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垂尾装配尺寸链公差分析与优化

教练机 2023年第1期 45-52页

作者：张勇余志明陈里根李根生航空工业洪都江西南昌330024

垂尾用于保证飞机航向稳定性,其装配精度受零件尺寸公差影响。传统上,设计师往往基于成熟经验进行相关零件尺寸的公差分配,且未考虑装配过程中对接接头间的相互影响,因而容易导致零件间的相互干涉,工作人员需对零件进行修挫打磨。本文... 详细信息

垂尾用于保证飞机航向稳定性,其装配精度受零件尺寸公差影响。传统上,设计师往往基于成熟经验进行相关零件尺寸的公差分配,且未考虑装配过程中对接接头间的相互影响,因而容易导致零件间的相互干涉,工作人员需对零件进行修挫打磨。本文基于尺寸链,考虑前后梁对接相互影响,根据尺寸链的空间传递,采用极限法和概率法进行垂尾装配尺寸链公差分析。对零件尺寸的上下偏差进行了优化,优化后的零件间间隙值均不小于0mm,保证了垂尾正常装配,提高了装配效率,且减少了不必要的重量。

关键词：垂尾尺寸链公差分配干涉概率法优化

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垂尾方向舵悬挂点螺栓断裂分析及改进

装备环境工程 2022年第7期19卷 75-82页

作者：杨嘉勤张平季国梁国营芜湖机械厂安徽芜湖241007

目的分析某型飞机在使用中其方向舵第4悬挂点连接螺栓出现不同程度断裂损伤的原因,并进行设计改进。方法从宏观和微观2个方面研究螺栓的断口形貌和特征,对螺栓材料进行金相组织分析和力学性能测试,与同类型飞机相同位置螺栓的结构和功... 详细信息

目的分析某型飞机在使用中其方向舵第4悬挂点连接螺栓出现不同程度断裂损伤的原因,并进行设计改进。方法从宏观和微观2个方面研究螺栓的断口形貌和特征,对螺栓材料进行金相组织分析和力学性能测试,与同类型飞机相同位置螺栓的结构和功能进行对比分析。结果螺栓断口边缘无明显的腐蚀和氧化特征,无有害的夹杂物和磷化物,硬度及拉伸强度符合材料力学性能要求。该型飞机方向舵第4悬挂点连接螺栓的结构较同类型飞机相同位置的螺栓结构应力集中更加明显,材料强度更低,存在设计缺陷。结论连接螺栓断裂性质为疲劳断裂,螺栓受到异常的拉伸和弯曲循环载荷作用是导致其疲劳断裂的主要原因。基于裂纹原因及性能对比分析提出的设计改进方案,在螺栓选材、强度、刚度和耐久性等方面符合飞机结构设计规范,经验证,满足飞机装配技术要求,实践表明,能够确保飞机寿命期的安全使用。

关键词：垂尾方向舵螺栓断裂

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直升机机身、平尾、垂尾的气动干扰

航空动力学报 2014年第5期29卷 1122-1127页

作者：吕少杰曹义华肖阳北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 总参陆航研究所机体发动机室北京101114

运用面元法模拟直升机机身流场,计算前飞状态的ROBIN(rotor body interaction)模型孤立机身顶部中线的压力系数分布,并与参考数据、CFD计算结果对比,验证了本方法的准确性.采用离散涡系模拟平尾、垂尾和短翼等升力面,以带短翼的UH-60直... 详细信息

运用面元法模拟直升机机身流场,计算前飞状态的ROBIN(rotor body interaction)模型孤立机身顶部中线的压力系数分布,并与参考数据、CFD计算结果对比,验证了本方法的准确性.采用离散涡系模拟平尾、垂尾和短翼等升力面,以带短翼的UH-60直升机为例,研究了升力面参数变化对机身、平尾、垂尾气动干扰的影响.结果表明:改变升力面的安装角显著改变了气流对其周围的绕流情况,在参数中影响最大;平尾参数尤其是安装角会对垂尾和短翼的压力系数产生较大影响;减小垂尾展长和增大短翼安装角会提升各自的压力系数.

关键词：气动干扰直升机平尾垂尾涡格法面元法

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一种飞机垂尾抖振载荷识别的新方法

航空学报 2013年第10期34卷 2333-2340页

作者：贾有杨智春西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所陕西西安710072

针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转... 详细信息

针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转化为时间函数的识别问题。通过垂尾结构的气动弹性运动方程推导出加速度响应功率谱密度与广义力功率谱密度之间的关系式,再由谱分解理论得出广义力功率密度与抖振载荷功率谱密度的关系式,最后根据空间分布函数的正交性逐点识别出时间函数。为了解决上述逐点识别过程中遇到的不适定问题,提出了一种新的正则化处理方法,并用牛顿迭代法选取最佳正则化因子。对一个垂尾模型,先用计算流体力学(CFD)仿真软件计算出垂尾模型上的抖振载荷,然后将这些抖振载荷施加在垂尾结构上,并计算出垂尾结构的抖振加速度响应,利用计算出的加速度响应识别出抖振载荷,并与计算的抖振载荷进行比较,从而验证了本文所提出的抖振载荷逐点识别方法具有很好的识别精度。

关键词：抖振载荷垂尾载荷识别正交分解正则化

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雷达尾涡对垂尾气动性能的影响

雷达尾涡对垂尾气动性能的影响

作者：朱有然天津大学

学位级别：硕士

虽然在直升机旋翼上方安装毫米波雷达能够显著提升直升机的航空电子集成设计水平和信息化集成度,但雷达诱导的尾涡作用在直升机的垂尾上,带来了新的空气动力学问题。为了研究雷达尾涡效应对垂尾气动性能的影响,本文利用Pointwise软件对... 详细信息

虽然在直升机旋翼上方安装毫米波雷达能够显著提升直升机的航空电子集成设计水平和信息化集成度,但雷达诱导的尾涡作用在直升机的垂尾上,带来了新的空气动力学问题。为了研究雷达尾涡效应对垂尾气动性能的影响,本文利用Pointwise软件对不同模型的计算域进行网格划分,并采用Fluent软件对圆柱绕流、雷达-垂尾以及改变雷达几何外形之后的流场进行数值模拟。在数值方法上,本文采用不可压缩的非定常雷诺平均N-S（URANS）方法和SSTΚ-ω湍流模型,基于有限体积法来离散方程,采用PISO算法来求解。在计算过程中,先定常计算得到一个较好的初始流场,然后采用非定常计算直至统计定常。首先,基于圆柱绕流模型验证了数值模拟方法的有效性,选定的网格为后续工况计算中网格参数的设置提供了参考。然后,基于雷达-垂尾简化模型验证了网格的无关性;基于原始雷达的流场,分析了三维涡结构的组成成分;基于垂尾气动性能参数和频谱特性,分析了安装角对雷达尾涡效应的影响;基于垂尾的受力特性,分析了雷达尾涡效应对垂尾气动性能的影响。最后,从三个方面改变雷达几何外形,分析了几何外形对雷达尾涡效应的影响。结果发现:加长雷达径向直径后会使雷达尾涡区中上部分涡结构在z方向上结构强度增大,从而增强了雷达尾涡效应;而在一定范围内加长雷达的法向直径可使月牙状三维涡的三维性减弱,但超过这一范围,继续加长法向直径会使雷达脱落涡强度变大从而增强雷达尾涡效应;增大雷达侧面母线的倾斜角度不能减弱雷达尾涡效应。

关键词：雷达垂尾尾涡效应数值模拟气动性能

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飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究

实验流体力学 2014年第2期28卷 21-26页

作者：李小路唐凯雷鸣中国飞行试验研究院西安710089

介绍了国内外垂尾抖振试飞的最新进展情况,并就抖振试飞中可以采用的试飞方法,从理论上进行了分析。飞行试验采用收敛转弯的试飞方法,通过在左、右垂尾上加装的振动加速度传感器,得到了不同马赫数下垂尾的抖振响应情况。在对数据进行均... 详细信息

介绍了国内外垂尾抖振试飞的最新进展情况,并就抖振试飞中可以采用的试飞方法,从理论上进行了分析。飞行试验采用收敛转弯的试飞方法,通过在左、右垂尾上加装的振动加速度传感器,得到了不同马赫数下垂尾的抖振响应情况。在对数据进行均方根分析、时频分析和自功率谱密度分析等方法的基础上建立起抖振响应和迎角、频率的关系后发现:垂尾抖振响应主要集中在垂尾低阶模态频率上;垂尾的抖振响应随迎角、马赫数的增加而增加,其中受迎角的影响大于受马赫数的影响;且飞机在超过初始抖振迎角以后,随迎角的继续增加,垂尾翼尖后缘处的抖振响应显著大于垂尾翼尖前缘位置。

关键词：抖振垂尾收敛转弯模态频率迎角

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民机偏航阻尼器对垂尾飞行载荷的影响

飞机设计 2022年第2期42卷 7-12页

作者：彭玉酌侯宗团唐朕西安飞机设计研究所陕西西安710089

为了研究偏航阻尼器对垂尾飞行载荷的影响,将偏航阻尼器模型与飞机动力学模型相结合,建立了垂尾飞行载荷分析模型。以某型民机为研究对象,对其典型巡航状态下偏航机动、横向离散阵风、发动机失效和往复蹬舵情况进行了计算分析。结果表明... 详细信息

为了研究偏航阻尼器对垂尾飞行载荷的影响,将偏航阻尼器模型与飞机动力学模型相结合,建立了垂尾飞行载荷分析模型。以某型民机为研究对象,对其典型巡航状态下偏航机动、横向离散阵风、发动机失效和往复蹬舵情况进行了计算分析。结果表明,偏航阻尼器可大幅降低飞机横侧向运动参数响应幅值,4种状态下的垂尾载荷均有较大程度降低。

关键词：偏航阻尼器垂尾飞行载荷

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复合材料垂尾表面应变计粘贴技术

科学技术与工程 2017年第30期17卷 348-351页

作者：韩小进庞晶晶刘柳闫楚良北京飞机强度研究所北京100083

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一。研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选... 详细信息

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一。研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序;而在载荷测试时,选取线性应变区则可不考虑该影响。

关键词：复合材料应变测试有限元垂尾

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垂尾动态疲劳试验一体化框架设计

物联网技术 2015年第1期5卷 67-70页

作者：李洪文刘崇锐李扬眉姜小玉王凯贺伟中国飞机强度研究所陕西西安710065

针对现代战机垂尾动态疲劳试验设计一套一体化加载框架,主要介绍了一体化框架在飞机结构强度试验中的设计流程及要点,验证了一体式框架在动态疲劳试验中的可行性。

关键词：一体化框架垂尾动态疲劳抖振试验