垂尾

摘要： 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。

摘要： 2021年6月22日,印度洋上,美国航母“罗纳德·里根”号(CVN 76)上的舰员正在进行MH-6OR“海鹰”直升机起飞前作业准备。在寸土寸金的航母上,舰载直升机的停放就要这般紧凑折叠:收起的4叶主旋翼桨叶通过固定架与尾梁牢牢固定;尾部的平尾向上竖起,折在垂尾两侧,并与尾桨部分一并向左折叠收起.

摘要： 4.尾翼先将板材上的平尾外框、垂尾外框和加强条裁下并码放整齐,再把加强条比照尾冀外框的相应位置,在木条上画好标记,然后用锯子锯开木条,得到合适长度的加强条。切割木条时,为保证木条端面整齐,可先在标记两侧切出凹槽定位,再将木条锯开。

摘要： 图中的C-17运输机隶属于美国军第911空运联队。该部队成立于1963年,军民两用的匹兹堡国际机场是911联队的本场。请注意这些运输机的垂尾标志,当代美国空军运输机部队常见的黄黑彩条写有部队本场"匹兹堡"字样,国旗下方的"AFRC"则代表了该联队所隶属的美国空军预备役司令部。

摘要： 2019年9月27日,俄罗斯国防部公布了S-70猎人B无人机与苏-57比翼齐飞的视频,并宣称猎人B将成为苏-57的"千里眼"和"长臂"。结合此前苏-57便已在垂尾上喷涂了S-70猎人B无人机的剪影,有观点认为,猎人B将成为苏-57的"忠诚僚机"。二者结合,不仅让苏-57战斗效能跃上了一个新台阶,而且让俄罗斯在第六代战斗机预研方面,跟上了时代潮流。事实果真如此吗?

摘要： 2019年9月3日,在波兰举行的国际国防工业展览会期间,美空军派出了F-15战机进行了飞行展示。图中三架FT5的机尾编号都是LN,说明其来自美军驻英国莱肯希思空军基地的第48战术战斗机联队。垂尾上三种颜色代表三个不同的中队,蓝色垂尾的是F-15C,来自第492战斗机中队;红色垂尾的是FT5E,来自第494战斗机中队;黄色垂尾的是F-15E,来自第493战斗机中队。这三架FT5应该是从英国驻地前往波兰的途中,正在接受KC-135加油机的空中加油。图中这架KC-135的机尾有大写字母D,说明其来自美空军第100空中加油机联队,属于驻欧空军司令部旗下。

摘要： 在2019英国纹身会的天空,来自德国空军的“台风”战斗机吸引了观众的眼球。垂尾上的男性是德意志帝国陆军航空兵飞行员曼弗雷德·阿尔布雷希特·冯·里希持霍芬,外号“红色男爵”,他也是战斗机联队指挥官和第一次世界大战中击落最多敌机的战斗机王牌,共击落80架敌机,有“王牌中的王牌”之美誉。

摘要： 结合某涵道式尾桨直升机载荷谱试飞,研究分析垂尾实测载荷.通过地面载荷校准试验,采用多元回归分析,建立了载荷方程,统计了直升机典型飞行动作下的垂尾载荷,系统地分析了该型直升机垂尾实测载荷的影响因素,研究了载荷随直升机飞行状态参数的变化规律,讨论了不同直升机科目下的垂尾载荷变化规律及影响因素,建立了直升机部件实测载荷数据分析方法,为直升机后续试飞提供技术支持.

摘要： 针对低空突防飞机垂尾隐身优化问题,建立基于径向基函数的垂尾隐身特性代理模型;应用遗传算法,以垂尾隐身代理模型为目标函数,以尾容量为约束条件进行优化计算.计算结果表明:对垂尾的隐身优化设计是可行的,能够较好的提高飞机突防作战状况下的侧向隐身性能.

摘要： 以压电垂尾结构为模型,使用多模态加速度反馈控制方法,研究了垂尾抖振控制问题.首先,根据正位置反馈(PPF)控制提出了加速度反馈控制方法,使用ARX模型辨识方法进行控制系统建模,设计控制器,风洞试验验证了使用多模态加速度反馈控制方法能有效控制垂尾结构的抖振响应。

摘要： 原Z9复合材料垂尾零件数量多,装配复杂,制造成本高.在Z9复合材料垂尾上应用整体化设计与制造技术可以降低结构重量,减少制造、使用和维护成本,提高结构整体性.本文重点论述了国外复合材料整体化技术状况并阐述了Z9整体化复合材料垂尾的技术方案.

摘要： 该文通过一个工程应用实例来探讨复合材料全尺寸部件的完整性试验证的方法。该例的复合材料垂尾已经装机并成批生产。用一个试验件完成了全部的静力试验、耐久性／损伤容限试验和剩余强度试验，并在损伤容限试验中引入了冲击损伤，首次在全部耐久性／损伤容限试验期内采用乘以载荷放大固子的加重谱进行试验。该些试验验证技术的实际应用，不仅有效地验证了复合材料垂尾的结构完整性，而且可推广应用所有复合材料装机部件或在研部件的完整性的评估和分析中去。

摘要： 该文介绍了歼Ｘ复合材料壁板垂尾的研制状态及装机后随机飞行情况，给出了飞行前后检查结果及结论。

摘要： 根据随机振动理论和Jones法推导了抖振激励参数,并探讨了其物理意义和具体应用.结合双垂尾飞机模型抖振风洞试验,详细介绍了将试验数据归纳为抖振激励参数的方法.研究表明,抖振激励参数能够统一不同研究者针对不同飞机结构的抖振试验结果,是衡量机翼、垂尾抖振强烈程度的有效参数.严重抖振时,机翼的抖振激励参数约为0.003,垂尾比机翼的数值大一个量级.相关无量纲参数E、K有助于风洞抖振试验中相似比的确定,便于对比风洞试验和飞行测试数据.抖振激励参数确定了影响抖振强烈程度的物理量,可定性指导抖振减缓的理论研究.

摘要： 本发明公开了一种实现破损安全的垂尾主盒段翼梁梢部平垂尾对接接头。包括安装于垂尾梁(1)两侧缘条(2)端部的连接组件；连接组件包括将所述缘条(2)夹持固定的外接头和内接头；所述的外接头包括两端分别与缘条(2)和梢肋连接接头(8)外侧壁连接的外耳片Ⅰ(3)，外耳片Ⅰ(3)的外侧壁叠放有外耳片Ⅱ(4)，外耳片Ⅰ(3)的端部超出外耳片Ⅱ(4)；所述的内接头包括两端分别与缘条(2)和梢肋连接接头(8)内侧壁连接的内耳片Ⅰ(5)，内耳片Ⅰ(5)的外侧壁叠放有内耳片Ⅱ(6)，内耳片Ⅰ(5)的端部超出内耳片Ⅱ(6)。本发明具有结构简单、易于制造、方便安装、可靠性高，实现了接头的破损安全设计的特点。

摘要： 本发明公开了一种具有垂尾展开装置的侧置单垂尾巡飞器，垂尾与垂尾转轴和拉簧挂钩固连，弹性挡圈套装在垂尾转轴上，拉簧挂钩可在弹身侧板的导向槽内滑动；拉簧挂钩的第二端与拉簧的第一端连接，拉簧的第二端固定在弹身内部，垂尾处于折叠状态时，拉簧处于拉伸状态。本申请中巡飞器采用单个侧置可折叠垂尾，将传统巡飞器的两个垂尾减少至一个，在保证航向静稳定性要求的同时减少了巡飞器的折叠翼面数量，从而减轻弹体结构重量、减少折叠机构数量和复杂度；垂尾展开装置采用拉簧提供驱动力，通过加装滚针端面轴承减小垂尾转动过程中的摩擦力，并通过在弹身侧壁预留导向槽实现垂尾转动限位，展开装置简单、可靠、重量轻，安装占用空间小。

摘要： 本发明公开了一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：1)建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；2)基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；3)建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；4)将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；5)计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；6)完成平尾构型修正，解决了常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题，本发明保证了飞机外倾双垂尾布局飞机的纵向和航向的操稳品质。

摘要： 本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种用于辅助垂尾拆装的支撑固定平台，本发明的用于辅助垂尾拆装的支撑固定平台在机架上设置若干个支座，支座上设置有交点定位部，通过交点定位部定位和固定垂尾在支撑固定平台上的垂尾，保证垂尾对合台底部区域的装配要求，并且交点定位部包括主体和自主体上端面突起的两个导向部，垂尾下端相应的连接孔位置可插入至两个导向部之间的位置，并且通过锥销件插接到连接孔中，确保垂尾与支撑固定平台固定连接，而垂尾置于交点定位部上，锥销件仅用于限位固定作用，避免锥销件受剪而发生变形的问题，锥销件方便自限位孔处拔出从而将垂尾从机架处拆下，方便垂尾入架和出架。

摘要： 本发明公开了一种零长发射无人机可抛式垂尾结构，包括纵梁以及与纵梁连接的蒙皮，所述蒙皮的两侧非对称滑动共形设置有可调角片，所述纵梁的两侧对应可调角片的位置分对称设置有连接角片；所述连接角片上设置有朝向可调角片延伸的爆炸螺栓组件，所述可调角片上设置有供爆炸螺栓组件穿过并线性调节的腰形孔；所述可调角片远离蒙皮的一侧设置有垂尾；本发明能够在无人机弹射起飞时稳固支撑垂尾以保持垂尾的稳定性，同时在无人机顺利起飞后迅速安全的抛离垂尾，同时避免抛离的碎片散落造成无人机损伤。

摘要： 一种飞机平尾与垂尾的连接结构及平尾拆装方法，该连接结构包含平尾支架和垂尾支架，所述的平尾支架为T形接头结构，平尾支架的上端面连接在平尾结构梁的下表面，平尾支架的下端为单耳接头，所述的垂尾支架为倒T形接头结构，垂尾支架的下端面支撑在垂尾梁结构顶端，垂尾支架的上端为双耳接头，飞机平尾通过平尾支架的单耳接头对接在垂尾的垂尾支架的双耳接头，并通过对接螺栓紧固连接，拆装平尾时，通过垂尾两侧的维护口盖即可将平尾支架与垂尾支架的对接螺栓连接或打开，实施对平尾的快速拆装。

摘要： 本发明提供了飞机强度测试的全动垂尾抖振试验中边界刚度模拟系统，属于飞机测试技术领域。包括通过地脚螺栓与地面连接的安装底板、设于所述安装底板上的边界动刚度模拟组件、设于安装底板上的旋转动刚度模拟组件，边界动刚度模拟组件和旋转动刚度模拟组件与飞机垂尾连接；通过边界动刚度模拟组件模拟全动垂尾结构真实状态下的弯曲支撑动刚度，并可根据垂尾一弯、二弯的模态频率设计相应的盒段厚度；通过旋转动刚度模拟组件模拟全动垂尾旋转支撑动刚度，并可根据全动垂尾一扭、二扭模态频率设计不同的弹性元件厚度，有效地保证了垂尾结构在地面安装状态下与真实飞行状态的主要模态频率一致，提高飞机强度测试中全动垂尾抖振试验结果的精准度。

摘要： 本实用新型公开了一种具有垂尾展开装置的侧置单垂尾巡飞器，垂尾与垂尾转轴和拉簧挂钩固连，弹性挡圈套装在垂尾转轴上，拉簧挂钩可在弹身侧板的导向槽内滑动；拉簧挂钩的第二端与拉簧的第一端连接，拉簧的第二端固定在弹身内部，垂尾处于折叠状态时，拉簧处于拉伸状态。本申请中巡飞器采用单个侧置可折叠垂尾，将传统巡飞器的两个垂尾减少至一个，在保证航向静稳定性要求的同时减少了巡飞器的折叠翼面数量，从而减轻弹体结构重量、减少折叠机构数量和复杂度；垂尾展开装置采用拉簧提供驱动力，通过加装滚针端面轴承减小垂尾转动过程中的摩擦力，并通过在弹身侧壁预留导向槽实现垂尾转动限位，展开装置简单、可靠、重量轻，安装占用空间小。

摘要： 本实用新型公开了一种垂尾式螺旋翼无人机植保喷药器，包括无人机(1)、喷药垂尾(2)、药箱(4)、喷杆(5)、高度气压计(6)和加速度计(7)，其特征是：喷药垂尾(2)旋拧在无人机(1)的药箱(4)下面，两个高度气压计(6)分别固定在无人机(1)和喷药垂尾(2)的末端上，高度气压计检测飞行器的飞行高度，配合使用加速度计(7)来推测速度，实现高度控制。本实用新型是通过在无人机的药箱下旋拧喷药垂尾，令其深入到植物内部喷洒农药，避免在株高较高，密度较大的情况下药液只能喷施到植物的上层叶片，结构合理，实用性强，符合科学高效的理念。

摘要： 本实用新型公开了一种后机身与平垂尾连接组合支架，包括加强支架和连接支架，所述加强支架包括一体结构的加强顶板和加强侧板，所述加强顶板两侧分别与加强侧板顶部相连；所述连接支架包括一体结构的连接顶板和连接立板，所述连接顶板两端分别与连接立板顶部相连；所述加强支架位于连接支架内，两者通过连接立板两侧向内延伸的护板进行固定。本申请将一体结构的平垂尾连接支架拆分成加强支架和连接支架，再通过铆接连接起来，挺高零件的局部刚度，切除一些不受力的材料，减轻整体重量，使每个零件的加工变得极其简单，利于生产制造。