检索结果-内蒙古大学图书馆

中国预警机——“空警-2000”

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科学 2013年第4期65卷 60-62页

作者：黄建国中国商飞公司上海飞机设计研究院

2009年国庆节，我国自主研制的预警机——“空警-2000”飞越天安门广场上空。初展雄姿。2013年年初，有“中国预警机之父”之称的王小漠院士被授予“2012年度国家最高科学技术奖”之后，人们才知道中国预警机水平已站在世界前列。

关键词：预警机中国国家最高科学技术奖天安门广场自主研制世界前列国庆节

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飞机结构模态耦合试验接口控制器设计与应用

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测控技术 2013年第7期32卷 57-60页

作者：郭巍中国商飞上海飞机设计研究院上海200436

论述了SMI(structural mode interaction)试验接口控制器的详细设计和分析过程,以及其在全机地面结构模态耦合试验中的应用。SMI接口控制器是在全机地面结构模态耦合试验中用于向飞控系统主作动器电子控制装置注入信号和取出信号的试验... 详细信息

论述了SMI(structural mode interaction)试验接口控制器的详细设计和分析过程,以及其在全机地面结构模态耦合试验中的应用。SMI接口控制器是在全机地面结构模态耦合试验中用于向飞控系统主作动器电子控制装置注入信号和取出信号的试验设备,并用来测定有控飞机(受飞控系统控制的飞机)的伺服弹性稳定性是否满足相应适航条款的要求。SMI接口控制器已多次在某型号飞机全机地面结构模态耦合试验中得到应用,得到了可靠的试验数据,其设计原理可广泛应用于电传飞控系统飞机的多种系统大回路闭环试验,用来分析与验证飞机伺服弹性稳定性。

关键词：结构模态耦合飞机伺服弹性稳定性试验接口控制器验证试验

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飞机力纷争均衡分析和研究

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测控技术 2013年第6期32卷 80-83页

作者：郭巍中国商飞上海飞机设计研究院上海200436

针对某型号飞机余度作动系统力纷争现象,分析其产生的原因,建立力纷争均衡算法,以缓解力纷争现象,达到同舵面不同作动器间负载均分的目的。通过建立力纷争均衡的控制系统仿真模型,与物理试验结果作比较,计算力纷争均衡指令,对原舵面位... 详细信息

针对某型号飞机余度作动系统力纷争现象,分析其产生的原因,建立力纷争均衡算法,以缓解力纷争现象,达到同舵面不同作动器间负载均分的目的。通过建立力纷争均衡的控制系统仿真模型,与物理试验结果作比较,计算力纷争均衡指令,对原舵面位置控制指令产生偏置信号,以均衡同一舵面不同作动器的两腔压差。运用仿真分析和物理试验相结合的方法对解决多余度作动系统力纷争现象的方法进行进一步探究,在建立原理性试验平台的同时,也为系统力纷争均衡控制律设计提供更可靠的试验评定依据。

关键词：飞机飞行控制力纷争仿真试验

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气动扰流对飞机T型尾翼跨音速颤振影响的试验研究

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振动与冲击 2013年第1期32卷 94-98页

作者：梁技杨飞杨智春中国商飞上海飞机设计研究院强度部上海200232 西北工业大学航空学院西安710072

跨音速颤振试验通常在稳定的理想流场中进行,不考虑实际非稳定流场的气动扰流对颤振特性的影响。在飞机T型尾翼跨音速颤振试验中,通过设置一种气动扰流装置对风洞流场实施干扰以研究气动扰流对飞机T型尾翼跨音速颤振特性的影响。试验结... 详细信息

跨音速颤振试验通常在稳定的理想流场中进行,不考虑实际非稳定流场的气动扰流对颤振特性的影响。在飞机T型尾翼跨音速颤振试验中,通过设置一种气动扰流装置对风洞流场实施干扰以研究气动扰流对飞机T型尾翼跨音速颤振特性的影响。试验结果表明,气动扰流可以将飞机T型尾翼的颤振耦合模态从平尾弯扭耦合型改变为垂尾弯扭耦合型;可显著降低飞机T型尾翼的颤振动压,翼面外气动扰流较翼面内气动扰流对飞机T尾颤振特性的影响作用大。其原因在于施加的气动扰流所诱导产生的跨音速激波作用在垂尾翼面上改变了垂尾的非定常气动力,引起气动刚度和气动阻尼发生改变,由于平尾的气动阻尼相对较大,可以预计,一旦气动扰流引起垂尾的气动阻尼迅速减小到其临界颤振阻尼,则会引起垂尾弯扭耦合颤振型先于平尾弯扭耦合颤振型发生,从而表现出T尾颤振动压的降低。在颤振模型风洞试验中,当风洞试验结果与期望不一致时,需要研究气动扰流的影响。

关键词：跨音速颤振 T型尾翼风洞试验扰流

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飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究

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振动与冲击 2013年第10期32卷 50-54页

作者：杨飞杨智春中国商飞上海飞机设计研究院强度部上海200232 西北工业大学航空学院西安710072

由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性,使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难,准确性... 详细信息

由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性,使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难,准确性较低。因此,需要采用试验为主计算为辅的方法来研究飞机T型尾翼跨音速颤振特性。针对某T型尾翼结构,用ZAERO软件等价片条势流跨音速颤振(ZTAIC)方法计算T型尾翼跨音速颤振特性,研究了马赫数、风洞气流密度和平尾迎角对T型尾翼颤振特性的影响。通过升力系数斜率空气压缩性修正计算方法和跨音速颤振模型风洞试验方法得到了飞机T型尾翼的跨音速颤振的凹坑曲线和空气压缩性特性,两种方法得到结果一致。

关键词：跨音速颤振 T型尾翼风洞试验跨音速凹坑压缩性

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一种地面模拟试验的测试误差计算方法

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测控技术 2013年第7期32卷 157-158页

作者：崔希振邵芳中国商飞上海飞机设计研究院上海200436

介绍了一种飞机地面模拟试验的测试误差计算方法,以某飞机地面模拟试验测试系统及测试传感器为例,根据测试系统与测试传感器的关系,对飞机地面模拟试验的测试结果做出误差分析以及计算。

关键词：地面模拟试验误差分析误差计算

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先进燃烧室分配器式扩压器实验研究

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推进技术 2013年第1期34卷 88-94页

作者：李瀚索建秦梁红侠黎明刘强西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072 中国商飞上海飞机设计研究院动力燃油部上海200235

针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,同时先进燃烧组织对流量分配及头部空气动力学的要求,设计出一种适用于可变几何燃烧室的新型燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究,重点研究了分配器式扩压器的总压损失与马赫... 详细信息

针对高性能航空发动机燃烧室进口马赫数不断提高,同时先进燃烧组织对流量分配及头部空气动力学的要求,设计出一种适用于可变几何燃烧室的新型燃烧室扩压装置—分配器式扩压器。通过试验研究,重点研究了分配器式扩压器的总压损失与马赫数以及面积比的关系,分配式扩压器挡板对流场的影响。结果表明:当马赫数为0.359时总压损失为3.57%,这说明扩压器总压损失符合要求;存在一个面积比1.6～2.1使得扩压器出口流畅分布均匀;挡板可以改变流场分布和入口压力参数。

关键词：燃烧室分配器式扩压器试验总压损失流场分布

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面向复杂系统虚拟样机协同建模的方法研究

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电子科技大学学报 2013年第5期42卷 648-655页

作者：王西超曹云峰庄丽葵刘兴华丁萌刘中杰南京航空航天大学自动化学院南京210016 上海飞机设计研究院飞控部上海浦东新区200232 南京航空航天大学民航学院南京210016

基于系统工程建模语言(SysML)与高层体系架构(HLA),提出了一种面向复杂系统虚拟样机(VPCS)的开放式协同仿真建模新方法。该方法可以实现VPCS中各类学科异构模型的集成和协同仿真。将VPCS划分为顶层模型、联邦模型和领域组件模型,并分析... 详细信息

基于系统工程建模语言(SysML)与高层体系架构(HLA),提出了一种面向复杂系统虚拟样机(VPCS)的开放式协同仿真建模新方法。该方法可以实现VPCS中各类学科异构模型的集成和协同仿真。将VPCS划分为顶层模型、联邦模型和领域组件模型,并分析了VPCS的模型调度机制;利用该方法,对某型无人机的飞控系统虚拟样机进行协同仿真建模,结果充分表明,该方法可以有效地进行多层次、多粒度、多领域的VPCS仿真建模。

关键词：复杂系统协同仿真高层体系架构系统工程建模语言虚拟样机

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民机飞行载荷谱编制方法

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北京航空航天大学学报 2013年第5期39卷 621-625页

作者：刘晓明万少杰熊峻江李强北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100191 上海飞机设计研究院结构强度部上海200232

探索了由同类机型的飞行实测载荷统计数据,推断新设计机型的飞行谱,进而编制其载荷谱的新途径.采用国外同类飞机的飞行实测载荷统计数据,依据类比法,分析和推断出某民机的飞行谱以及各飞行状态连续应力谱;在此基础上,根据民用运输机的TW... 详细信息

探索了由同类机型的飞行实测载荷统计数据,推断新设计机型的飞行谱,进而编制其载荷谱的新途径.采用国外同类飞机的飞行实测载荷统计数据,依据类比法,分析和推断出某民机的飞行谱以及各飞行状态连续应力谱;在此基础上,根据民用运输机的TWIST编谱方法,编制了各飞行状态的突风和机动载荷谱,最终,随机生成了其飞行谱对应的5×5地-空-地载荷谱,从而验证了探索途径的可行性与有效性.采用该方法可以加快民机研制周期.

关键词：民用运输机飞行谱载荷谱 TWIST编谱突风载荷机动载荷

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民用飞机签派可靠度预计方法研究

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科技信息 2014年第10期 264-264页

作者：包敦永上海飞机设计研究院产品支援部

安全性、经济性、舒适性、环保性是决定民用飞机能否商业成功的四大要素。签派可靠度是影响民用飞机经济性的关键可靠性指标之一。在设计阶段对民用飞机的签派可靠度进行准确预计,并根据预计结果,确定影响飞机签派水平的薄弱环节或重要... 详细信息

安全性、经济性、舒适性、环保性是决定民用飞机能否商业成功的四大要素。签派可靠度是影响民用飞机经济性的关键可靠性指标之一。在设计阶段对民用飞机的签派可靠度进行准确预计,并根据预计结果,确定影响飞机签派水平的薄弱环节或重要设备,支持民用飞机可靠性改进工作,以达到提高民用飞机经济性的目的。

关键词：可靠性[1] 签派可靠度经济性预计

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