期刊文献+
共找到604篇文章
< 1 2 31 >
每页显示 20 50 100
有机氟/硅改性丙烯酸-聚氨酯飞机蒙皮涂层的制备及其防/除冰性能研究
1
作者 樊超 孙成刚 +3 位作者 刘钰博 薛瑞丽 吴杨 周峰 《表面技术》 北大核心 2025年第12期207-216,共10页
目的 研制满足飞机蒙皮防护技术要求的防/除冰涂料。方法 通过自由基聚合反应合成一种有机氟/硅改性丙烯酸树脂,使用该树脂制备了一种飞机蒙皮基漆,该基漆与多异氰酸酯固化剂经室温固化后制备成防/除冰涂料。利用扫描电镜(SEM)、原子力... 目的 研制满足飞机蒙皮防护技术要求的防/除冰涂料。方法 通过自由基聚合反应合成一种有机氟/硅改性丙烯酸树脂,使用该树脂制备了一种飞机蒙皮基漆,该基漆与多异氰酸酯固化剂经室温固化后制备成防/除冰涂料。利用扫描电镜(SEM)、原子力显微镜(AFM)等仪器对涂层表面形貌、润湿、润滑性能进行评价;按照国标方法及大飞机蒙皮涂层测试要求,对其力学性能、耐盐雾、耐液体性能进行系统测试;利用低温模拟冰风洞试验机、冰附着力测试仪对涂层防冰、除冰性能进行评价。结果 成功合成了有机氟/硅改性丙烯酸树脂,并制备了一种适用于飞机防护的蒙皮涂料。该涂层表面摩擦系数约0.075,柔韧性1 mm,耐冲击50 cm,铅笔硬度4H,附着力:0级(划格法),1级(划圈法),7.5 MPa(拉开法),耐磨性28.1 mg,光泽度90.3,耐沾污性0级,水接触角105°,耐高温、耐水、耐油、耐盐雾腐蚀和耐低温性均无明显异常,耐雨蚀性剥离宽度0.5~2.0 mm,冰附着强度(150 kPa)明显小于商用蒙皮涂料(250 kPa),防/除冰效果明显。结论 制备的防除/冰蒙皮防护涂层综合性能良好,指标满足民用飞机蒙皮涂层性能要求,经小型冰风洞实验证实有明显的防冰效果,适用于飞机机翼前缘后流水区域的防冰。 展开更多
关键词 有机氟/硅改性树脂 蒙皮涂层 疏水 低表面能 自润滑 防/除冰
在线阅读 下载PDF
基于稀疏贝叶斯优化的翼型设计可解释性研究
2
作者 林健 吕宏强 +3 位作者 黄增辉 刘子敬 虞建 刘学军 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期22-33,I0001,共13页
贝叶斯优化框架具有优化效率高、效果好等特点,适合解决高维黑盒优化问题,适用于飞机翼型设计领域。然而其优化过程不透明,难以直观理解机器优化结果和翼型典型物理特征之间的联系,如何解释贝叶斯优化进程仍然是一个挑战。针对这一问题... 贝叶斯优化框架具有优化效率高、效果好等特点,适合解决高维黑盒优化问题,适用于飞机翼型设计领域。然而其优化过程不透明,难以直观理解机器优化结果和翼型典型物理特征之间的联系,如何解释贝叶斯优化进程仍然是一个挑战。针对这一问题,本文提出了一种基于稀疏贝叶斯优化框架的翼型优化可解释性方法,使用具有物理意义的典型几何特征参与优化进程,在贝叶斯优化过程中对翼型特征进行稀疏,同时获得可解释性信息。在以RAE2822为基准翼型的超临界翼型优化算例上验证该方法。实验结果表明,该方法在优化气动性能的同时尽可能地减少了翼型设计维度,使其在保证气动性能良好的情况下具备了一定的可解释性,能直观地了解翼型各参数对优化目标的影响程度,辅助翼型设计人员进行决策和判断。 展开更多
关键词 贝叶斯优化 可解释性 翼型物理特征 翼型设计 维度稀疏
在线阅读 下载PDF
民用飞机空调系统性能仿真与燃油代偿损失研究
3
作者 吴成云 孙浩然 《化工学报》 北大核心 2025年第S1期351-359,共9页
民用飞机空调系统为座舱提供舒适的热环境,是保障乘客健康安全的重要系统。目前民用飞机空调多采用三轮升压式高压除水系统,该系统以发动机引气作为热源、以冲压空气作为冷源,由此引起的燃油代偿损失不可忽略。为了分析民用飞机空调系... 民用飞机空调系统为座舱提供舒适的热环境,是保障乘客健康安全的重要系统。目前民用飞机空调多采用三轮升压式高压除水系统,该系统以发动机引气作为热源、以冲压空气作为冷源,由此引起的燃油代偿损失不可忽略。为了分析民用飞机空调系统的经济性,本文建立了民机空调系统动态仿真模型,并提出了民机空调系统燃油代偿损失分析方法;基于系统动态仿真模型计算系统工作参数,结合发动机性能盘获取燃油比耗,实现系统的燃油代偿损失分析。结果表明,空调系统引气对系统燃油代偿损失影响较大,在巡航高度31000 ft下,空调系统引气产生的燃油代偿损失占系统燃油代偿总量的51.3%;空调系统引气整体优化10%,可使系统燃油代偿损失总量降低5.3%。 展开更多
关键词 民用飞机 空调系统 动态仿真 模型 经济
在线阅读 下载PDF
1979—2021年南极洲飞机可起降率的气候态及其年际变化趋势研究
4
作者 卢嘉杰 程灵巧 +8 位作者 于乐江 肖恩照 张建军 陈望春 倪洪波 霍海峰 张波 张体军 孙波 《极地研究》 北大核心 2025年第1期26-38,共13页
基于1979—2021年的气象再分析数据,本文研究了南极洲的近地面气象要素满足航空起降要求的概率分布(即可起降率的变化)。结果表明,南极洲飞机可起降率具有显著的季节性和空间差异等时空变化特征:西南极飞机可起降率总是高于东南极高原区... 基于1979—2021年的气象再分析数据,本文研究了南极洲的近地面气象要素满足航空起降要求的概率分布(即可起降率的变化)。结果表明,南极洲飞机可起降率具有显著的季节性和空间差异等时空变化特征:西南极飞机可起降率总是高于东南极高原区域,如西南极的夏季可起降率气候态平均高达57.0%,而东南极的高原区域只达到49.4%;夏季最高,然后依次为春季、秋季和冬季。从长期变化趋势角度来看,夏季大部分内陆地区飞机的可起降率呈现显著降低趋势,多数沿海地区可起降率呈上升趋势;在春季,大部分高原地区和威德尔海内侧地区等飞机可起降率也呈现显著上升趋势。在考虑日照时间的前提下,各个子区域的大部分季节里近地面风速、温度和能见度的影响各异。沿海地区飞机可起降率更易受风速影响,高纬地区(包括东南极高原和整个西南极)更易受降雨(含降雪)情况控制的能见度影响。此外,南极几个主要冰架区域升温严重,因此,在机场选址时还应考虑冰架或内部冰盖崩塌的潜在威胁。 展开更多
关键词 可起降率 气象要素 时空变化 航空 南极洲
在线阅读 下载PDF
民用飞机机身表面静压孔气动布局设计研究 被引量:10
5
作者 孙一峰 杨士普 +1 位作者 方阳 陈迎春 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第5期673-677,共5页
静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件... 静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件计算了某现代民机在不同飞行马赫数和迎角下的机身表面静压分布,对计算结果的统计处理显示机身表面规律性的存在静压恢复系数对迎角变化的不敏感区。根据结果,提出了该不敏感区宜于作为机身表面静压孔安装位置选取的参考基线,随后的风洞试验验证了基于上述原则选取的静压孔初步安装位置。全文提出并发展的基于静压场数值计算及结果统计后处理的方法为表面静压孔的气动布局定位提供了一种定量直观的新思路。 展开更多
关键词 民用飞机 表面静压孔 静压 计算流体力学 风洞试验
在线阅读 下载PDF
民用飞机应急断离典型结构设计及试验研究 被引量:5
6
作者 李泽江 陈海欢 刘汉旭 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期83-89,共7页
应急断离结构主要用于飞机的重要连接部位,如发动机吊挂接头、起落架接头及襟翼连接接头等,其结构设计及适航验证是民用飞机机体结构设计的关键技术。为表明民用飞机适航性,通过对民用飞机适航条款(CCAR-25)及应急着陆情况的分析,研究... 应急断离结构主要用于飞机的重要连接部位,如发动机吊挂接头、起落架接头及襟翼连接接头等,其结构设计及适航验证是民用飞机机体结构设计的关键技术。为表明民用飞机适航性,通过对民用飞机适航条款(CCAR-25)及应急着陆情况的分析,研究给出了民用飞机应急断离典型结构的设计方法及适航验证流程,并基于此对应急断离典型结构进行设计和试验验证。结果表明:所采用的民用飞机应急断离设计方法及试验方案满足适航要求,可运用于民用飞机应急断离典型结构设计及民用飞机适航验证;断离时间及断离失效判据与理论预测结果吻合较好,可为典型结构断离设计提供理论依据。 展开更多
关键词 民用飞机 应急着陆 应急断离典型结构 适航符合性验证 断离时间
在线阅读 下载PDF
基于模型的民用飞机集成设计研究 被引量:3
7
作者 乔文峰 李正强 +1 位作者 黄帅 姚志超 《航空制造技术》 2015年第4期72-77,共6页
在研究基于模型的飞机集成研发方法发展历程的基础上,结合民机开发集成的主流设计方法与新技术,研究了基于模型驱动系统工程的设计技术。深入分析基于模型驱动系统工程的相关基础理论和实际应用,进而推动集成研发技术的进一步发展,对于... 在研究基于模型的飞机集成研发方法发展历程的基础上,结合民机开发集成的主流设计方法与新技术,研究了基于模型驱动系统工程的设计技术。深入分析基于模型驱动系统工程的相关基础理论和实际应用,进而推动集成研发技术的进一步发展,对于逐步实现飞机集成研发过程的完整性和系统性具有重要意义。 展开更多
关键词 集成设计 民用飞机 基于模型 系统工程 研发技术 模型驱动 基础理论 设计方法
在线阅读 下载PDF
流线型民用飞机机头外形的参数化设计方法研究 被引量:3
8
作者 王磊 陈学刚 《机械设计与制造》 北大核心 2023年第11期60-63,共4页
民用飞机机头设计是飞机设计的亮点和难点,流线型机头设计已然成为一种趋势。由于其约束条件复杂、型号进度紧张,设计难度较大。这里研究了一种参数化机头设计方法,区别于传统参数化,本方法不是简单直观地定义产品外形参数,也不是仅依... 民用飞机机头设计是飞机设计的亮点和难点,流线型机头设计已然成为一种趋势。由于其约束条件复杂、型号进度紧张,设计难度较大。这里研究了一种参数化机头设计方法,区别于传统参数化,本方法不是简单直观地定义产品外形参数,也不是仅依靠单一约束来评判设计好坏,而是采用系统工程理念,全面捕获各类需求并综合权衡,聚焦于在复杂约束中提炼并自定义影响飞机整体性能的参数,形成了一套完整的优化设计方法。使用本方法设计出的机头外形方案通过了CFD计算和风洞试验选型验证,确认了该方法的可行性,极大地缩短了机头优化选型时间。 展开更多
关键词 民用飞机 流线型机头设计 参数化
在线阅读 下载PDF
民航飞机液压系统虚拟性能样机设计及应用研究 被引量:3
9
作者 吴双 马建平 《机电工程》 CAS 2017年第11期1270-1274,共5页
为了解决民航飞机液压系统试验测试验证工作的诸多挑战,对虚拟试验技术在试验与评价工作的应用进行了研究,提出并研制了一种基于虚拟试验技术的民航飞机液压系统虚拟性能样机平台,描述了该平台的整体架构、功能模块和虚拟仿真试验的工... 为了解决民航飞机液压系统试验测试验证工作的诸多挑战,对虚拟试验技术在试验与评价工作的应用进行了研究,提出并研制了一种基于虚拟试验技术的民航飞机液压系统虚拟性能样机平台,描述了该平台的整体架构、功能模块和虚拟仿真试验的工作流程。该平台具备液压系统模型开发、集成仿真、参数优化等功能,利用泵出口压力脉动仿真测试分析等试验初步验证了该系统的计算可信度。研究结果表明:该性能样机平台能够有效开展液压系统设计优化和虚拟试验验证,平台灵活性强,虚拟试验方法合理;通过前期研究,为进一步扩大后续应用范围奠定了很好的基础。 展开更多
关键词 民航飞机 液压系统 虚拟性能样机 模型 仿真
在线阅读 下载PDF
基于CFD方法的民用飞机缩比飞行试验尺度效应研究 被引量:1
10
作者 陈恺 吴大卫 +3 位作者 孙宇辰 陈石 程攀 毛昆 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期77-83,I0002,共8页
缩比飞行试验在民用飞机的研制过程中日益受到重视,其尺度效应影响评估是设计缩比飞行试验工况的基础,也是确认飞行数据适用性的关键。基于几何和动力学相似准则,针对某民用飞机及其缩比验证机设计分析工况组,采用计算流体力学方法研究... 缩比飞行试验在民用飞机的研制过程中日益受到重视,其尺度效应影响评估是设计缩比飞行试验工况的基础,也是确认飞行数据适用性的关键。基于几何和动力学相似准则,针对某民用飞机及其缩比验证机设计分析工况组,采用计算流体力学方法研究相似准则参数(马赫数Ma、雷诺数Re、弗劳德数Fr)对气动载荷、典型气动导数及弹性变形的影响。研究结果表明,在动力学相似时,验证机与原型机间的气动特性差异主要来源于马赫数,雷诺数影响较小;当原型机以中低马赫数(Ma<0.5)飞行时,此时马赫数压缩效应不明显,验证机与原型机具有近似的展向与弦向载荷分布特征,典型稳定导数及操纵导数差异约10%,在控制律设计鲁棒性范围内;进一步保持质量与刚度分布相似时,机翼翼尖扭转变形差异不超过0.5°,挠度差异不超过0.5%,在工程上属于可接受的范围。 展开更多
关键词 缩比验证飞行 相似准则 尺度效应 气动特性 机翼 弹性变形
在线阅读 下载PDF
民用飞机大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验
11
作者 尼早 黄一桓 谢海军 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第6期35-44,I0001,共11页
针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫... 针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫数下,迎角为正时,弹性模型的升力和阻力系数均小于刚性模型;固定迎角下,在不同马赫数范围内,弹性模型的升力、阻力系数和升力线斜率均小于刚性模型。在迎角0°~6°的范围内,翼根弯矩弹刚比小于翼根剪力弹刚比,证实了大展弦比大柔性机翼的静气动弹性效应可以在机翼翼根剪力不变的情况下有效降低机翼翼根弯矩。流场显示结果表明,机翼翼尖最大变形超过200 mm。机翼外侧受弹性变形影响产生了负扭转,减小了当地迎角,从而降低了翼根的剪力、弯矩和扭矩。本研究明确了静气动弹性效应对机翼载荷的重要影响,为大展弦比大柔性机翼载荷设计提供了设计依据。 展开更多
关键词 静气动弹性 机翼载荷 风洞试验 大柔度机翼 大展弦比机翼
在线阅读 下载PDF
飞机燃油管路安装间隙闪电击穿电压研究 被引量:3
12
作者 姜亮 刘春阳 姚永杰 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期28-32,共5页
闪电击穿电压是飞机遭遇闪电雷击时会否在燃油箱内产生电火花的重要评判指标。为研究飞机燃油箱内典型燃油管路安装间隙下的闪电击穿电压,搭建了闪电击穿电压测试台架,并采用可调冲击电压发生器模拟出符合标准《SAE ARP5412B》要求的闪... 闪电击穿电压是飞机遭遇闪电雷击时会否在燃油箱内产生电火花的重要评判指标。为研究飞机燃油箱内典型燃油管路安装间隙下的闪电击穿电压,搭建了闪电击穿电压测试台架,并采用可调冲击电压发生器模拟出符合标准《SAE ARP5412B》要求的闪电电压波形。实验发现:安装间隙为3 mm时,实验室环境下测得的最小临界耐受击穿电压值为9.0 kV,飞机燃油箱内燃油管路周围部件的种类和燃油管路的安装形式对闪电击穿电压的影响不大,燃油管路的管径大小以及管路表面的油漆层对闪电击穿电压的影响可忽略不计,保持3 mm安装间隙不变,在部件表面涂覆1 mm厚密封胶,耐受击穿电压值从9.9 kV跃增至22.5 kV,安装间隙击穿所需的电压幅值大幅提高。实验结果表明:在燃油管路表面涂覆密封胶是减缓小间隙处发生闪电击穿风险的一种有效措施,可为飞机燃油管路安装间距选取和闪电防护设计提供参考和依据。 展开更多
关键词 飞机燃油箱 燃油管路 闪电防护 击穿电压
在线阅读 下载PDF
制造工艺对飞机铝锂合金结构细节疲劳性能影响研究 被引量:1
13
作者 蔡玲 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2024年第3期533-539,共7页
研究制造工艺(铣圆转速、孔边倒角、干涉量等)对飞机铝锂合金结构细节疲劳性能DFR的影响。结果表明:在一定铣圆转速范围内,存在最优铣圆转速;孔边倒角可以有效减轻应力集中现象,提高疲劳性能;干涉配合铆接在孔壁引入残余压应力,对孔连... 研究制造工艺(铣圆转速、孔边倒角、干涉量等)对飞机铝锂合金结构细节疲劳性能DFR的影响。结果表明:在一定铣圆转速范围内,存在最优铣圆转速;孔边倒角可以有效减轻应力集中现象,提高疲劳性能;干涉配合铆接在孔壁引入残余压应力,对孔连接具有一定强化作用,通过增加干涉量可使连接达到与整体材料相当的疲劳寿命,不再是铆接件中最薄弱“环节”。 展开更多
关键词 铝锂合金 细节疲劳额定值 铣切速度 孔边倒角
在线阅读 下载PDF
民用飞机燃油箱固有安全线路设计的研究 被引量:2
14
作者 陈卓 李庆南 《航空制造技术》 北大核心 2014年第4期66-68,73,共4页
针对民用飞机进入燃油箱的固有安全线路进行分析,提出设计思路,并通过试验计算的分析方法验证燃油箱的固有安全线路满足安全性要求。
关键词 点火源 固有安全线路
在线阅读 下载PDF
带约束的遗传算法理论研究及其在某型飞机耳片优化设计中的应用 被引量:1
15
作者 徐明波 冯琳娜 《科学技术与工程》 2011年第32期7967-7971,8003,共6页
提出一种以相对距离为惩罚因子来构造惩罚函数的方法,并结合浮点数编码遗传算法,成功解决了带约束条件的优化问题。通过该方法对某型飞机平尾操纵螺杆主接头直耳片进行了减重优化设计,在保证原疲劳裕度不变的前提下,重量降低了22.7%,同... 提出一种以相对距离为惩罚因子来构造惩罚函数的方法,并结合浮点数编码遗传算法,成功解决了带约束条件的优化问题。通过该方法对某型飞机平尾操纵螺杆主接头直耳片进行了减重优化设计,在保证原疲劳裕度不变的前提下,重量降低了22.7%,同时给出了不同疲劳裕度对应的最优解,供工程设计参考。 展开更多
关键词 惩罚函数 浮点数编码遗传算法 优化设计 疲劳裕度
在线阅读 下载PDF
热力作用下铝合金结构应力及强度研究
16
作者 何志全 邱慧慧 +2 位作者 孙瑀珩 郭玉杰 魏小辉 《机械强度》 北大核心 2025年第5期140-151,共12页
飞机缝翼在服役过程中会受到热载荷和气动力的共同作用,并对结构的安全产生影响。以缝翼结构中广泛使用的典型铝合金结构作为主要研究对象,采用试验和有限元方法研究其在热力作用下的应力分布及结构强度。首先,为了探究温度对材料特性... 飞机缝翼在服役过程中会受到热载荷和气动力的共同作用,并对结构的安全产生影响。以缝翼结构中广泛使用的典型铝合金结构作为主要研究对象,采用试验和有限元方法研究其在热力作用下的应力分布及结构强度。首先,为了探究温度对材料特性的影响,分别进行了4组不同温度状态下2024-T62矩形薄板的线性拉伸试验和开孔薄板的高温拉伸破坏试验,试验表明,高温环境对材料弹性模量有折减作用,并且在190℃环境下,试验件的承载强度下降了15%。因此,考虑温度对材料参数的折减作用可以建立更为精确地预估结构强度的模型。其次,针对铝合金零件及结构的热应力问题,分别以铝合金薄板和简化的缝翼结构为对象,进行热力共同作用下的试验和仿真,建立了一套热力共同作用下的建模方法及热应力测量的试验技术,铝合金薄板的仿真与试验结果对比误差最大为10%;简化的缝翼结构热应力仿真与试验结果对比的趋势较好,最大误差为20%。此外,通过该试验还发现热应力对边界条件的设置尤为敏感,对于约束复杂的模型,需要扩大建模范围至边界条件稳定处才能模拟实际热应力的作用。 展开更多
关键词 铝合金 温度依赖性 热力共同作用 热应力 结构强度 有限元分析
在线阅读 下载PDF
民用飞机加装辅助燃油箱坠撞试验及仿真分析
17
作者 王嘉琪 汪洋 +1 位作者 李琪 吴志斌 《爆炸与冲击》 北大核心 2025年第7期99-110,共12页
针对典型民用飞机机身下部结构加装辅助燃油箱,开展了冲击速度为1.53、2.78和5.96 m/s的垂直坠撞试验,研究了辅助燃油箱对机身下部结构的触地冲击响应、结构变形和破坏模式的影响。对比仿真与试验结果,验证了加装辅助燃油箱的机身下部... 针对典型民用飞机机身下部结构加装辅助燃油箱,开展了冲击速度为1.53、2.78和5.96 m/s的垂直坠撞试验,研究了辅助燃油箱对机身下部结构的触地冲击响应、结构变形和破坏模式的影响。对比仿真与试验结果,验证了加装辅助燃油箱的机身下部结构有限元模型的有效性,通过仿真分析了垂直坠撞过程中的结构吸能形式。结果表明:在冲击速度为1.53 m/s的工况下,机身下部结构以弹性变形为主,仅有轻微的塑性变形;在冲击速度为2.78 m/s的工况下,机身框、蒙皮及货舱地板T形支撑件以弯曲变形为主,整体结构压缩程度较小,货舱地板T形支撑件与左侧地板滑轨连接失效后翘起,未触及油箱;在冲击速度为5.96 m/s的工况下,机身下部结构压缩变形严重,左侧斜支撑受压发生断裂,辅助燃油箱下沉至货舱地板。仿真的坠撞触地撞击力和典型位置加速度变化趋势与试验结果吻合较好,能有效模拟坠撞过程中结构的变形和破坏情况。仿真结果表明,在加装辅助燃油箱的机身下部结构的坠撞试验中,机身框是主要的变形吸能部件,蒙皮和辅助燃油箱是次要的变形吸能结构;随着辅助燃油箱装油质量的增加,仿真得到的辅助燃油箱和机身下部结构组件的吸收冲击能量增加,破坏更严重。 展开更多
关键词 民用飞机 辅助燃油箱 机身下部结构 坠撞试验 冲击响应 变形模式
在线阅读 下载PDF
基于DDS的航电仿真平台设计与实现
18
作者 刘黄彪 杨凡 +1 位作者 宋歌 张小贝 《电光与控制》 北大核心 2025年第7期61-66,共6页
为了解决民用航空电子系统设计中数字仿真阶段多模块之间异构通信的问题,提高多模块、跨系统之间的协同仿真效率,搭建了一款基于数据分发服务(DDS)的全数字化仿真平台。该平台包含控制台、配置器和数据监视器三个子模块,通过航空接口配... 为了解决民用航空电子系统设计中数字仿真阶段多模块之间异构通信的问题,提高多模块、跨系统之间的协同仿真效率,搭建了一款基于数据分发服务(DDS)的全数字化仿真平台。该平台包含控制台、配置器和数据监视器三个子模块,通过航空接口配置文件(ICD)实现仿真环境的自动配置和仿真框架的自动生成。针对多种常用的航空总线协议,设计了统一的消息层级,并基于DDS中间件为其定义通用的通信接口,以实现多协议数据交换功能,确保多仿真模块在跨平台异构系统之间的可靠通信。实验结果表明,在分布式仿真环境下,该平台的最大时延控制在1 ms以内,时延抖动小于200μs,数据传输率可达到800 Mibit/s,能够很好地满足航电仿真的数据传输性能需求。 展开更多
关键词 航空电子系统 数据分发服务 数字仿真平台 协议转换 数据传输
在线阅读 下载PDF
基于铆钉动态模型的民机侧壁板抗鸟撞研究
19
作者 陈晓峰 朱小龙 +2 位作者 龙舒畅 汪远 张晓刚 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期54-63,共10页
为了研究民机侧壁板结构抗鸟撞性能,基于Abaqus建立了航空铆钉动态弹塑性损伤模型,并通过模拟铆钉动态加载试验、民机侧壁板鸟撞试验和仿真分析,研究了铆钉紧固件动态模型的准确性和民机侧壁板的鸟撞动态响应。结果表明:民机侧壁板结构... 为了研究民机侧壁板结构抗鸟撞性能,基于Abaqus建立了航空铆钉动态弹塑性损伤模型,并通过模拟铆钉动态加载试验、民机侧壁板鸟撞试验和仿真分析,研究了铆钉紧固件动态模型的准确性和民机侧壁板的鸟撞动态响应。结果表明:民机侧壁板结构鸟撞冲击下主要表现为铆钉紧固件的大量破坏导致加强肋脱离。结构纵框、加强肋和蒙皮均未出现撕裂破坏。基于Abaqus的铆钉动态弹塑性损伤模型能够很好地描述其动态加载下的应变率强化效应,能够较为准确地模拟拉剪耦合加载下的损伤破坏行为,并且应用该模型能够准确模拟鸟撞冲击下铆钉紧固件的失效形式,从而获得与试验较为一致的应变结果;可见该铆钉模型能够为民机结构抗鸟撞问题研究提供基于Abaqus的铆钉紧固件建模方法。 展开更多
关键词 航空铆钉 动态模型 民机侧壁板 鸟撞
在线阅读 下载PDF
民用飞机机载飞行管理系统性能数据库测试验证技术研究
20
作者 刘利朝 《电光与控制》 CSCD 北大核心 2024年第1期77-81,共5页
飞行管理系统(FMS)是民用飞机在航线运行过程中引导飞机按照期望航迹飞行的重要系统。FMS基于机载性能数据库(PDB)构建经济的飞行剖面,并通过与显示系统、自动飞行系统、导航系统的交联完成既定的航线任务。为解决机载FMS的PDB在型号中... 飞行管理系统(FMS)是民用飞机在航线运行过程中引导飞机按照期望航迹飞行的重要系统。FMS基于机载性能数据库(PDB)构建经济的飞行剖面,并通过与显示系统、自动飞行系统、导航系统的交联完成既定的航线任务。为解决机载FMS的PDB在型号中的适航问题,保证PDB的正确性和完整性,创新地提出了部件级的数据库测试与系统级功能验证相结合的方法,以表明机载PDB满足系统的功能、性能和适航要求。研究了机载PDB在部件级对原始数据的结构完整性、格式正确性和数据准确性测试技术,以及系统级机载数据库集成功能验证技术,为民用飞机FMS PDB关键技术的自主可控提供了重要依据。 展开更多
关键词 飞行管理系统 性能管理功能 机载性能数据库 数据库测试 功能验证
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 31 下一页 到第
使用帮助 返回顶部