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文献检索:
  • 国外水洞试验设备建设研究综述
  • 水洞是水流体动力学研究的主要试验设备,也是空气动力学基础研究的辅助设备。在概述水和空气物理特性差异的基础上,归纳了不同用途水洞的主要形式、特点;介绍了3种有代表性的水流体试验设备,为国内水流体试验设备和空气动力基础研究设备发展提供参考。
  • 水陆两栖飞机浮筒设计与横向稳定性计算
  • 浮筒是影响水陆两牺飞机横向稳定性的关键部件,开展了水陆两栖飞机辅助浮筒设计,详细阐述了浮筒的设计要求、安装位置、排水量和分舱设计,并对该水陆两栖飞机的横向稳定性进行了计算,结果表明该飞机具有较强的抗侧风能力及横向稳定性。
  • 飞机配载平衡及装载过程优化的力学逻辑
  • 航空货运以其装载量大、送达快捷的特点成为现代物流的重要组成部分,而飞机配载平衡是关系到空运安全的重要一环。为保证货机合理装载、安全飞行,建立了货机装载模型与平衡判据,通过几种典型配载方案的比较,明确装载过程的优化逻辑,并结合实例验证了其合理性。
  • 基于ANSYS的可变后掠角机翼结构稳定性分析
  • 在相同的飞行条件下,对6组面积相同但后掠角不同的机翼的升力/阻力特性进行了分析,并基于Hypermesh、ANSYs等软件对6组机翼分剧进行强度及刚度的有限元数值模拟,得到应力及最大位移云图。通过计算分析可知,相同飞行状态和相同机翼投影面积下,机翼后掠角对强度影响相对较小,对刚度影响较大。可为机翼设计时后掠角的选择及性能分析提供参考。
  • 航空发动机配套成品振动试验方法研究及应用
  • 为了缩短研制周蝴,降低研制费用,需创造出长寿命、高可靠性的航空发动机配套成品,振动试验作为产品寿命期内必然经历的试验项目,其试验方法的准确性直接影响产品交付后的质量。本文结合航空发动机成品振动试验的现状,在对比分析了国内外相关标准正弦振动试验要求差异性的基础上,结合国外产品研制中的振动试验要求,提出基于疲劳次数的航空发动机成品振动试验方法。最后,以发动机排气温度传感器振动试验方法为例,分析试验方法的合理性。
  • 航空发动机装机推力试验测试系统设计
  • 发动机在装机条件下推力测量试验台具有测试点分布广、测量参数种类多以及可试验多种机型多等特点。试验台采用网络式多数据源融合测试结构,设计有遥测数据接收系统、LXI数据采集系统、推力测量系统和GPS时钟授时系统等,通过以太冈连接到图形工作站,对各系统进行操作,各测试分系统可组合测试也可单独使用。测试软件操作简单,可针对不同测试任务进行界面编辑。实际应用表明,该系统满足发动机装机试验技术要求,工作稳定可靠。
  • 三维弹性结构在航空领域内的应用
  • 本文提出基于三维弹性结构的变形飞机设计构想。三维弹性结构可以构成未来作战飞机的主体零件,能实现金属零件减重,大体积变形并保证性能不变。分别阐述了三维弹性结构组成部分中的三棱锥变形结构和等强空心变形结构的概念和机理,进而引出三维弹性结构零件的特点。通过与现有变形飞机的技术和材料进行对比,描述了以三维弹性结构为主体的作战飞机的设计思路以及对未来的作战方式的影响。
  • 无人机发射过程燃油晃动分析
  • 本文使MSC.Dytran有限元分析软件对无人机火箭助推起飞过程中的燃油响应进行了仿真计算。计算中采用任意拉格朗日-欧拉祸合(ALE)方法模拟了燃油和油箱的相互作用。仿真得到油箱内不同油量状态下的无人机起飞姿态的变化和燃油在油箱内的晃动规律,结果表明飞机半油起飞状态姿态变化最为严重。为了改善燃油晃动,研究了几种在油箱中增加隔板的改进设计,并对改进效果进行计算。依据仿真计算结果对油箱布局设计给出了几点建议。本文的仿真计算方法经修改完善后有望用于对无人机起飞段的精确仿真计算。
  • 脉冲多普勒体制导引头功能模型数学建模
  • 空空导弹的系统建模是导弹研制的基础。本文以脉冲多普勒雷达导引头为例,建立一种脉冲多普勒体制的导弹导引头功能模型,建立了遮挡效应数学模型和失调角测量数学模型的设计过程,并根据PD雷达导引头的制导方式,对典型场景下导弹攻击目标的全过程进行了动态仿真。仿真验证了模型的有效性。
  • 机载船舶自动识别系统测试评估技术研究
  • 通过对机载船舶自动识别系统(AIS)研究现状的分析,引出了对机我AIS系统的测试评估需求。在对机戟AIS系统进行简要阐明的基础上,对系统评估的评估流程、准则、评估项目分类、试飞方法、保障条件等做总体设计。结合工程试飞试验数据,对机载AIS系统的覆盖范围、接收距离一更新周期等项目进行分析评估,并据此提出了相关的使用建议。
  • 电子操作员显控台人机工效设计方法
  • 从人因工程的角度,对电子操作员显控台人机工效进行研究,提出了一套电子操作员显控台人机工效设计方法。依据该方法建立电子操作员显控台模型,并对该模型进行初步人饥工败虚拟化评估。评估结果表明,该方法所设计的电子操作员显控台能够满足人员的使用要求,设计方法合理、可行。
  • 基于图像识别的飞行参数显示结果自动测试方法
  • 提出了一种基于图像自动识别方法的自动测试方法,用于验证航电系统飞行参数显示结果。该方法通过图像处理和神经网络技术,针对某些飞行参数在航电系统显示位置较为固定的特点,在较小的计算量和时问代价下,将现有的通过人工完成的参数显示验证问题由计算机自动完成。经试验测试,采用该方法,可以显著提高参数显示验证过程的工作效率及准确率。
  • 基于Chirp-Z变换的低阶等效系统抗噪性研究
  • 采用基于Chirp-z变换的低阶频域等效系统方法对加入了不同比例的白噪声的飞机响应进行拟配计算,将得到结果与无噪声的响应拟配结果进行对比,分析得出这种拟配方法的抗噪声特性,以及白噪声对此方法的影响程度。
  • 合成射流对角区马蹄涡的影响研究
  • 为削弱角区马路涡的强度,采用数值模拟的方法研究合成射流对角区马蹄涡的影响。在翼一平板交接处的平板上加载生成合成射流的控制腔,利用功网格技术模拟合成射流,使得控制腔底部壁面周期性振动。分析了合成射流对流场涡量、端壁表面摩擦系数和端壁表面压力的影响。结果表明。合理选择合成射流可以有效抑制机翼根部流场的三维分离,在分离点前X/T=-0.6位置引入合成射流可以使马蹄涡腿更向饥翼壁面靠拢,在分离点后X/T=-0.33位置引入合成射流几乎可以完全消除马蹄涡。合成射流可以有效减弱马蹄涡在壁面的摩擦阻力。最后对合成射流的控制机理进行了讨论。
  • 水陆两栖飞机模型水池波浪试验研究
  • 在拖曳水池中开展了水陆两栖飞机模型规则波匀速试验和匀加速试验。试验结果表明,在匀速试验中,随着波长的增大,试验模型的纵倾角和升沉响应曲线具有1个共振峰值,而垂向加速度响应具有2个共振峰值;在匀加速试验中,速度变化对纵倾角和升沉响应幅值影响较小,垂向加速度响应在低速时较小,而在高速时急剧增大。
  • 《航空科学技术》封面
      2009年
    • 06

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