升降舵

摘要： 为了真实地模拟驾驶员对升降舵的操纵,同时验证TA600飞机升降舵操纵系统对CCAR-25-R4中第683条款的符合性,提出了水陆两栖飞机升降舵操纵系统操作试验技术方法.经大型灭火/水上救援水陆两栖飞机升降舵工况试验验证,表明该方法是可行和有效的.本项目的研究成果,已应用于该型号试验中,取得了良好效果,同时也为后续试验提供了技术支撑.

摘要： 针对某型无人机在飞行中出现升降舵位移波动偏大的异常现象,通过理论分析和仿真研究,得出升降舵驱动舵机支撑结构刚度不足引起的支撑结构振幅过大是升降舵位移异常的主要原因;然后对升降舵驱动舵机支撑结构进行改进设计,并采用有限元模型分析方法进行了刚强度分析,结果显示,改进的支撑结构在承受相同载荷时其变形量显著减小;将改进的支撑结构装机后进行飞行试验,得出升降舵工作平稳,未出现舵机行程偏大或激荡的现象.

摘要： 针对传统的飞机舵面故障诊断效果差及泛化能力弱的问题,提出了将卷积神经网络(CNN)算法结合支持向量机(SVM)分类器搭建适于民机升降舵的故障诊断模型.该模型从原始的故障数据出发,逐层学习实现故障特征的提取及故障类型的识别,使用SVM替代softmax函数对故障进行分类.与传统的CNN网络、深度置信网络(DBN)模型进行测试结果对比,实验结果表明:所提方法对升降舵故障识别精确率最高,可达99％以上.为了能够直接观察这3种模型在特征表示上的差异性,对识别结果进行了降维可视化(T-SNE),通过可视化之后的图形可以看出,CNN-SVM模型具有显著的聚类效果.最后,数据集中加入噪声,验证了所建模型相比于其他两个模型具有良好的抗噪能力、泛化能力以及强化学习能力.

摘要： 针对以作动器驱动的升降舵铰链力矩测量问题,基于应变法载荷测量原理,通过结构有限元计算方法确定了作动器应变电桥布置方案,据此对作动器进行应变电桥加装并完成拉压载荷校准试验,确定了表征作动器所受拉压载荷及应变响应关系的载荷方程。在升降舵铰链力矩飞行实测中,考虑飞机机动及升降舵偏转引起的升降舵惯性力,结合作动器实测拉压载荷,根据动量矩定理,得到了气动力引起的升降舵铰链力矩测量结果。分析表明,通过该方法得到的测量结果准确合理,可用于类似结构的舵面铰链力矩测量。

摘要： 针对某型无人机在飞行中出现升降舵位移波动偏大的异常现象,通过理论分析和仿真研究,得出升降舵驱动舵机支撑结构刚度不足引起的支撑结构振幅过大是升降舵位移异常的主要原因;然后对升降舵驱动舵机支撑结构进行改进设计,并采用有限元模型分析方法进行了刚强度分析,结果显示,改进的支撑结构在承受相同载荷时其变形量显著减小;将改进的支撑结构装机后进行飞行试验,得出升降舵工作平稳,未出现舵机行程偏大或激荡的现象。

摘要： 针对以作动器驱动的升降舵铰链力矩测量问题,基于应变法载荷测量原理,通过结构有限元计算方法确定了作动器应变电桥布置方案,据此对作动器进行应变电桥加装并完成拉压载荷校准试验,确定了表征作动器所受拉压载荷及应变响应关系的载荷方程.在升降舵铰链力矩飞行实测中,考虑飞机机动及升降舵偏转引起的升降舵惯性力,结合作动器实测拉压载荷,根据动量矩定理,得到了气动力引起的升降舵铰链力矩测量结果.分析表明,通过该方法得到的测量结果准确合理,可用于类似结构的舵面铰链力矩测量.

摘要： 气流控制这一飞行基本原理将帮助研究人员制造出无需可动部件的飞机。一场航空革命指日可待。气流控制是让飞机飞行的秘诀。自飞机发明以来,一直是铰接部件在支撑着人类长久以来的飞行梦:副翼、方向舵和升降舵都属于铰接部件,确保飞机按要求飞行在可预测的既定轨迹上。

摘要： 针对民用飞机升降舵作动器安装结构设计要求,并对国内外先进民用飞机操纵面作动器安装结构进行分析.结合某飞机实际情况,确定升降舵作动器安装结构形式.最后通过作动器安装结构进行运动模拟分析,得出该飞机升降舵作动器最佳安装位置.

摘要： 通过某型无人靶机在地面技术准备过程中出现的升降舵掉舵现象的分析,由于舵机出现未完全吸合故障为偶发故障，并且一旦舵机电磁离合器一旦锁紧，不会再出现异常释放的情况，只有当离合器的27V供电电压跌落到2V左右，离合器才会释放。所以，只要在靶机放飞前确保靶机舵机工作正常，靶机在飞行过程中不会出现意外掉舵现象。因此，在靶机放飞前的技术准备中，增加舵面检查，确保靶机舵机工作正常，避免靶机空中掉舵的意外发生。经过采取必要的措施后，该靶机在后续供靶飞行过程中，升降舵舵机工作正常，靶机俯仰姿态正常，顺利完成了飞行供靶任务。

摘要： 由于A320飞机发生了升降舵伺服控制器脱开的事件,因此要对升降舵伺服控制器接耳进行磁粉探伤,然而根据厂家下发的服务通告中要求,应使用磁轭法检测.由于在民航磁粉检测中较少使用磁轭法,所以本文浅谈采用磁轭法检测的优越性.把工件检测区域表面的磁场强度换算成线圈中这个位置的磁感应强度，通过测量此位置磁感应强度对应的设置电流大小，获得检测电流。再通过贴片，来检验该方法的灵敏度是否能够达到检测要求的灵敏度。

摘要： 运12F飞机是中航工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司正在研制的一款新型运输机,目前正处于调整试飞阶段.针对运12F飞机在调整试飞中可能出现的纵向操稳问题,预先开展了各种铰链力矩补偿方案对升降舵铰链力矩特性及对飞机纵向操稳特性的影响等方面的研究.计算分析表明,在运12F飞机现使用的升降舵铰链力矩补偿方案Z2J1的基础上,变化轴补偿和角补偿对升降舵铰链力矩特性和飞机纵向操稳特性均有很大影响.适当地增加角补偿可以增加运12F飞机着陆下滑状态下的纵向松杆静稳定性,同时可以减小起飞收襟翼状态下的升降舵操纵力。

摘要： 为满足独联体(CIS)适航相关条例要求,对新舟60飞机现有的单套机械硬式升降舵操纵系统进行了改进.将升降舵左右驾驶联动操纵,改进为仁滞情况下可以断开联动,左右驾驶员分别控制左右升降舵.针对改进情况,通过风洞试验,获得了无动力和带动力条件下单边升降舵卡滞的升降舵效率.根据试验结果分析了纵向操纵恢复飞行品质及适航条例符合性,为后续飞行试验验证及适航取证奠定了基础.

摘要： 在某型民机的结构设计中,使用了全复合材料升降舵.因搡纵部件安装要求,需在升降舵蒙皮上进行开口.通过仿真分析确定了与升降舵蒙皮开口位置承载水平相适应的边界补强方式,并进行了蒙皮开口结构在常温和湿热情况下的力学试验,得到了开口结构位移-载荷曲线.结果表明,分析与试验结果相符合,升降舵蒙皮开口结构满足设计要求.

摘要： 基于总体(GFEM)和细节有限元模型 (DFEM)，对升降舵扭力盒进行分析。通过对比发现基于总体有限元模型的分析方法简单、快捷，结合工程理论计算方法可以考察结构多种响应。基于细节有限元模型的结构分析方法耗时，结构对载荷的响应分析受软件计算能力的限制。但细节有限元模型能更真实反映结构细节，并具有较强的结构适应性。

摘要： 针对飞机全尺寸平尾、升降舵的铰链力矩低速风洞试验获得的数据，结合在缩比飞机模型测力试验中，采用多台天平测量升降舵的铰链力矩数据，通过比较两种不同试验获得的数据差异，提出产生这种差异的理论分析。最后对飞机飞行试验数据分析研究，给出如何将飞机铰链力矩风洞试验数据修正到真实飞机上的工程修正方法。

摘要： 一种包括在飞机控制表面(10)中的气动结构提供了在一方向上沿着控制表面的至少一部分延伸的翼梁(16)并且该翼梁包括沿着控制表面沿着延伸方向的多个弯曲部以提供适应致动器配件或者其他结构或操作要求的空间。

摘要： 一种包括在飞机控制表面(10)中的气动结构提供了在一方向上沿着控制表面的至少一部分延伸的翼梁(16)并且该翼梁包括沿着控制表面沿着延伸方向的多个弯曲部以提供适应致动器配件或者其他结构或操作要求的空间。

摘要： 用于艏升降舵舵轴的防护装置，在艏升降舵的舵叶横向端面的厚度方向和长度方向上均配设有至少两套防护机构，所述防护机构包括与所述舵轴平行设置的支撑轴，支撑轴滑动设于船体或潜水器壳体的贯通安装孔内；支撑轴背离舵叶的一端与连接块铰接，连接块另一端与曲柄两端之间的曲柄段铰接，曲柄一端与液压缸的活塞杆铰接，曲柄另一端铰接在支撑座上，在支撑轴的轴向方向上，连接块与曲柄的铰接中心位于支撑轴与连接块的铰接中心、曲柄与支撑座的铰接中心之间；液压缸缸体铰接支撑在支撑座上；活塞杆的伸缩带动支撑轴轴向移动。本发明能够承担舵叶与码头、冰块碰撞瞬间对舵轴产生的巨大作用力或波浪垂直于舵叶方向上的作用力，有效保护舵轴。

摘要： 本发明公开了一种飞机升降舵重量评估方法，属于飞机维修技术领域领域，其特征在于：包括以下步骤，步骤（1，制作多块试板；步骤（2，打磨升降舵原有漆面；步骤（3，安装试板；步骤（4，在升降舵和试板上同时进行喷漆；步骤（5，拆试板；步骤（6，称得喷漆后试板的重量；步骤（7，计算试板上的油漆重量；步骤（8，获得平均单位面积上的油漆重量；步骤（9，计算升降舵上油漆增加的重量；步骤（10，获取升降舵喷漆之前的重量；步骤（11，获得升降舵喷漆后的重量；步骤（12，获取升降舵的限制重量；步骤（13，对比升降舵漆后的重量和升降舵的限制重量。与现有技术相比较具有无需拆卸飞机升降舵，计算其重量的特点。

摘要： 用于艏升降舵舵轴的防护装置，在艏升降舵的舵叶横向端面的厚度方向和长度方向上均配设有至少两套防护机构，所述防护机构包括与所述舵轴平行设置的支撑轴，支撑轴滑动设于船体或潜水器壳体的贯通安装孔内；支撑轴背离舵叶的一端与连接块铰接，连接块另一端与曲柄两端之间的曲柄段铰接，曲柄一端与液压缸的活塞杆铰接，曲柄另一端铰接在支撑座上，在支撑轴的轴向方向上，连接块与曲柄的铰接中心位于支撑轴与连接块的铰接中心、曲柄与支撑座的铰接中心之间；液压缸缸体铰接支撑在支撑座上；活塞杆的伸缩带动支撑轴轴向移动。本发明能够承担舵叶与码头、冰块碰撞瞬间对舵轴产生的巨大作用力或波浪垂直于舵叶方向上的作用力，有效保护舵轴。

摘要： 本发明公开了通用飞机升降舵后缘铰链工装及使用方法，所述工装包括工装主体、若干铰链夹块、螺栓、钢条。所述使用方法包括：将所有涂抹粘结剂的铰链放入铰链夹块中，钢条穿过所有铰链夹块；将升降舵后缘卡入铰链粘结面中；螺栓穿过工装，并配合在升降舵开孔处，进行固定；对工装与升降舵预固化处理；将工装与升降舵、升降舵后缘铰链分离。本发明能够准确保证所有后缘铰链孔保持在同一水平上，减少部件的返修率，解决了配平调整片在安装后的活动存在应力的问题。

摘要： 本发明涉及一种高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法，属于飞行控制技术领域，解决了现有技术中针对高机动飞机升降舵效率损失故障的容错控制存在的故障信息估计不准确、容错控制适应性和可靠性差等问题。通过开展真实的无故障飞行试验和故障注入飞行试验，产生升降舵的舵面效率损失故障，采用俯仰角速率通道检测观测器和设定的俯仰角速率残差阈值进行故障检测和定位，利用改进后的自适应故障估计器进行故障估计，获得修正后的舵面效率损失故障估计值，进一步获得自适应容错控制器，并利用所述自适应容错控制器对舵面效率损失故障进行容错控制修复。实现了针对高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制。

摘要： 本申请属于飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平技术领域，具体涉及一种飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法，包括：其中，Δδe为飞机内重物沿航向变化升降舵附加偏转角配平量；Δδ1为飞机内重物沿航向变化对飞机重心产生附加抬头力矩对飞机升降舵附加偏转角的影响；n为飞机附加迎角对飞机升降舵附加偏转角配平的修正系数；N为飞机附加迎角对飞机升降舵附加偏转角配平的修正次数；m2为飞机内重物的质量；g为重力加速度；ΔX为飞机内重物沿航向移动的距离；ρ为大气密度；V为飞机飞行速度；S为飞机机翼的面积；c为飞机平均气动弦长；Cmδe为飞机升降舵效率。

摘要： 一种升降舵模块测试台，包括：测试台台架、测试系统和控制加载系统，测试系统和控制加载系统设于测试台台架上部。其中，测试系统包括：角度编码器、扭矩传感器、止动装置、传动杆、第一连接轴、第二连接轴、第三连接轴、支架和待测部件放置台。本实用新型与传统技术相比，通过增设测试系统，实现很好的填补了在升降舵模块维系领域的空白，摆脱了过去只能依靠国外OEM厂家维修的处境。

摘要： 本实用新型公开了一体折弯式升降舵调整片，包括调整片本体，所述调整片本体包括一体结构的V型件与弯折件，所述弯折件一侧向V型件内部延伸，两者之间重叠部分形成装配腔，合页铰链一侧插接在所述装配腔中，另一侧与升降舵后梁连接。本申请调整片本体一体折弯成型，减重且减少装配工序；合页铰链安装在上表面，所以调整片的旋转轴线是偏上的，且调整片折弯成侧视图近似为钝角三角形是为了预留出可以向下偏转的角度，这样设计既简单又方便安装拆卸。