检索结果-内蒙古大学图书馆

复合材料学报 2012年第6期29卷 249-256页

作者：杨旭朴春雨沈阳飞机设计研究所沈阳110035

为实现机翼翼尖扭角增量的设计要求,达到改善飞机气动弹性特性的目的,利用复合材料的弯扭耦合特性,着重对复合材料非均衡铺层设计和工艺技术进行了研究,提出了对翼面复合材料结构弯扭耦合特性进行设计的工程解决方法,并开展了对比试验... 详细信息

为实现机翼翼尖扭角增量的设计要求,达到改善飞机气动弹性特性的目的,利用复合材料的弯扭耦合特性,着重对复合材料非均衡铺层设计和工艺技术进行了研究,提出了对翼面复合材料结构弯扭耦合特性进行设计的工程解决方法,并开展了对比试验研究。试验结果表明,经剪裁设计后,模拟机翼盒段外洗效果明显,在不同载荷作用下,翼尖扭角增量降低10%～45%。

关键词：航空器结构与设计复合材料剪裁非对称非均衡

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角位移增大连杆轴向预压缩驱动器静、动态特性仿真分析

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兵工学报 2014年第8期35卷 1258-1266页

作者：胡凯明文立华燕照琦西北工业大学航天学院陕西西安710072 中国航空工业集团公司中国航空综合技术研究所北京100028

为了进一步增大压电双晶片驱动器的输出角位移,基于轴向预压缩增大压电双晶片输出转角和力矩的方法,提出一种带有连杆机构的压电双晶片驱动器。对驱动器建立了端部带有扭簧的静力学数值模型,以及端部带有微小舵面的刚柔耦合拉格朗日动... 详细信息

为了进一步增大压电双晶片驱动器的输出角位移,基于轴向预压缩增大压电双晶片输出转角和力矩的方法,提出一种带有连杆机构的压电双晶片驱动器。对驱动器建立了端部带有扭簧的静力学数值模型,以及端部带有微小舵面的刚柔耦合拉格朗日动力学方程及有限元模型。所得的数值结果和有限元结果总体符合程度较好,静力学结果表明:带有连杆机构的轴向预压缩(PBP)驱动器较原PBP驱动器输出角位移增大了4倍以上,最大输出转角可达到26.3°,而输出转矩随之缩小。动力学结果给出了驱动器机构内部能量的传输及分配特性,以文中舵面作为驱动对象,驱动器平均输出角速度达到2 000°/s,控制带宽达到30 Hz,明显优于普通伺服舵机。该角位移增大PBP驱动器的设计和仿真研究可为以大位移、小输出力矩、高控制带宽为特征的微小型飞行器舵机的研制提供理论参考依据。

关键词：航空器结构与设计预压缩压电双晶片驱动器增大角位移刚柔耦合拉格朗日方程

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大柔性飞机着陆撞击多质量块等效模型

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航空学报 2006年第4期27卷 635-640页

作者：史友进张曾錩南京航空航天大学振动工程研究所

考虑飞机结构振动刚性模态和前n阶弹性模态,将飞机机体等效地转化为多质量块等效模型,给出了等效系统力学参量的计算方法,为计及机体振动影响的起落架落震试验设计,通过试验检验或确定起落架着陆载荷、功量等提供模型依据,同时也为起落... 详细信息

考虑飞机结构振动刚性模态和前n阶弹性模态,将飞机机体等效地转化为多质量块等效模型,给出了等效系统力学参量的计算方法,为计及机体振动影响的起落架落震试验设计,通过试验检验或确定起落架着陆载荷、功量等提供模型依据,同时也为起落架设计分析、设计计算提供了简明的等效系统。还给出了大柔性飞机着陆功量、机翼位移、剪力、弯矩计算公式。算例结果表明大柔性飞机的起落架设计有必要考虑机体结构弹性,并从全局出发,采用特殊的构造措施和优化设计技术。

关键词：航空器结构与设计物理模型等效模态分析大柔性飞机起落架着陆响应

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半主动控制起落架缓冲性能初步研究

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航空学报 2006年第5期27卷 864-868页

作者：刘晖顾宏斌吴东苏南京航空航天大学民航学院江苏南京210016

建立了半主动控制起落架缓冲动力学数学模型,模型中流量系数是油孔等效面积、流量或压差的函数,不再是固定值,而是变量。利用定油孔起落架的落震试验对该模型进行了校验。设计了两个简单控制律,第一个控制律按传统变油孔设计准则给定,... 详细信息

建立了半主动控制起落架缓冲动力学数学模型,模型中流量系数是油孔等效面积、流量或压差的函数,不再是固定值,而是变量。利用定油孔起落架的落震试验对该模型进行了校验。设计了两个简单控制律,第一个控制律按传统变油孔设计准则给定,第二个控制律按给定吸收功量时峰值载荷最小的准则设计。通过数字仿真对这两种控制律下的起落架和被动式起落架的缓冲性能进行比较。结果表明,半主动控制在提高起落架缓冲性方面有较大潜力。

关键词：航空器结构与设计半主动控制落震试验数字仿真起落架缓冲器

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单项技术指标对临近空间浮空器总体尺度的影响

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航空学报 2008年第1期29卷 66-69页

作者：王钢林罗明强武哲北京航空航天大学513教研室北京100083

为了控制浮空器的尺度、降低其技术难度和成本,需要明确其瓶颈性技术领域及参数指标。在一定假设下,给出了一套给定参数估算常规飞艇形式浮空器总体几何尺度的计算流程。基于这一流程,以一组普通产品技术指标为基础,分别提升其中每一项... 详细信息

为了控制浮空器的尺度、降低其技术难度和成本,需要明确其瓶颈性技术领域及参数指标。在一定假设下,给出了一套给定参数估算常规飞艇形式浮空器总体几何尺度的计算流程。基于这一流程,以一组普通产品技术指标为基础,分别提升其中每一项后估算得到不同技术指标配置方案下浮空器的总体尺度。通过分析这些计算结果,得到了单项技术指标对飞艇形式临近空间浮空器总体尺度的影响规律。

关键词：航空器结构与设计浮空器技术指标临近空间

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满足固有频率和振型要求的复合材料翼面结构动力学设计

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航空学报 2007年第2期28卷 309-313页

作者：章怡宁朴春雨沈阳飞机设计研究所辽宁沈阳110035

就满足固有频率和振型要求的翼面结构动力学设计问题提出了一种有效的工程解决方法,并且应用于实际的型号设计。试验结果表明,机翼结构的设计满足了设计要求。其解决过程对于新机设计或用复合材料替换金属结构的等效刚度设计均有重要的... 详细信息

就满足固有频率和振型要求的翼面结构动力学设计问题提出了一种有效的工程解决方法,并且应用于实际的型号设计。试验结果表明,机翼结构的设计满足了设计要求。其解决过程对于新机设计或用复合材料替换金属结构的等效刚度设计均有重要的指导意义。

关键词：航空器结构与设计结构动力学固有频率振型复合材料

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一类“浮力-压块”驱动飞艇建模及控制

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深圳大学学报（理工版） 2013年第3期30卷 280-286页

作者：邬依林刘林东刘屿广东第二师范学院计算机科学系广州510310 华南理工大学自动化科学与工程学院广州510640

研究一类"浮力-压块"驱动飞艇的动力学建模及控制器设计.通过对飞艇运动及受力分析,建立包括独立气囊和压块的该类飞艇6自由度非线性模型.该类飞艇的驱动力源自压块与气囊的反复耦合运动而非传统的推进器.通过将飞艇运动限制... 详细信息

研究一类"浮力-压块"驱动飞艇的动力学建模及控制器设计.通过对飞艇运动及受力分析,建立包括独立气囊和压块的该类飞艇6自由度非线性模型.该类飞艇的驱动力源自压块与气囊的反复耦合运动而非传统的推进器.通过将飞艇运动限制在纵向平面内,得到其纵向平面模型方程.对纵向模型分别实施非线性反馈变换和小扰动线性化,并设计反馈线性化控制器和线性二次型调节器(linear quadratic regulator,LQR)最优控制器,结合实验数据仿真验证这两种反馈控制器对飞艇平衡航迹的镇定和期望输出的跟踪,结果表明,该理论分析正确,控制算法有效.

关键词：航空器结构与设计飞艇建模 “压块-浮力”驱动气囊和压块反馈控制飞艇航迹镇定

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基于LabVIEW的固体火箭发动机直列式点火实验系统设计

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安全与环境学报 2009年第6期9卷 125-127页

作者：张喜红袁士伟陆吉玺北京航空航天大学宇航学院北京100191

固体火箭发动机点火装置是固体火箭的重要组成部分,它必须在极短的时间内可靠地点燃发动机主燃药,使发动机安全稳定的工作。直列式点火系统应用于固体火箭发动机上,极大地提高了发动机的可靠性。完整的直列式钝感点火系统由直列式全电... 详细信息

固体火箭发动机点火装置是固体火箭的重要组成部分,它必须在极短的时间内可靠地点燃发动机主燃药,使发动机安全稳定的工作。直列式点火系统应用于固体火箭发动机上,极大地提高了发动机的可靠性。完整的直列式钝感点火系统由直列式全电子安全与解除保险装置、脉冲功率装置、冲击片点火管组成。针对这一系统,利用Labview设计一个可视化的固体火箭发动机直列式点火实验控制系统,该系统通过PC机可与单片机进行串口通信,单片机按照安全解保时序向直列式全电子安全与解除保险装置传输上电信号,当解保时序正确且接收到高压监测信号时触发点火管,同时采集功率脉冲装置中高压储能电容的电压。试验表明,该系统可准确地按照固体火箭发动机直列式点火时序完成点火实验。

关键词：航空器结构与设计火箭发动机直列式点火串口通信点火时序

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正常盘旋飞机油箱液面晃动与结构动力学分析

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中国科技论文 2019年第2期14卷 169-174,203页

作者：方雄杨尚霖雷忠琦陈晓峰杜发喜姚小虎成都飞机工业(集团)有限责任公司成都610092 华南理工大学土木与交通学院广州510640

针对飞机油箱晃动流固耦合问题,采用ABAQUS与Star-CCM+联合仿真流固耦合方法,通过对比验证单向和双向流固耦合,确定了采用单向流固耦合方法分析油箱晃动流固耦合问题的可行性,并对某型飞机正常盘旋过程中的油箱晃动流固耦合问题进行研... 详细信息

针对飞机油箱晃动流固耦合问题,采用ABAQUS与Star-CCM+联合仿真流固耦合方法,通过对比验证单向和双向流固耦合,确定了采用单向流固耦合方法分析油箱晃动流固耦合问题的可行性,并对某型飞机正常盘旋过程中的油箱晃动流固耦合问题进行研究。验证了满油状态下飞机油箱的结构安全性,并探究了不同充液率对飞机油箱晃动流固耦合效应的影响。结果表明:满油状态下飞机油箱结构安全性满足要求;充液率不同,各因素对油箱部件应力的影响程度不同。

关键词：航空器结构与设计油箱晃动流固耦合正常盘旋安全性充液率

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未来武装直升机机载动态瞄准系统设计

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火炮发射与控制学报 2010年第3期31卷 91-94页

作者：徐良法胡健陈万美空军第一航空学院河南信阳464000

现有武装直升机武器系统的校准工作因过程复杂,且需大量专用设备和高技术专门人员,在大纵深的近战场情况下无法得到充分的保障。在充分利用机上电子设备、头盔显示瞄准系统和武器设备的基础上,增加了3套塔台装置、自动调准系统和误差评... 详细信息

现有武装直升机武器系统的校准工作因过程复杂,且需大量专用设备和高技术专门人员,在大纵深的近战场情况下无法得到充分的保障。在充分利用机上电子设备、头盔显示瞄准系统和武器设备的基础上,增加了3套塔台装置、自动调准系统和误差评估系统,密切了各组元的相互联系,加强了对动态校靶过程的管理和控制,从而使校靶不再依赖专用地面设备和人员,实现了校靶工作的自动化和动态化。既可降低维护费用,又能大大提高武器校准的准确性,可为未来武装直升机的设计制造提供很好的借鉴。

关键词：航空器结构与设计武装直升机校靶火控计算机

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