舵卡死只控制副翼改出螺旋運(yùn)動(dòng)控制律的設(shè)計(jì)，仿真結(jié)果驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)控制

嵌入面和開(kāi)裂式方向舵等[3-4]。阻力式偏航裝置是飛翼布局上應(yīng)用最為特殊的一類(lèi)操縱面,主要包括開(kāi)裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、嵌入面等。常規(guī)方向舵的操縱效能在超聲速條件下迅速降低,并且隨著迎角增加也迅速下降,甚至?xí)?而阻力式方向舵利用離軸阻力實(shí)現(xiàn)偏航,隨著迎角的增加其阻力增強(qiáng),并且在超聲速下偏轉(zhuǎn)同樣會(huì)造成較大的激波阻力,操縱效能依然較高[5-8]。另外,阻力式偏航裝置的設(shè)計(jì)可用偏度很大,最大偏度可以達(dá)到90°。同時(shí)該類(lèi)操縱裝置還具有復(fù)合功能,當(dāng)單側(cè)作動(dòng)時(shí),實(shí)現(xiàn)

6071)1 方向舵挽回艉舵卡操縱模型操縱方向舵對(duì)挽回艉升降舵卡舵可起到重要作用，利用方向舵擺滿舵使?jié)撏ё龌剞D(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。一方面由于艇運(yùn)動(dòng)阻力增大，航速下降，使艉升降舵水動(dòng)力減小；另一方面由于回轉(zhuǎn)過(guò)程中垂直面內(nèi)運(yùn)動(dòng)的耦合作用，潛艇產(chǎn)生艉傾做上浮運(yùn)動(dòng)，可以在相當(dāng)程度上抵抗艉升降舵卡下潛舵引起的艏傾和下潛運(yùn)動(dòng)[1]。潛艇進(jìn)行空間機(jī)動(dòng)時(shí)符合空間六自由度運(yùn)動(dòng)方程，方程簡(jiǎn)化形式如下式[2]：(1)式中：m——潛艇質(zhì)量；Ixx、Iyy、Izz——潛艇對(duì)三坐標(biāo)軸Gx、Gy、G

尾翼”式的航空方向舵在這里不適用了。宇宙火箭的飛行只能用噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)操縱。星際航行學(xué)的奠基人齊奧爾科夫斯基就已提出操縱火箭的普通方法。他是這樣論述的：宇宙空間沒(méi)有空氣，所以航空方向舵不起作用。但是從噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的噴口有以極高的速度噴射出氣體。因此，應(yīng)該把方向舵裝在正當(dāng)噴射氣體的噴口處。所以不應(yīng)叫做航空方向舵而應(yīng)叫噴氣方向舵了。制造這種方向舵須要用熔點(diǎn)很高的材料，因?yàn)橐后w噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中的溫度高達(dá)三千度。噴氣方向舵并不是操縱宇宙火箭的唯一方法。要改變火箭的飛

鉤轉(zhuǎn)動(dòng)的角度和方向舵轉(zhuǎn)動(dòng)的角度有足夠大的傳動(dòng)比，在機(jī)構(gòu)中加了一個(gè)放大機(jī)構(gòu)，這樣在牽引鉤偏轉(zhuǎn)一個(gè)小角度時(shí)方向舵的角度已經(jīng)相當(dāng)大，足以使飛機(jī)拐彎，這樣就增加了機(jī)構(gòu)的敏感度。(2)作用原理當(dāng)牽引時(shí)牽引鉤在中間0位上與機(jī)身軸線重合，這時(shí)方向舵也有個(gè)相應(yīng)的0′位置(圖示也與機(jī)身軸線重合，但也可能由于機(jī)身的彎曲變形、機(jī)翼的扭變、尾翼不正等等，總之是不對(duì)稱(chēng)，方向舵可能不在圖示0′位置，而在某一位置以保證飛機(jī)直上。對(duì)裝有這裝置的飛機(jī)差些也沒(méi)關(guān)系，這點(diǎn)將在后面闡述)，當(dāng)飛機(jī)