操纵面

摘要： 操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准确预测嗡鸣的计算方法,通常采用风洞试验来获取相关数据。操纵面嗡鸣风洞试验可以利用风洞再现嗡鸣现象,研究嗡鸣特性,是飞行器研制阶段检验操纵面防嗡鸣设计最行之有效的手段。本文回顾了国内外操纵面嗡鸣风洞试验研究现状,梳理了操纵面嗡鸣的发生机理、触发条件及分型依据,对操纵面嗡鸣试验风洞选取、模型设计、试验方法提供了建议,对颤振试验中可能出现的嗡鸣问题提供了判别方法,对后续的工作进行了展望。

摘要： 学习遥控飞行,购买遥控器和适配的接收机只是第一步,更重要的是学习设定遥控器参数的正确方法。目前市面上的遥控器常为英文界面,其中操纵面多以英文缩写的形式出现,如ail.、rudd.、ele……不独固定翼模型,模型直升机也采用了类似的遥控器设定。

摘要： 操纵面间隙作为一种常见的结构非线性,是由飞机设计、制造、装配等众多环节产生,有可能引起极限环振荡(LCO).极限环振荡通常表现为等幅振动,如果其振幅过大,也会影响机体结构完整性,引发结构失效.本文对操纵面间隙非线性颤振的时域分析方法进行研究,采用时域分析方法计算某型飞机的非线性颤振响应,并与频域描述函数法计算结果进行对比分析.结果表明:极限环振荡的临界速度和频率基本一致,时域分析方法能够准确计算全机操纵面间隙的非线性颤振临界速度,用来预测操纵面的极限环振荡是可行的,可以将其作为民用飞机适航符合性验证的理论分析方法之一.

摘要： 查阅国内外有关潜艇尾流场研究文献,总结了研究潜艇尾流场常用的3种数值方法并分析其优缺点;总结了附体的连接形式以及布局位置对潜艇尾流场的影响.介绍了为探究尾操纵面布局形式对潜艇尾流场的影响而分别对安装"十"字形舵和"X"形舵的SUBOFF进行数值模拟的情况,分析桨盘面处的速度分布,阐明"X"舵尾操纵面的尾流场更为均匀.最后总结了尾流场未来研究的几个着眼点.

摘要： 查阅国内外有关潜艇尾流场研究文献,总结了研究潜艇尾流场常用的3种数值方法并分析其优缺点;总结了附体的连接形式以及布局位置对潜艇尾流场的影响。介绍了为探究尾操纵面布局形式对潜艇尾流场的影响而分别对安装“十”字形舵和“X”形舵的SUBOFF进行数值模拟的情况,分析桨盘面处的速度分布,阐明“X”舵尾操纵面的尾流场更为均匀。最后总结了尾流场未来研究的几个着眼点。

摘要： 以某型民机带中心对称间隙的方向舵为研究对象.按动力相似准则设计了尾翼颤振风洞模型,通过地面共振试验获得不同操纵刚度和自由间隙组合情况下方向舵旋转模态的力频曲线,根据收敛的频率值获得有限元模型作动器单元的等效刚度,经动力学特性修正后的有限元模型进行了颤振分析.风洞试验后通过比较表明,计算结果与试验结果吻合:①颤振速度一致;②颤振频率的偏差不大于6.5％;③颤振型一致.由此可见,根据试验频率得到的等效操纵刚度是准确的,用来预测弹性操纵面的极限环振荡临界速度是可行的,可以作为民机适航符合性验证的一种手段.

摘要： 操纵面间隙会引起结构非线性,容易诱发极限环颤振.根据设计需要,考虑操纵面中心间隙的影响,采用最小状态拟合技术对频域非定常气动力进行有理函数拟合,采用分段函数描述间隙引起的非线性刚度,研究操纵面在间隙作用下的极限环颤振响应的行为特点.结果表明,由于中心间隙的影响,系统会在低于线性颤振速度时就产生极限环振荡,同时,振荡幅值随飞行速度或中心间隙的增大而增大.

摘要： 操纵面颤振是重要的气动弹性不稳定性问题。为满足民用飞机气动弹性稳定性适航要求,在民机新机型研制、飞机改型过程中必须对操纵面颤振开展重点评估。从操纵面颤振耦合机理出发,分别采用国产民机操纵面颤振分析和风洞试验案例阐述了操纵面颤振特性及一般影响因素,详细讨论了民机操纵面颤振的适航认证要求、建议的符合性验证方法和适航关注要素,并重点提出了质量平衡操纵面和不可逆操纵面的颤振适航认证考虑,特别是需要关注间隙对操纵面颤振与极限环振荡(LCO)特性的影响,为民机操纵面气动弹性稳定性评估和适航认证提供指导。

摘要： 操纵面颤振是重要的气动弹性不稳定性问题.为满足民用飞机气动弹性稳定性适航要求,在民机新机型研制、飞机改型过程中必须对操纵面颤振开展重点评估.从操纵面颤振耦合机理出发,分别采用国产民机操纵面颤振分析和风洞试验案例阐述了操纵面颤振特性及一般影响因素,详细讨论了民机操纵面颤振的适航认证要求、建议的符合性验证方法和适航关注要素,并重点提出了质量平衡操纵面和不可逆操纵面的颤振适航认证考虑,特别是需要关注间隙对操纵面颤振与极限环振荡(LCO)特性的影响,为民机操纵面气动弹性稳定性评估和适航认证提供指导.

摘要： 目前的无人机操纵面失效检测技术很多存在着条件限制多、计算复杂不易投入实际应用等问题.通过分析舵机信息与操纵面失效的联系,提出了结合气动模型通过舵机电流信息检测操纵面失效率的方法.半实物仿真结果表明,检测系统能在控制姿态角稳态输入和大幅度变化的输入下,在1s内迅速给出准确稳定的操纵面失效率检测输出.为重构系统能够有更大几率使飞控系统重新获得对飞机的控制打下基础,增加无人机的战后损伤状况下的生存能力.

摘要： 针对带有四块操纵面的大展弦比机翼,建立结构有限元模型和非定常气动力网格,进行了动力学特性分析及亚音速不可压流下的颤振特性分析.通过改变操纵面质量特性和操纵刚度,对不同展向位置的操纵面参数变化的影响进行了具体研究.经分析,当外侧操纵面质量较大且操纵刚度较低时,易发生临界点很低的操纵面旋转型颤振,在初步设计阶段应通过操纵面参数化设计避免这种危险情况的出现。

摘要： 中国航天空气动力技术研究院亚跨超声速风洞研究室已经发展了较为成熟的操纵面测力试验技术,并具备较强的舵面天平研制能力.为满足新一代飞行器研制对风洞试验精度、效率的需要,近年来又开展了包括天平原位校准技术、通气模型操纵面测力试验方法、喷流模型舵面测力试验技术及操纵面自动偏转与测量技术等研究,并成功应用于风洞型号试验.

摘要： 为验证某型飞机垂尾的颤振特性,获得压缩性修正系数,需要进行垂尾高速颤振模型设计,进行高速风洞试验.在颤振分析中发现方向舵的旋转模态是垂尾临界颤振的主要参与模态,因此有必要在垂尾高速颤振模型设计中模拟方向舵,使其与飞机方向舵旋转模态对应.本文根据飞机刚度数据和质量数据,采用动力学相似的方法对飞机垂尾进行缩比,设计带操纵面的垂尾高速颤振模型.本文给出带操纵面的垂尾高速颤振模型设计方法,重点研究安定面和方向舵的结构形式、刚度和质量设计、操纵面的旋转刚度模拟、安定面与方向舵连接形式等.模型共振试验表明,其振动模态与设计目标基本一致,能够真实反映飞机垂尾动力学特性.

摘要： 现有的基于数学规划的分配法在解决操纵面的多目标分配问题时,首先建立飞机各飞行阶段的分配指标,然后利用线性规划法或二次规划法进行寻优求解.这种忽略操纵面之间物理区别、同时调用所有控制面参与各阶段分配求解的做法不利于算法的工程应用和实际系统的可靠性,特别是要实现各模态自动切换极大地增加了控制系统设计的复杂度.为了解决上述问题,本文提出了一种基于转矩可达集设计的操纵面组合分配方法,该方法首先计算出各个基控制组的转矩可达集,在此基础上综合分析各个转矩可达集构造特点,结合雷达反射特性和阻力特性确立一组主控舵面, 以使现有常规布局飞机的控制律设计方法和经验得以沿用.当主控舵面不能满足机动飞行对于可用力矩的需求时,启用其它辅助操纵面及推力矢量操纵面,辅助操纵面的管理按照舵面偏转对于雷达反射的优先级进行.随后的仿真验证表明：本文提出的方法避免了数学规划法各模态切换带来的复杂问题,按照三轴可用力矩调度辅助操纵面与推力矢量操纵面的方法有效可行,能够实现合理的操纵面分配设计.

摘要： 作动器参数对于飞机操纵面颤振特性有较大的影响，尤其是在民用飞机初步设计阶段，如何从颤振专业的角度选择合适的作动器参数，将直接影响到详细设计阶段各相关专业如飞控、结构等专业的设计。本文以飞机方向舵为例，基于MSc.NASTRAN分析了作动器参数对方向舵颤振特性的影响，给出了飞机初步设计阶段提供方向舵作动器参数的方法。

摘要： 针对风洞试验模型手动改变操纵面角度的现状，开发了操纵面自动变角机构，对其工作原理进行了阐述，并以ADAMS 为平台，对自动变角机构进行了运动学、动力学和动强度仿真分析，而后进行了样机试制和地面验证性试验。结果表明，采用自动变角机构改变操纵面角度的试验精准度均较高，完全满足设计指标，这同时也说明操纵面自动变角系统的研制是成功的，风洞试验中可以代替人工更换角度片方式，可大大提高实验效率。

摘要： 在跨声速非线性气动力条件下，对带操纵面翼面的跨声速颤振特性进行了数值模拟。流体控制方程为三维Euler方程，采用有限体积方法求解；采用基于弹簧近似网格变形的非结构动网格技术，处理结构引起的气体网格变化；计算方法满足几何守恒律。以AGARD445.6颤振标模为对象,进行颤振计算，验证了计算软件的正确性和可靠性。对带操纵面的某型垂尾进行了颤振特性计算,表明本文方法能够处理带操纵面翼面的颤振问题。

摘要： 大型飞机一般都采用操纵面质量不平衡的不可逆电传操纵系统，与常规翼面比较，操纵面颤振设计有其独有的设计流程和设计特点。活动面颤振有可能成为大飞机颤振设计的重要问题。应通过综合分析和必要的试验验证保证飞机的操纵面不发生颤振。

摘要： 本文从两个层面研究了高超声速飞行器中的相关耦合力学问题.第一个层面是从总体角度对高超声速飞行器的多学科耦合问题进行了初步建模和分析，分析了高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互祸合的问题;第二个层面是对操纵面的热气动弹性问题进行了重点分析.基于分层求解的思路对高超声速飞行器操纵面进行热气动弹性分析。

摘要： 本发明提出了一种确定多操纵面飞机起飞着陆阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J

摘要： 本发明提出了一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J

摘要： 本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J

摘要： 本发明提出的多操纵面飞机的一种均衡操纵分配方法，主要包括：将多操纵面的控制分配问题转化为虚拟操纵面与真实操纵面的等效控制问题、确定对真实操纵面进行标陈化及控制效率均衡分配的基本方法、将真实操纵面分类、进行标陈化并按照标陈化控制效率的绝对值排序、确定虚拟操纵面的主导控制效率、将标陈化操纵面分级、计算分配系数等几个步骤。本发明将多操纵面的控制等效为特定控制效率及偏转范围限制的虚拟操纵面的控制，简化了控制律设计，避免了操纵面角速率超限的问题，加权均衡分配矩阵计算简便，综合考虑了操纵面的偏转范围、控制效率、控制级别、权限系数，充分利用了有效操纵面，有效避免了某些操纵面负担过多的控制效率而引起的饱和。

摘要： 本发明提出了一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J

摘要： 本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J

摘要： 本发明提出了一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用J

摘要： 本公开涉及用于飞行器的柔性操纵面的致动机构、操纵面及具有柔性操纵面的飞行器。该致动机构包括基部元件和具有铰接在基部元件上的铰接轴的旋转元件。致动机构还包括至少两个附接杆，其各自具有三个铰接轴，其中每个附接杆的第一铰接轴可旋转地铰接在旋转元件上，布置在每个附接杆的第一端处的第二铰接轴设计为铰接在操纵面的第一蒙皮壁板上，并且布置在每个附接杆的第二端处的第三铰接轴设计为铰接在操纵面的第二蒙皮壁板上。致动机构还包括：至少一个连接元件，其在两端各具有一个铰接轴，其中连接元件的第一铰接轴铰接在基部元件上，并且连接元件的第二铰接轴铰接在该至少两个附接杆之一上；和设计为使旋转元件相对于基部元件旋转的致动器。

摘要： 本发明涉及一种多操纵面飞翼无人机高过载对称机动操纵方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1：获取最先发生气流分离的操纵面和对俯仰力矩影响最大的操纵面；步骤2：上偏最外侧的操纵面舵（4），延迟翼梢气流分离；步骤3：向下偏转操纵面舵（3），弥补最外侧操纵面舵（4）升力损失。本发明不增加气动布局设计方案迭代工作量、不增加结构重量、不增加飞控计算机负担，不增加设计制造成本，简单高效。

摘要： 本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机操纵面悬挂操纵整体接头。包括：梁平面主体、接头、肋连接腹板以及肋连接缘条。本申请的飞机操纵面悬挂操纵整体接头，安装在操纵面的梁和蒙皮结构之间。通过操纵接头连接操纵面作动器，能够控制操纵面的姿态；通过悬挂接头连接机翼的接头，将操纵面悬挂于机翼盒段的后方；通过第二加强筋能够传递悬挂操纵整体接头的侧向受力；通过梁连接腹板能够将整体接头两端连接在操纵面的主梁结构上；通过肋连接腹板以及肋连接缘条能够将整体接头与操纵面的肋结构相连接，从而将整体接头上的集中力分散传递到操纵面结构上。本申请能够承受较大的载荷，满足大飞机操纵面的使用要求，结构安全可靠。