舵面

摘要： 颤振风洞试验是研究飞行器跨声速颤振特性的重要方法和手段,相比暂冲式风洞,连续式跨声速风洞的长时间运行能力和负压运行能力等优势非常适合开展颤振试验研究。重点突破连续式跨声速风洞颤振安全防护技术以及振动信号处理和分析技术,结合安全防护控制软件、防喘阀快速降速压和防护格栅网等手段,能够对模型和风洞起到良好的保护作用,利用谱峰值倒数外插能够在试验过程中获得较为可靠的颤振边界,为试验安全性起到良好的支撑作用。针对根部固支和舵机支撑(包括机械舵机和真实舵机)2种边界条件,利用定马赫数阶梯变速压和连续变速压2种方式开展了舵面颤振试验。结果表明:阶梯变速压和连续变速压2种方式得到的颤振边界非常接近,颤振速压差别不超过5%;真实舵机的作用对舵面颤振特性的影响很难通过数值计算方法获得,风洞试验是研究该问题的重要手段,试验结果表明反馈作用可以提高颤振速压,对所提舵面模型颤振速压提高约10%。

摘要： 通过CFD数值模拟分析某战术导弹舵面高频抖动机理。该导弹采用正常式气动布局,舵面靠近弹尾,发动机喷管位于弹体底部中央。在亚音速飞行试验中,固体发动机工作结束时,舵面出现异常高频抖动现象,机理不明。数值模拟分析结果表明:发动机工作结束时,弹体底部非定常分离流动随着发动机尾喷流减弱而增强,舵面在弹体底部非定常气动力激励下高频抖动。

摘要： 为了提高铝合金材质舵面类零部件整体的数控加工技术水平,针对某型号铝合金舵面零件构型的特点进行分析,通过对该型号舵面零件的加工工艺设计,从工装、刀具、加工方法及数控编程等工艺措施着手,克服了该零件的加工难题,提高了该类零件的加工质量和加工效率。

摘要： 间隙的存在给航空结构带来了很大的安全隐患。间隙会影响舵面的旋转频率,此时对舵面施加预载可以有效地克服间隙非线性的影响,从而获取舵面的旋转频率。本文根据静力学原理,设计加工了克服舵面间隙的预加载系统,并以此建立了带预载间隙舵面旋转频率测试方法。针对某飞机舵面旋转频率的试验结果表明,本文所提方法可以有效实现对舵面旋转频率的测试。

摘要： 目的对电传飞机典型的异常振动问题进行研究,形成电传飞机异常振动的诊断和处置技术。方法首先对气动伺服弹性问题的基本原理和气动伺服弹性失稳可能引发的危害进行简要的介绍。然后对某电传飞机试飞过程中出现的异常振动现象进行详细描述,通过不同类型数据的对比分析,对该异常振动问题进行准确定位和诊断,进而给出相应的应对措施。最后通过正式的飞行试验对处置措施的准确性进行验证。结果经过对异常振动问题的处理与分析,明确了该异常振动发生的根本原因,通过处置措施的有效落实,已顺利完成该型机的颤振/ASE飞行试验工作。结论通过本文的异常振动处置方法的研究,为以后类似问题的准确诊断和处置提供了有益的参考和借鉴。

摘要： 试验试飞是无人机科研的后期阶段,在无人机的试验过程中,对于舵面的试验是及其重要的,关系到无人机的飞行安全,目前,无人机的舵面时域分析试验中,需要逐一对每个舵面分别进行阶跃响应试验,耗费时间长,影响试验效率.对现有舵面时域分析方向进行改进,通过多舵面同步时域分析方法完成舵面阶跃响应.试验结果显示,在满足实验要求的前提下,实验时间复杂度降低了83％,提高了实验效率.

摘要： 采用分步求解方法,先分析热效应产生的热应力,导入热刚度矩阵中计算壁板的附加刚度,再将壁板的热刚度效应引入热模态分析中,最后在壁板颤振模型中进行颤振分析。分别研究了热应力、材料模量和温度对复合材料舵面颤振特性的影响。结果表明:温度的升高降低了舵面各阶固有频率,频率下降幅度随阶数升高而增大,导致颤振发生的可能性增大;颤振速度随温升近似呈线性下降,且温度对材料参数的变化引起的舵面颤振速度下降比热应力引起的颤振速度下降更大。

摘要： 采用分步求解方法,先分析热效应产生的热应力,导入热刚度矩阵中计算壁板的附加刚度,再将壁板的热刚度效应引入热模态分析中,最后在壁板颤振模型中进行颤振分析.分别研究了热应力、材料模量和温度对复合材料舵面颤振特性的影响.结果表明:温度的升高降低了舵面各阶固有频率,频率下降幅度随阶数升高而增大,导致颤振发生的可能性增大;颤振速度随温升近似呈线性下降,且温度对材料参数的变化引起的舵面颤振速度下降比热应力引起的颤振速度下降更大.

摘要： 为实现舵面结构动力学性能提升及其轻量化,并实现骨架构型设计的快速高效,基于结构仿生拓扑优化设计的基本理论和方法,以舵面为研究对象,对蒙皮骨架舵面构型进行仿生拓扑优化设计研究。对优化前后舵面模型的计算结果表明,仿生拓扑优化可快速获得清晰的骨架构型,相比于初始舵面设计方案,优化所得骨架构型在使舵面结构一阶固有频率提升11%的同时,实现结构减重21.5%,验证了舵面骨架仿生拓扑优化设计的高效性。

摘要： 为实现舵面结构动力学性能提升及其轻量化,并实现骨架构型设计的快速高效,基于结构仿生拓扑优化设计的基本理论和方法,以舵面为研究对象,对蒙皮骨架舵面构型进行仿生拓扑优化设计研究.对优化前后舵面模型的计算结果表明,仿生拓扑优化可快速获得清晰的骨架构型,相比于初始舵面设计方案,优化所得骨架构型在使舵面结构一阶固有频率提升11％的同时,实现结构减重21.5％,验证了舵面骨架仿生拓扑优化设计的高效性.

摘要： 研究配重位置对舵面颤振特性的影响,用有限元方法分析了舵面模态,当地流活塞理论计算非定常气动力,应用Lagrange方程,建立基于模态坐标的颤振运动方程.研究表明不同位置配重导致不同的颤振边界,放置于前缘与尖弦交点对提高临界动压效果最为明显;在工程设计中,不能简单的以质心前移或者拉开扭转-弯曲频率比来指导全动舵面的颤振抑制设计,在前缘与根弦处加配重前移质心,甚至会使临界动压下降;配重通过削弱振型的耦合程度来抑制颤振,配重位置应尽量取在使弯、扭振型耦合程度削弱的位置.

摘要： 鉴于高超声速中气动热预测的不确定性影响热气动弹性分析的可靠性.本文提出一种温度分布参数化模型,基于此模型,对高超声速舵面热气动弹性中气动热的不确定性及全局灵敏度进行分析,分析方法:求解NS方程得到物面的温度分布,对此温度分布进行参数化,分别采用Monte Carlo Simulation(MSC)方法和Spare Grid Numerical Integration(SGNI)方法生成不确定性及全局灵敏度分析所需样本,对所有样本都进行热气动弹性分析,热气动弹性分析过程为:由样本得到温度分布,基于此温度分布,考虑热应力和材料属性的影响,对结构进行模态分析,将结构模态插值到气动网格,采用基于CFD的当地流活塞理论进行了气动弹性分析.计算结果表明:M=5,H=15km,结构固有频率和颤振分析结果的变异系数约为5.83％,两个不确定参数的全局灵敏度都在50％左右,两者耦合作用很小,约为0.与MCS方法相比,SGNI方法显著的提高了不确定性分析效率。

摘要： 针对地面试验中舵面偏转引起速率陀螺高频振荡问题,从带舵面弹性系统运动方程出发,比较了气动伺服弹性方程与航天控制系统设计方程的差异,并基于MATLAB/simulink工具提出一种伺服弹性耦合稳定性分析方法,以导弹的俯仰通道为例,建立了给定角速率下舵面偏转仿真模型,其中弹体传递函数包括刚体模态、弹性一阶弯曲、舵面偏转,分析了弹体舵面模态和作动器饱和陷幅非线性对速率陀螺输出的影响.仿真得到的速率陀螺阶跃响应曲线与地面试验状态速率陀螺的高频振荡现象一致,验证了方法的有效性.

摘要： 本文针对舵面开展颤振特性风洞试验研究,根据舵面结构特点设计了试验模型,并进行了颤振特性分析计算.按照试验模型设计参数计算风洞试验状态,在0°攻角状态下完成了颤振风洞试验,利用加速度计测量得到试验数据,并采用高速摄影记录了试验样件模型在风洞中的振荡破坏情况,通过试验数据分析获得了临界颤振速度和颤振频率.将理论分析结果与试验结果进行对比分析,表明舵面在设计参数范围内发生了颤振破坏,风洞实测参数满足试验要求,数值分析结果与试验结果在工程精度范围内保持一致,验证了仿真计算的可信性.

摘要： 介绍舵面的双天平测力技术，以及它在Φ0.5m高超声速风洞铰链力矩试验中的应用。天平为轮毂结构形式，竖置在一种十字型尾翼布局的体—尾组合体的后端。在一次吹风中可同时测量左右两片水平全动舵的气动特性，给出Ma=6舵面法向力、铰链力矩、弦向压力中心等系数随攻角的变化特性，定量描述大攻角大舵偏角条件下，舵面气动特性的非线性效应，以及由此引起控制力增量的变化趋势。

摘要： 本文采用雷诺平均NS方程与Spalart-Allmaras湍流模型,来初步分析二维舵面气动特性及雷诺数影响.控制方程的求解采用MUSCL_ROE格式和LU_SGS隐式求解方法.计算马赫数为0.4,0.8,1.2,攻角为0.0°,雷诺数从0.5e±6到40.0e+6,舵偏角为5.0°,采用统一的一套网格.通过计算和流场分析,初步了解舵面气动特性随雷诺数变化的规律,作出理论分析.为开展三维舵面绕流的数值模拟和气动特性研究奠定了基础.

摘要： 本文介绍了球冠尖拱-圆柱带舵面组合外形弹头舵面气动力特性的测量结果.实验Ma数为4.96和5.95,相应的雷诺数分别4.1×10/m和3.6×10/m.实验获得α=-6°~8°攻角范围内测量舵预置偏角δ=15°时舵面的气动力特性,主要包括舵面法向力、弦向力、铰链力矩、滚转力矩和压力中心等气动力系数,讨论它们随α的变化趋势.

摘要： 本文以超声速飞行器气动加热现象为背景,利用形状记忆合金(Shape Memory Alloys,简称SMAs)奥氏体相的弹性模量高于马氏体相这一特性提出了一种舵面结构刚度控制方法.通过有限元仿真并结合试验验证刚度控制效果,同时研究了舵面结构刚度随温度增加的变化趋势.结果表明,利用SMA奥氏体相的弹性模量高于马氏体相这一特性可以显著地提高结构刚度.高温下,结构控制后的一阶固有频率与控制前相比增幅可达10％.平板结构的刚度随着温度的增加先是逐渐减小,而后慢慢变大,最后再慢慢减小,其在SMA奥氏体相变结束温度处的刚度最大.

摘要： 采取随机激励和频响函数分析法规定进入颤振临界点之前不同风洞气流动压下舵面颤振试验模型的模态频率和阻尼比,然后用阻尼外推法或稳定参数法确定颤振临界动压.经数次进入颤振状态的试验结果验证,所获得的颤震临界参数有较高的精度.

摘要： 本文介绍了某型载人飞艇电操纵系统的设计方案和数学仿真结果,对系统功能、系统构型、硬件余度配置,以及控制律软件功能等方面简要介绍了实施方案的主要框架.用电操纵系统代替飞艇传统的机械杆系,可以极大地减轻重量,减小摩擦、间隙等非线性因素.本方案对现实应用具有较好的指导作用.

摘要： 本发明公开了一种基于扰流板和后缘舵面配合的飞翼布局飞机的气动舵面，包括气动控制面、作动系统和混合控制系统；气动控制面设有后缘控制面和扰流板，混合控制系统发送指令，通过作动系统控制后缘控制面和扰流板，对飞机进行控制。本发明单独设置了扰流板作为偏航控制，相比于一般的开裂式阻力方向舵，简化了最外侧后缘舵面的机械结构，减轻了结构重量，减小了滚转方向转动惯量，对于提高飞机的滚转率、提高飞机结构效率有利。

摘要： 本发明涉及一种含舵面偏度的军机舵面载荷谱的编制方法，包括以下步骤：步骤1：对测谱飞机进行试验飞行，获得实测相关飞行参数和载荷；步骤2：对载荷谱实测起落数据进行预处理，剔除异常数据点；步骤3：从外场和实测飞行起落中选择能够反映典型任务剖面机动情况的起落作为代表起落；步骤4：根据任务剖面的比例，随机抽取任务剖面及代表起落，并在起落之间插入起飞/着陆载荷，组合成一个寿命周期的含舵面偏转信息的飞‑续‑飞随机舵面谱。本发明能够真实反映飞机的舵面实际使用情况；由舵面偏度可以反映舵面支反力的方向；能准确反映舵面支持结构受载情况，使得试验结果更准确。

摘要： 本发明公开了一种可装夹多件舵片的铣舵面装置，包括底板、转换板、换向阀；底板上设有支撑体，支撑体上设有装夹单元，每个装夹单元均包括回转夹紧气缸、压板、定位板、定位支撑块，定位支撑块固定在支撑体上，定位板纵向固定安装在定位支撑块侧面，定位支撑块前后两端均设有回转夹紧气缸，回转夹紧气缸装配入支撑体的气缸孔内，定位支撑板块与其前后两端的回转夹紧气缸之间形成用于放置舵片的放置空间，回转夹紧气缸的气缸杆上设有压板；换向阀通过转换板与底板相连。本发明利用气动夹具对零件加工干涉少的特点，实现精准定位夹紧。设计多工位气动夹具，同时夹紧多件舵片，一个动作夹紧一组待加工工件。

摘要： 一种激光选区熔化成形钛合金舵面防变形方法及其舵面，涉及钛合金增材制造领域，包括S1：建立舵面模型，分析舵面变形趋势；S2：沿舵面易变形处设计点阵结构模型；S3：将所述点阵结构模型与所述舵面模型合并，得到待打印模型；S4：将待打印模型成形后，去除点阵结构，得到舵面。本发明提供的一种激光选区熔化成形钛合金舵面防变形方法及其舵面，通过构建合理的点阵结构支撑实现舵面蒙皮防变形设计，并通过激光选区熔化方法实现舵面蒙皮骨架快速成形，解决蒙皮鼓包或凹陷等变形问题，提高型面精度和产品合格率。

摘要： 本发明涉及结构强度分析技术领域，特别涉及舵面操纵试验台架及铁鸟台架舵面模拟装置强度分析方法。舵面操纵试验台架包括：铁鸟台架舵面模拟装置、作动器6、底座7；铁鸟台架舵面模拟装置包括圆盘1、内侧质量点2、外侧质量点3、1#轴4、2#轴5；圆盘1、内侧质量点2、外侧质量点3用于模拟舵面质量，内侧质量点2、外侧质量点3通过螺栓固连在圆盘1上；圆盘1与1#轴4固连，1#轴4与1#轴5通过螺栓机械连接；整个铁鸟台架舵面模拟装置通过作动器6进行驱动，并安装至支座7上。

摘要： 本发明公开了一种无人飞行器的舵面舵机联动结构和舵面驱动方法。该联动结构包括：舵机、舵面和连接舵机与舵面的履带；舵机上安装有舵机齿轮，舵机和舵机齿轮设置在无人飞行器的机翼内部；舵面设置有舵面齿轮，舵面可转动地安装在无人飞行器的机翼上，舵面安装后舵面齿轮位于机翼内部；履带套设在舵机齿轮和舵面齿轮上，使舵机与舵面联动，当舵机转动时驱动舵面相对机翼转动。本申请的联动结构各部件均设置在机翼内部，通过履带与齿轮的啮合作用使舵面与舵机联动，该结构的驱动和传动部件均位于机翼内部，没有外露，安装快捷，且提高了飞行效率和安全性。

摘要： 本发明公开了一种基于扰流板和后缘舵面配合的飞翼布局飞机的气动舵面，包括气动控制面、作动系统和混合控制系统；气动控制面设有后缘控制面和扰流板，混合控制系统发送指令，通过作动系统控制后缘控制面和扰流板，对飞机进行控制。本发明单独设置了扰流板作为偏航控制，相比于一般的开裂式阻力方向舵，简化了最外侧后缘舵面的机械结构，减轻了结构重量，减小了滚转方向转动惯量，对于提高飞机的滚转率、提高飞机结构效率有利。

摘要： 本发明涉及一种含舵面偏度的军机舵面载荷谱的编制方法，包括以下步骤：步骤1：对测谱飞机进行试验飞行，获得实测相关飞行参数和载荷；步骤2：对载荷谱实测起落数据进行预处理，剔除异常数据点；步骤3：从外场和实测飞行起落中选择能够反映典型任务剖面机动情况的起落作为代表起落；步骤4：根据任务剖面的比例，随机抽取任务剖面及代表起落，并在起落之间插入起飞/着陆载荷，组合成一个寿命周期的含舵面偏转信息的飞-续-飞随机舵面谱。本发明能够真实反映飞机的舵面实际使用情况；由舵面偏度可以反映舵面支反力的方向；能准确反映舵面支持结构受载情况，使得试验结果更准确。

摘要： 本申请涉及一种靶机舵面蒙皮，属于飞行装置领域，包括由整张金属板冲压而成的板体，所述板体的板面上设置有多个沿着板体的边缘间隔设置的安装孔，所述安装孔贯穿所述板体。本申请还涉及一种靶机舵面，包括有舵面主体以及所述的靶机舵面蒙皮，所述靶机舵面蒙皮包覆在舵面主体的表面并与所述舵面主体铆接。本申请具有便于对靶机舵面的生产加工，降低靶机舵面的生产成本的效果。

摘要： 本实用新型涉及航模连接件技术领域，公开了一种展示飞机气动舵面铰链结构，包括固定座，其设置有两滑动导向套筒，两滑动导向套筒之间形成耳片安装部；连接耳片，其转动设置于耳片安装部；滑动抵压件，其滑动设置于滑动导向套筒；弹性助力件，其设置于滑动抵压件远离耳片的一侧，用于对滑动抵压件施加一朝耳片方向的挤压力；调节轴，其从一侧的滑动导向套筒延伸至另一侧滑动导向套、并通过锁止件固定，所述耳片、弹性助力件和滑动抵压件均同轴穿设于所述调节轴。还公开了一种展示飞机的气动舵面组合件，包括气动舵面、安定面和所述的展示飞机气动舵面铰链结构。本实用新型使气动舵面可在角度偏转范围内任意角度固定，同时拆装单简单方便。