尾翼

摘要： 为了提高高速汽车在湿滑、冰雪路面紧急制动时的主动安全性,以MIRA模型为基础,设计了尾翼系统,对加装尾翼的MIRA汽车进行外流场数值模拟,分析了尾翼对高速汽车气动特性及制动性能的影响,并研究了尾翼攻角、纵向水平距离和垂向高度参数的影响规律。结果表明:高速汽车加装尾翼后增加了整车的气动阻力和负升力,有利于提高有效制动力;整车的气动特性及制动性能随着尾翼攻角的增大、纵向水平距离的增加、垂向高度的升高得到有效改善。

摘要： 针对火箭尾翼封闭腔体难操作的问题,开展单面抽芯铆接可行性试验研究。通过剪切、拉脱和剥离试验的验证,将3.2单面抽芯铆钉与3铝合金铆钉的载荷进行对比分析。研究发现,采用单面抽芯铆钉连接的试件最大剪切拉载荷高于尾翼现用铆钉的连接试件。尾翼在使用过程中主要承受飞行法向压力载荷和飞行过载,单面抽芯铆钉的连接强度和铆接质量能够满足使用要求。

摘要： 尾翼是改善高速车辆行驶稳定性的重要装置。利用CATIA软件建立了MIRA三维模型,对其外流场进行了数值模拟,利用Profili软件对尾翼进行了设计,对加装尾翼高速轿车的外流场进行数值模拟,分析了尾翼的翼型与攻角形式对高速轿车气动升力的影响。结果表明,随着翼型的弯曲程度逐渐增大,升力系数逐渐减小,当尾翼翼型为S1223型,整车气动升力系数最大;随着攻角增大,汽车阻力系数逐渐增大,而升力系数逐渐减小。

摘要： 针对小型系留气球尾翼设计周期长、参数调整复杂的问题,使用了建模仿真的方法:逐个改变决定系留气球尾翼构型的几个参数(弦长、高度、相对位置及尾翼夹角),建立了不同尾翼构型下的系留气球模型;并使用Fluent对这些模型进行了仿真计算。得到了小型系留气球气动特性随几个决定尾翼构型的关键参数变化的规律以及变化幅度。计算结果表明,修改尾翼构型时应该优先调整弦长、尾翼相对位置应该尽量接近球尾、下尾翼夹角90°较为合适。

摘要： 基于阶梯式药型罩结构的可行性,通过数值模拟的方法进一步研究了药型罩结构参数对尾翼型爆炸成型弹丸(EFP)成型特性的影响规律。结果表明:阶梯旋角与轴向转速、尾翼偏斜角呈正相关,阶梯旋角增至60°,轴向转速最高达850 rad/s,尾翼偏斜角为19.82°,长径比降至1.72;阶梯深度与轴向速度和轴向转速呈正相关,与长径比和尾翼偏斜角呈负相关,阶梯深度为1.8 mm时轴向速度和轴向转速最高分别可达1482 m/s、1630 rad/s,长径比降至1.52、尾翼偏斜角降至7.31°;阶梯偏移角与轴向转速和尾翼偏斜角呈负相关,与长径比呈正相关,阶梯偏移角增至18°时轴向转速低至-350 rad/s、尾翼偏斜角低至-11.45°,长径比增至2.14。药型罩阶梯旋角、阶梯深度和阶梯偏移角等参数的变化改变了EFP成型的速度、转速、长径比和尾翼偏斜角等相关参数,决定了EFP的气动特性。研究结论可为EFP气动外形的优劣评估提供参考依据。

摘要： 基于阶梯式药型罩结构的可行性,通过数值模拟的方法进一步研究了药型罩结构参数对尾翼型爆炸成型弹丸(EFP)成型特性的影响规律.结果 表明:阶梯旋角与轴向转速、尾翼偏斜角呈正相关,阶梯旋角增至60°,轴向转速最高达850 rad/s,尾翼偏斜角为19.82°,长径比降至1.72;阶梯深度与轴向速度和轴向转速呈正相关,与长径比和尾翼偏斜角呈负相关,阶梯深度为1.8 mm时轴向速度和轴向转速最高分别可达1 482 m/s、1 630 rad/s,长径比降至1.52、尾翼偏斜角降至7.31°;阶梯偏移角与轴向转速和尾翼偏斜角呈负相关,与长径比呈正相关,阶梯偏移角增至18°时轴向转速低至-350 rad/s、尾翼偏斜角低至-11.45°,长径比增至2.14.药型罩阶梯旋角、阶梯深度和阶梯偏移角等参数的变化改变了EFP成型的速度、转速、长径比和尾翼偏斜角等相关参数,决定了EFP的气动特性.研究结论可为EFP气动外形的优劣评估提供参考依据.

摘要： 我和王泓景一组,制作"回旋300"飞机模型。它是一种可以回旋的飞机。包装材料里一共有6个零件:3个螺丝、1个机身、1个尾翼、1个机翼。我们把3个螺丝安装在机身的固定位置,然后把机翼插进机身的缝隙里,插到一半时,涂上一些航模胶。接着,我用同样的方法将尾翼插进机身尾巴的缝隙里。等航模胶干后,飞机就可以试飞了。

摘要： 以色列Eviation飞机公司重新设计了“爱丽丝”(Alice)9座电动支线飞机,去掉了原设计中一些典型特征,如第一架原型机的尾轮起落架、蝴蝶尾翼和位于翼尖及尾翼上的三个推进式螺旋桨。

摘要： 为实现尾翼各零件的加工、协调装配和检测,针对其结构的独特性和复杂性等特点,以某型号尾翼产品为例,结合三维模型视图,详细介绍了其中具有代表性零件的样板设计方案和协调产品装配与检测技术的应用.通过该系列样板的设计与应用,结果表明:该设计能够充分发挥其反应快、周期短、经济性好、便捷性强等优势,满足了零件的加工精度和相互之间协调装配关系要求,保证了尾翼装配整体的型面质量,并使其可控可测,为其它型号尾翼样板设计及装配提供技术参考.

摘要： 本文主要介绍了通航某两人座超轻型飞机的尾翼结构设计,包括尾翼安定面、操纵面的结构设计及强度校核、经验总结等.经过精心设计,使整个尾翼结构达到设计要求.

摘要： 在常规飞艇的气动设计中,尾翼气动布局参数设置对整个飞艇气动性能的影响是十分显著的.为了减小该部分阻力,进一步提高整个飞艇的气动性能,在保持飞艇囊体外形和尾翼外露面积不变的条件下,针对尾翼展弦比、梢根比、前缘后掠角和尾翼安装位置这4个主要参数,建立了某常规布局对流层飞艇囊体和尾翼的参数化模型,并采用试验设计和响应面法相结合的方法进行了尾翼气动布局优化设计.研究以CFD数值计算技术的结果为基础,共进行了27次试验.计算网格为带附面层的非结构网格,选用了三维有粘不可压缩流动N-S方程和湍流模型.优化前,飞艇的零升阻力系数为0.03073;优化后,其零升阻力系数为0.02953,减小了4.0％,飞艇的气动性能得到了较大改善,可为常规布局对流层飞艇、系留气球和其他浮空器的尾翼气动布局设计提供有效参考.

摘要： 本文设计了一种新型异性球缺药型罩，即球缺药型罩底部圆周上铣有四个豁口，在中心起爆装药的情况下，通过数值模拟得到了带有尾翼的EFP，验证了这种异性球缺药型罩成型带尾翼EFP的可行性。

摘要： 针对某30mm 带尾翼高速航行体，开展了其水下高速航行（初速0 500 v 0> 500m/s ）的水动力布局结构设计。设计了带尾翼高速航行体的空化器结构参数，基于FLUENT 6.2 计算软件开展了带尾翼高速航行体的超空泡形态特性分析；在超空泡形态下，计算了不同攻角下带尾翼航行体的水动阻力、升力、稳定力矩等水动力参数；研究了带尾翼高速航行体的航行稳定性,给出了航行体的摆动攻角曲线。研究结果为开展带尾翼航行体的超空泡水下试验提供了理论参考。

摘要： 针对系留气球尾翼的设计特点,研究了系留气球尾翼裁片的设计方法,并利用不同的设计手段.实现了尾翼蒙皮的展开,进而成功的设计出了尾翼裁片样板的精确外形,再根据尾翼与气囊的成形规律,计算尾翼与气囊的交线在气囊裁片上的相对位置,并实现尾翼与气囊的交面样板的设计。

摘要： 本文以实现尾翼在纵、横方向上的舵效最大为设计目标,通过分析尾翼操纵面的偏转特性及受力情况,并结合数值计算的方法,对X形尾翼的夹角布局进行了优化设计。在此基础上,从简化尾翼传动机件结构和便于操纵使用的观点考虑,根据翼面不同组合方式及合力分析情况,对操舵分组方式进行了择优选取。研究结果表明：飞艇X形尾翼夹角的最佳布局为各翼面之间的夹角为90。、翼轴中心线与艇纵向对称面成±45。,而操舵分组的最佳方式应取同一直线上对应的两翼面为一组,并采用同时操纵两组翼面的方法来实现飞艇的机动飞行。

摘要： 尾翼是系留气球的重要组成部分,本文针对充气尾翼结构外形特点,从几何原理的角度出发,详细分析和叙述了尾翼结构设计过程中的编程计算思想及方法,并通过试制的方式验证尾翼设计方法的正确性。

摘要： 本文以某X型尾翼布局飞艇为算例,利用数值模拟计算的手段,得到了不同尾翼夹角状态下的飞艇俯仰及偏航力矩值,并分析其对飞艇气动性能的影响。同时,本文还对该飞艇尾翼的安装住王对气动性能的影响进行了研究。

摘要： 利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统.本实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C数据,给出两种不同尾翼情况下的SPIV观测结果,并与无尾翼情况作了对比:若没有尾翼,翼尖涡能单独地存在很长时间,而如果选用合适的尾翼设置,由于尾翼涡和翼尖涡相互作用触发出的Rayleigh-Ludwieg不稳定性(The Rayleigh-Ludwieg instability),尾迹涡的涡核可以在飞机下游约35个展长位置处就破裂掉；另外,为了有效地使尾迹涡破裂,必须使Rayleigh-Ludwieg不稳定性的"触发"发生在翼尖涡完全发展后,触发时间的控制可通过调整尾翼迎角及展弦比来实现.

摘要： 某型无人驾驶靶机是通过定向飞行控制来实现其靶廊飞行的,但在飞行试验时却出现了比较严重的靶廊飞行偏航现象.利用飞行动力学理论进行分析,对偏航原因进行排查和定位,确定了飞机偏航的主要原因是"V"尾安装的偏差所致,同时给出了相应的纠偏措施.试验验证的结果说明了偏航原因定位的准确性和纠偏措施的有效性.

摘要： 本发明公开了一种尾翼升降机构及使用该尾翼升降机构的汽车尾翼，包括支承座和设于所述支承座上的适于撑起汽车尾翼本体的一对对称分布的升降臂组，以及与一对所述升降臂组均相连的以适于驱动该升降臂组变形的动力组件；其中动力组件包括转轴和适于驱动转轴旋转的驱动件；所述升降臂组包括与所述转轴的端部相连的动力臂、与所述动力臂相连的传力臂，以及与所述传力臂相连的接力臂；所述传力臂的一端与支承座铰接相连，而该传力臂的另一端则是用于撑起汽车尾翼本体。

摘要： 本发明公开了一种用于装配汽车尾翼的辅助定位装置及尾翼安装方法，辅助定位装置包括悬吊在安装工位上的定位框，在定位框的左右两侧均设有一Y向限位块，在定位框的前后两侧均设有一X向限位块，在每个X向限位块侧均可转动安装有一块Z向旋转压板；在定位框上间隔设有多个双面电磁块和多个单面电磁块，所述单面电磁块在通电后，在定位框下端面形成多个磁力点，所述双面电磁块在通电后在定位框的上下端面均形成对应磁力点，并能够在Z向旋转压板向下旋转后，将Z向旋转压板保持在水平状态，并对待安装尾翼上端面压紧定位。

摘要： 本发明公开了一种水下防旋转尾翼，包括使得直读式CTD在圆周方向上防止水下旋转的防转件，所述防转件连接于直读式CTD的采水架上。优选的，所述防转件包括支撑骨架和高强度防水布，所述高强度防水布设置于支撑骨架上。优选的，所述支撑骨架包括耐压浮力杆和不锈钢骨架，所述耐压浮力杆设置于不锈钢骨架的上部。优选的，还包括用于收纳高强度防水布的收纳支架，所述收纳支架固定连接于采水架上，所述耐压浮力杆和不锈钢骨架分别转动连接于收纳支架。本发明还公开了一种直读式CTD。本发明提供的一种水下防旋转尾翼和具有该尾翼的直读式CTD，可以在水下实现自动展开，出水后自动折叠，用以防止其在水下旋转造成钢缆损伤，确保海洋仪器设备的安全。

摘要： 本发明公开了一种汽车尾翼的制备方法及汽车尾翼，汽车尾翼的制备方法包括：提供模具，模具上设置有插入孔；在模具上铺覆碳纤维材料并裸露插入孔，以形成尾翼本体；将支架插入插入孔；在支架上方以及裸露的尾翼本体上方铺覆加强层；在裸露的模具、裸露的尾翼本体、裸露的支架、裸露的加强层安装充气袋；对模具、尾翼本体、支架以及加强层进行加热，同时对充气袋进行充气，以制得汽车尾翼。本发明提高了汽车尾翼的稳定性。

摘要： 本发明公开了一种车辆尾翼控制方法和车辆尾翼控制系统，车辆尾翼控制方法包括以下步骤：智能终端向车联网服务平台发送尾翼活动指令；车联网服务平台将尾翼活动指令发送给车载远程终端；车载远程终端将尾翼活动指令转发给电动尾翼，电动尾翼响应该尾翼活动指令，以切换电动尾翼的状态。根据本发明实施例的车辆尾翼控制方法，通过设置基于移动网络的信号传输方式，使得用户通过操作智能终端，即可快速的操控电动尾翼，打破了时间与空间的束缚，在整个车辆尾翼控制的过程中，指令信号的传输稳定、传输范围广且传输速度较快，提高了用户远程操控尾翼的效率，有利于提高用户的使用体验。

摘要： 本公开涉及一种车辆尾翼控制方法、装置、介质、尾翼控制器及车辆。方法包括：种车辆尾翼控制方法，其特征在于，包括：检测所述尾翼的当前控制模式，其中，所述当前控制模式为灯语模式、城市模式、迎宾模式、操控模式以及高速模式中的一者；根据所述当前控制模式，控制所述尾翼。这样，用户可以根据不同的驾驶工况，自主选择车辆尾翼的控制模式，实现人机互动，使得车辆尾翼能够跟随车辆的驾驶工况自适应调整，从而能够在保证整车正常功能的前提下，更好地体现出智能化和人性化的设计，同时达到提升性能，与用户友好交互的目的。

摘要： 本发明提供一种飞行器尾翼快拆结构，包括第一连接件和第二连接件，第一连接件包括第一底板、安装在第一底板上的滑移组件以及与滑移组件相连的锁钩，滑移组件能使锁钩沿第一方向移动；第二连接件包括第二底板、安装在第二底板上的按压组件以及与按压组件相连的锁套，锁套与锁钩相匹配，且按压组件能使锁套沿第二方向移动，第二方向与第一方向垂直。还提供一种无人机尾翼，包括由第一尾翼和第二尾翼构成的倒V型尾翼以及上述飞行器尾翼快拆结构；其中飞行器尾翼快拆结构中的第一连接件、第二连接件分别固定安装在第一尾翼、第二尾翼上。本发明可以免工具快速实现尾翼的安装和拆卸工作，满足了轻小型无人机外场灵活快速拆装的使用要求。

摘要： 本实用新型公开了一种尾翼升降机构及使用该尾翼升降机构的汽车尾翼，包括支承座和设于所述支承座上的适于撑起汽车尾翼本体的一对对称分布的升降臂组，以及与一对所述升降臂组均相连的以适于驱动该升降臂组变形的动力组件；其中动力组件包括转轴和适于驱动转轴旋转的驱动件；所述升降臂组包括与所述转轴的端部相连的动力臂、与所述动力臂相连的传力臂，以及与所述传力臂相连的接力臂；所述传力臂的一端与支承座铰接相连，而该传力臂的另一端则是用于撑起汽车尾翼本体。

摘要： 本实用新型公开了一种尾翼连接件，其包括彼此铰接的第一连接部和第二连接部，第一连接部和第二连接部上分别开设固定螺孔，第一连接部和第二连接部分别通过穿过固定螺孔的固定螺栓与对应的第一尾翼片和第二尾翼片的端面固定连接，第一连接部和第二连接部背对第一尾翼片和第二尾翼片端面的侧面设置为相互配合的斜面，第一连接部和第二连接部绕铰接处转动至两斜面贴合时，第一尾翼片和第二尾翼片张开成倒V型。优点为，第一和第二连接部具有相配合的斜面，使用时转动一个角度后两斜面贴合抵紧为使用状态，结构简单，安装拆卸方便；具有该尾翼连接件的无人机尾翼可作为整体进行收纳，转动折叠后，占用空间小，易收纳，安装使用时可整体快速拆装。

摘要： 本实用新型涉及一种电动尾翼的连杆机构及电动尾翼总成，其包括第一连杆单元和第二连杆单元，与第一连杆单元相连的传动杆，以及与传动杆相连的驱动杆；第一连杆单元包括与尾翼底托铰接相连的第一连杆，和与尾翼安装支架铰接相连的第二连杆；第二连杆单元包括与尾翼底托铰接相连的第三连杆，以及与尾翼安装支架铰接相连的第四连杆，且第一连杆和第二连杆铰接相连，第三连杆和第四连杆铰接相连，并在第一连杆和第四连杆之间铰接有联动杆；传动杆具体铰接第一连杆和驱动杆之间，且驱动杆上设有与电动执行器的驱动轴相连的连接部。本实用新型所述的电动尾翼的连杆机构，可使本连杆机构构成六连杆机构，可提高电动尾翼的升起角度和高度。