襟翼

摘要： 机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

摘要： 为了提高水下滑翔机的滑翔效率,本文提出一种翼身融合水下滑翔机。采用融合式的翼梢小翼,减弱翼梢效应;针对高升阻比的设计指标,将升降翼、襟翼特征引入滑翔机设计中,并定量给定各机构的指标参数量值;针对水下滑翔机的设计指标,完成翼身融合水下滑翔机的总体设计;基于模块化设计思想,对水下滑翔机的功能模块分舱独立设计,提高水下滑翔机的故障存活率;针对翼身融合的水下滑翔机的滑翔速度较小,提出大浮力调节装置,大大提高滑翔速度,提升抗流能力;基于有限元理论,对耐压舱室强度与稳定性进行数值计算与分析,结果表明各舱室满足水下工作要求。本文提出的翼身融合水下滑翔机,升阻比性能优越,可以实现对海洋环境的长时序观测任务。

摘要： 为解决无人机着陆滑跑短跑道的实际应用问题,设计着陆短距控制策略。以某型有人机改型的无人机为研究对象进行建模分析,设计常规固定翼无人机着陆控制律分析其着陆性能;设计连续襟翼直接力控制下的着陆纵向控制策略,有效地提高了无人机自主着陆的短距性能。通过仿真对比试验可知:该控制策略提高了对象无人机的着陆精度以及低速着陆下的抗风性能,实现了无人机的高精度短距着陆。

摘要： 机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

摘要： 空化空蚀作为水轮机运行过程中的常见问题,对水轮机性能以及机组安全稳定运行产生影响。该研究以HLX80-LJ-145混流式水轮机为研究对象,在原始转轮的基础上增加襟翼,利用ANSYS CFX对流量0.6Q_(d)、0.8Q_(d)和设计流量Q_(d)工况点下清水与含沙水的转轮空化现象展开数值分析。结果表明:转轮叶片吸力面靠近转轮出口边出现大面积空化;增加襟翼后转轮进口来流得到分流,水流流态变好,流线顺畅,水流和泥沙流速均减小,空泡体积分数减小,清水介质中流量0.6Q_(d)工况点减小最为明显,相对减小约16.35%;泥沙对转轮内的破坏减弱,含沙水介质中流量0.6Q_(d)工况点最大空泡体积分数相对减小约11.34%,空化性能得到改善。

摘要： 为进一步提高民机襟翼机电作动器系统的安全可靠性,文章提出了复合式机电作动器的概念,对机电作动器控制系统的余度结构设计和管理进行分析,设计了一种“双电机—四通道”控制模式。同时,从系统原因和危害两方面展开对复合余度形式中必然存在的力矩不均衡问题展开了深入分析,并就电传控制部分设计了一种基于电流误差反馈补偿的控制系统,解决了均衡系统力矩纠纷的问题。

摘要： 民用飞机襟翼下沉铰链机构是一种被广泛采用的收放运动机构,其维护成本对运营经济性影响较大。针对民用飞机襟翼下沉铰链机构维护成本预计与实际运营差距较大的问题,基于MSG-3(Maintenance Stee ring Group 3)分析法提出一种维护成本预计方法。以损伤容限分析结果为参考数据,通过MSG-3分析得到襟翼下沉铰链机构的检查方法、门槛值和检查间隔;根据维护任务的性质和来源,建立直接维护成本预计模型,对襟翼下沉铰链机构维护成本进行预计;以具体机型的襟翼下沉铰链机构为例,验证维护成本预计方法的可行性和有效性。结果表明:本文提出的维护成本预计方法能够较为全面地预计机体结构维护成本,相对其他方法更贴近实际运营。

摘要： 随着飞行控制系统功能的增强,要求襟翼作动系统能够执行更多的附加功能以提高飞行效率。以A320襟翼作动系统为参考对象,基于功能驱动的设计结构矩阵创建初始襟翼作动系统矩阵模型,进行少量修改并引入新的功能元素,利用聚类算法得到系统功能架构模型,开发满足多功能要求的襟翼作动系统架构。在初始架构的基础上,新架构经过较小更改就可以实现襟翼的独立控制和驱动,因此,基于设计结构矩阵可有效进行襟翼作动系统架构设计。

摘要： 针对某型飞机襟翼液压电磁阀故障,通过对襟翼液压电磁阀的构造和工作原理等进行分析,研究襟翼液压电磁阀故障产生的原因,对襟翼液压电磁阀的修理制定相应措施,避免故障再次发生.

摘要： 针对民机襟翼结构强度设计需求,提出基于平面气动分布形式的有限元节点载荷计算方法,包括坐标系变换、网格面选取、网格面节点压强求解、节点集中力求解、节点载荷修正等步骤.取某民机典型工况进行节点载荷计算验证,结果表明该方法计算的节点载荷与原始载荷误差极小,可广泛应用于襟翼结构内力计算和强度校核.

摘要： 以NACA65-1210叶型为基础,在稠度1.0的叶栅上,实验测量Gurney襟翼的气动特性。Gurney襟翼在叶片压力面,距离叶片尾缘5％弦长,高度分别为1％与3％弦长,测量了不同攻角下三种叶栅升阻比和气流转折角。与原始叶型的叶栅气动特性对比结果表明:襟翼高度为1％弦长时,气流转角与升力系数基本不变,总压损失平均下降12％,阻力系数普遍下降,升阻比平均提高上升10％;襟翼高度为3％弦长时,气流转角平均增加约8.7°,增幅63％,总压损失系数平均增加约36％,升力与阻力系数均大幅上升,但升阻比设计工况下约增加16.6％。不同攻角下,随着襟翼高度的增加,叶片压力面压力从尾部开始逐渐下降,襟翼高度越高对压力面影响越明显。

摘要： 飞机在起飞和着陆时，要求有高的升力系数，而在襟翼后缘流动分离严重，阻碍升力系数的增加，可以采取主动流动控制的方法控制分离，提高升力系数。本文利用数值模拟方法，采用SST k-w湍流模型，针对某多段翼，在襟翼设置吹吸气孔，分别进行吹、吸气控制，通过改变流量和孔的位置，进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明：应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数，且能延迟边界层的分离；不同的吹吸气孔流量、位置，对多段翼升力增量有不同程度的影响。

摘要： 根据襟翼电气操纵系统的通电故障,叙述了襟翼电气操纵系统功能、故障分析及线路改进过程.通过对机上线路的插头进行分解,进行导通和绝缘检测,排除了机上线路故障;通过对设计线路进行分析,发现在襟翼电气操纵系统与起落架收放操纵及信号系统的交联线路存在回流现象,致使在起落架收放操纵及信号系统通电检查时,襟翼系统不供电的情况下,电流从起落架信号断路器经过起落架信号盒,到襟翼系统的襟翼控制盒、襟翼电磁阀形成回路,导致襟翼在不给电的情况下被放下,设计原理存在严重的缺陷,提出了改进方案.和设计协商确认后,对襟翼电气操纵系统的原理、馈电图做了相应更改,时襟翼电气操纵系统与起落架收放操纵及信号系统进行了功能验证.试验证明:在线路改进后,襟翼电气操纵系统与起落架收放操纵及信号系统功能完好,而且故障得以排除,消除了重大的质量隐患.

摘要： 本文以某型教练机为例,从襟翼的收放运动着手,对襟翼收放机构的设计,襟翼收放过程中出现的一些现象进行分析,从中归纳总结出一些利弊,以便改进提高襟翼收放机构的设计,并消除襟翼收放过程中一些不正常的现象.用一句通俗的话来说,襟翼的唯一正确的运动规律是沿等百分线后退、收上.本文所谈的一些内容是工作中的一点积累,仅供参考.

摘要： 为开展电控旋翼系统的试验研究，须研制一套用于模型试验的原理性电控旋翼系统。本文首先讨论了用于驱动襟翼的电磁作动器的设计与测试，继而描述了电控旋翼桨叶/作动器一体化设计、桨毂设计、拉扭条设计与测试过程。最终成功研制出一套用于试验研究的原理性电控旋翼系统。

摘要： 该文采用中心差分的有限体积方法和分区技术求解了NS方程，分析讨论了三维襟翼的绕流流场，对“剪刀差”处的三维分离进行了探讨，初步揭示了绕流的主要特征及对附近物面压强的影响。同时，分析了三维襟翼前缘的分离流动。

摘要： 民用飞机襟／缝翼控制系统的精度对飞机的性能有较大影响，本文在分析襟／缝翼控制系统精度组成的基础上，提出其精度计算的方法，并进行了实例计算，结果表明：该方法是准确、有效的，在民机襟／缝翼控制系统设计中值得借鉴。

摘要： 本文公开用于将襟翼支撑在飞机机翼上的襟翼滚轮装置。所述襟翼滚轮装置包括但不限于滚轮组合件，其配置成与机翼的襟翼导轨滚动接合以及与襟翼装配件接合。所述襟翼滚轮装置还包括可移除地耦接到滚轮组合件的保持构件。所述滚轮组合件配置成在远离襟翼导轨的方向上通过襟翼装配件中的开口移动出来。当保持构件耦接到滚轮组合件时，所述保持构件配置成阻碍滚轮组合件通过开口移动出来。当将所述保持构件从所述滚轮组合件移除时，使得滚轮组合件能够通过开口移动出来。

摘要： 本发明涉及一种飞机的空气动力绕流体(K)，其具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在调节襟翼(K)上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且其中沿襟翼深度方向(KT)观察，在调节襟翼(K)的侧面上设有下述孔口：至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于后部的且在襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的区域(10b)内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼(K)的从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内；本发明还涉及一种主机翼的和调节襟翼(K)的构造，以及一种具有这样的空气动力绕流体的飞机。

摘要： 本发明属于飞机机翼技术领域，具体涉及一种襟翼与附加翼固连的双缝襟翼。包括附加翼和襟翼，所述附加翼和襟翼之间通过连杆固定连接，固定连接的附加翼和襟翼作为一个整体在一套驱动连接机构的作用下实现收放；在双缝襟翼处于放下状态时，主翼与附加翼之间、附加翼与襟翼之间分别存在一个缝隙，产生双缝襟翼的增升效果。本发明的双缝襟翼通过刚性连接的附加翼‑襟翼结构，在襟翼放下时实现了双缝襟翼的增升效果，同时保持其结构复杂程度与单缝/富勒襟翼相当，在同等结构复杂度条件下提升了升力，从而减小了机翼和襟翼面积需求，降低飞机重量，提升飞机性能。

摘要： 本文公开用于将襟翼支撑在飞机机翼上的襟翼滚轮装置。所述襟翼滚轮装置包括但不限于滚轮组合件，其配置成与机翼的襟翼导轨滚动接合以及与襟翼装配件接合。所述襟翼滚轮装置还包括可移除地耦接到滚轮组合件的保持构件。所述滚轮组合件配置成在远离襟翼导轨的方向上通过襟翼装配件中的开口移动出来。当保持构件耦接到滚轮组合件时，所述保持构件配置成阻碍滚轮组合件通过开口移动出来。当将所述保持构件从所述滚轮组合件移除时，使得滚轮组合件能够通过开口移动出来。

摘要： 本发明涉及一种飞机的空气动力绕流体(K)，其具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在调节襟翼(K)上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且其中沿襟翼深度方向(KT)观察，在调节襟翼(K)的侧面上设有下述孔口：至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于后部的且在襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的区域(10b)内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼(K)的从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内；本发明还涉及一种主机翼的和调节襟翼(K)的构造，以及一种具有这样的空气动力绕流体的飞机。

摘要： 本申请属于飞行控制系统设计领域，特别涉及一种襟翼控制系统及襟翼控制指令计算方法。系统包括：襟翼动力驱动装置通过襟翼作动线系与襟翼连接，用于带动襟翼舵面按预设的轨迹偏转；襟翼操纵指令传感器设置在驾驶舱中央操纵台上，用于获取襟翼操纵信号；襟翼位置传感器设置在襟翼的翼尖上，用于获取襟翼位置信号；襟翼控制计算机设置在设备舱，用于分别对襟翼操纵指令传感器以及襟翼位置传感器进行自监控，并根据襟翼操纵信号以及襟翼位置信号实现对襟翼动力驱动装置的控制。本申请能够实现襟翼控制指令的正确、可靠解算，防止出现襟翼控制指令计算失效或计算错误，导致飞机襟翼无法放下或非预期运动，影响飞行安全。

摘要： 本发明提供了一种尾缘襟翼控制方法、装置及尾缘襟翼驱动机构，其中，尾缘襟翼控制方法包括：获取尾缘襟翼所在叶片的叶片载荷、来流风速和来流风向；基于叶片载荷、来流风速和来流风向，计算得到尾缘襟翼的目标摆动角度；基于电机运行参数与摆动角度的关系，确定目标摆动角度对应的目标电机运行参数；控制电机按照目标电机运行参数运行，以控制尾缘襟翼摆动至目标摆动角度。通过令尾缘襟翼的摆动角度达到目标摆动角度，调节机翼表面的压力分布，在避免偏转调节装置打滑的同时，进一步提高传动精度，实现对叶片载荷的有效调控。

摘要： 本发明属于飞机机翼技术领域，具体涉及一种襟翼与附加翼固连的双缝襟翼。包括附加翼和襟翼，所述附加翼和襟翼之间通过连杆固定连接，固定连接的附加翼和襟翼作为一个整体在一套驱动连接机构的作用下实现收放；在双缝襟翼处于放下状态时，主翼与附加翼之间、附加翼与襟翼之间分别存在一个缝隙，产生双缝襟翼的增升效果。本发明的双缝襟翼通过刚性连接的附加翼‑襟翼结构，在襟翼放下时实现了双缝襟翼的增升效果，同时保持其结构复杂程度与单缝/富勒襟翼相当，在同等结构复杂度条件下提升了升力，从而减小了机翼和襟翼面积需求，降低飞机重量，提升飞机性能。

摘要： 本申请公开了一种襟翼致动机构和用于展开襟翼的方法。该襟翼致动机构包括附接到襟翼并通过枢转耦接件耦接到翼下结构的襟翼支架。曲轴构造为用于过中心旋转，该曲轴具有对准的内侧曲柄臂和外侧曲柄臂，内侧曲柄臂和外侧曲柄臂从设置在翼下结构中的轴向间隔开的内侧轴颈和外侧轴颈延伸，并且内侧曲柄臂和外侧曲柄臂构造成围绕内侧轴颈和外侧轴颈的旋转轴线旋转。曲柄销连接在内侧曲柄臂和外侧曲柄臂之间。致动杆具有可旋转地耦接到曲柄销的第一端和耦接到襟翼支架的第二端。曲轴的旋转使致动杆移位，以导致襟翼支架和襟翼的旋转。

摘要： 一种用于飞机的襟翼包括襟翼铰链和涡流发生器。襟翼铰链驱动襟翼在多个襟翼卡位之间运动，在驱动襟翼时，该襟翼铰链会发生侧向摆动。涡流发生器包括涡流发生器本体和其所连接的涡流发生器底座。涡流发生器底座上还设置有齿条，该齿条与齿轮相啮合，齿轮能够相对于齿条滚动。齿轮安装在连杆上，且连杆与襟翼铰链相连接，使得襟翼铰链的摆动能够带动齿轮相对于齿条滚动。该襟翼的涡流发生器结构简单，能够实现对襟翼后缘处的气流分离的精确控制。还涉及一种包括该襟翼的飞机。