边条翼布局流场及其双垂尾抖振特性研究 被引量：6

1

作者 李劲杰 杨青 +4 位作者 肖春生 杨永年 牟让科 张积亭 齐丕骞 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期395-398,共4页

对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究.实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行.实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态.测试迎角范围10°～35°,风速4 m/s.通过边条涡流场随... 对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究.实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行.实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态.测试迎角范围10°～35°,风速4 m/s.通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现：垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关.从而得出结论：边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因. 展开更多

关键词 激光片光源 边条涡 双垂尾抖振 翼根弯矩 翼尖加速度

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基于Euler方程的B型和C型嗡鸣特性数值研究 被引量：7

2

作者 张伟伟 叶正寅 +1 位作者 史爱明 杨永年 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第4期458-464,共7页

运用非定常Eu ler方程求解气动力,耦合结构运动方程,采用改进的四步龙格-库塔推进方法,在时间域内研究了音速附近发生的单自由颤振问题。其中气动力模块采用非结构网格技术进行空间离散,运用线性弹簧方法实现非结构网格的运动。空间上采... 运用非定常Eu ler方程求解气动力,耦合结构运动方程,采用改进的四步龙格-库塔推进方法,在时间域内研究了音速附近发生的单自由颤振问题。其中气动力模块采用非结构网格技术进行空间离散,运用线性弹簧方法实现非结构网格的运动。空间上采用Jam son中心格式的有限体积法,时间上采用双时间推进方法。从无量纲化的结构方程出发,把M数、音速、密度、舵面刚度、转动惯量、弦长等一系列气动、结构参数对嗡鸣特性的影响归结为三个无量纲参数的影响。通过研究发现,运用非定常Eu ler方程可以模拟B型和C型嗡鸣,但不能模拟因激波附面层干扰而产生的A型嗡鸣。C型嗡鸣比B型嗡鸣发展缓慢,提高系统阻尼对于排除C型嗡鸣更有效。 展开更多

关键词 跨音速 嗡鸣 单自由度颤振

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极小展弦比背鳍气动特性研究 被引量：4

3

作者 周岭 赵协和 +4 位作者 宋书恒 王义庆 刘伟 陶洋 周为群 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期21-24,共4页

对极小展弦比背鳍进行了风洞实验和CFD分析。研究表明:亚声速大迎角下背鳍涡破裂影响不严重,且涡破裂迎角较大;正侧滑通常使背鳍法向力增加,负侧滑使法向力降低;CFD分析证实了大负侧滑条件下翼片法向力会变成负值,从而引起十字翼在倾斜... 对极小展弦比背鳍进行了风洞实验和CFD分析。研究表明:亚声速大迎角下背鳍涡破裂影响不严重,且涡破裂迎角较大;正侧滑通常使背鳍法向力增加,负侧滑使法向力降低;CFD分析证实了大负侧滑条件下翼片法向力会变成负值,从而引起十字翼在倾斜条件下滚转力矩发生突变。 展开更多

关键词 背鳍 极小展弦比 气动特性 风洞实验 弹-翼模型

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无尾布局嵌入式舵面的大迎角纵向操纵能力研究 被引量：4

4

作者 孙静 张彬乾 杨广珺 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期430-437,共8页

针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了... 针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。 展开更多

关键词 无尾布局 嵌入式舵面 尾舵 大迎角 纵向操纵

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飞翼布局低速反弯翼型稳健优化设计 被引量：4

5

作者 李军鹏 王和平 葛文杰 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2011年第1期17-20,共4页

以动压、雷诺数的变化和外形的制作误差与变形作为低速反弯翼型飞翼布局小型无人机设计中的不确定性因素,以降低翼型气动特性对这些不确定因素的敏感性为目标进行稳健设计。在稳健模型的计算中,为了量化外形误差,采用改进的PARSEC方法... 以动压、雷诺数的变化和外形的制作误差与变形作为低速反弯翼型飞翼布局小型无人机设计中的不确定性因素,以降低翼型气动特性对这些不确定因素的敏感性为目标进行稳健设计。在稳健模型的计算中,为了量化外形误差,采用改进的PARSEC方法进行翼型的参数化,为了节省计算资源和时间,采用神经网络响应面代替N-S方程求解,为了使不确定性因素对翼型性能的影响得到真实反映,采用蒙特卡罗随机实验模拟代替目标变量概率分布函数计算。对Epler186翼型的稳健设计结果表明,模型和计算方法可行且高效,可有效降低翼型对不确定因素的敏感性。 展开更多

关键词 飞翼布局 低速反弯翼型 稳健设计 蒙特卡罗模拟 神经网络

原文传递

扰流片分离流动特性的数值研究 被引量：4

6

作者 陈迎春 张攀峰 王晋军 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第12期1221-1224,共4页

在非结构网格下 ,采用SIMPLE算法结合两层带状边界层模型求解雷诺平均N S方程 .研究了底部间隙对平板扰流片引起的分离再附流动结构的影响 .结果表明带底部间隙扰流片的流动结构主要由顶部绕流和底部间隙射流影响 .底部间隙的大小决定... 在非结构网格下 ,采用SIMPLE算法结合两层带状边界层模型求解雷诺平均N S方程 .研究了底部间隙对平板扰流片引起的分离再附流动结构的影响 .结果表明带底部间隙扰流片的流动结构主要由顶部绕流和底部间隙射流影响 .底部间隙的大小决定了射流的强度 ,最终决定了绕流的结构 .随着底部间隙的增大 ,绕流经历了封闭单涡回流区、射流干扰回流区以及平板绕流 3种流动结构 .它们之间的分界点分别是用扰流片宽无量纲间隙g h =0 .2 ,0 .4.底部间隙 0 .2 <g h <0 .4,底板压力分布基本保持不变 ,因此不会影响其应用于飞机部件的静态气动特性 . 展开更多

关键词 扰流片 压力分布 两层带状模型

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头部喷流对弹丸气动性能的影响 被引量：3

7

作者 丁则胜 陈少松 +1 位作者 曹顶贵 谭献忠 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2003年第3期50-54,共5页

采用风洞实验方法 ,研究头部火箭喷流对弹丸气动性能的影响 .实验马赫数为2 ,攻角α =0°～ 6° ,喷咀倾角θ=30° ,喷流压力比 poj/ p∞ =0 ～ 10 2 6 ,喷流介质为冷空气 ,实验结果表明 ,随着 poj/ p∞ 增加 ,弹丸前体阻... 采用风洞实验方法 ,研究头部火箭喷流对弹丸气动性能的影响 .实验马赫数为2 ,攻角α =0°～ 6° ,喷咀倾角θ=30° ,喷流压力比 poj/ p∞ =0 ～ 10 2 6 ,喷流介质为冷空气 ,实验结果表明 ,随着 poj/ p∞ 增加 ,弹丸前体阻力系数CF 下降 ,升力系数CY 上升 ,压心 XCP 明显后移 。 展开更多

关键词 喷流 气动干扰 风洞实验

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前体边条控制技术应用 被引量：3

8

作者 夏雪湔 周丹杰 麻树林 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 1997年第1期54-58,共5页

采用各种不同形状和安装位置的前体边条对前体涡进行控制，研究各种前体边条对全机大迎角气动特性的影响。

关键词 前体涡控制 前体边条 大迎角 机翼空气动力学

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旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理 被引量：1

9

作者 史晓军 李永红 +2 位作者 刘大伟 畅利侠 杨可 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第9期2690-2698,共9页

针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速(PIV)试验对该非对称流动现象进... 针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速(PIV)试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明:旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。 展开更多

关键词 小迎角 大舵偏 前缘涡 涡破裂 非对称流动 旋成体导弹

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联翼布局多控制面纵向配平特性研究 被引量：2

10

作者 李军 李占科 宋笔锋 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2010年第2期11-15,共5页

采用多控制面配平是联翼布局临近空间长航时无人机提高升阻比、延长航时、降低起飞重量的重要措施。针对某联翼布局的临近空间长航时无人机,利用CFD计算和工程估算相结合的方式,研究了其多控制面纵向配平时的气动特性和对起飞重量的影... 采用多控制面配平是联翼布局临近空间长航时无人机提高升阻比、延长航时、降低起飞重量的重要措施。针对某联翼布局的临近空间长航时无人机,利用CFD计算和工程估算相结合的方式,研究了其多控制面纵向配平时的气动特性和对起飞重量的影响。结果表明,采用多控制面设计并选择合适的配平模式,可以保证在良好的配平姿态和配平纵向静稳定性下,有效提高配平升阻比,降低起飞重量。 展开更多

关键词 联翼 临近空间长航时 多控制面 纵向配平特性

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舵面矢量喷流对现代战斗机气动特性的影响 被引量：2

11

作者 邓学蓥 王延奎 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第3期257-262,共6页

在双三角翼、椭圆机身的先进战斗机气动布局中配置舵面矢量推力装置，系统研究了该舵面矢量推力装置引起的纵向矢量喷流和横向矢量喷流对机翼绕流及其气动特性的影响，同时还研究了舵面矢量喷流的落压比ＮＰＲ、舵面的纵向和横向偏角δ... 在双三角翼、椭圆机身的先进战斗机气动布局中配置舵面矢量推力装置，系统研究了该舵面矢量推力装置引起的纵向矢量喷流和横向矢量喷流对机翼绕流及其气动特性的影响，同时还研究了舵面矢量喷流的落压比ＮＰＲ、舵面的纵向和横向偏角δｐ、δｙ以及纵向舵面的宽度Ｗｐ和舵面的配置等因素对喷流干扰效应的影响。 展开更多

关键词 喷流 矢量推力 气动特性 战斗机 舵面

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鸭式布局大迎角复杂涡系干扰与控制技术 被引量：5

12

作者 刘沛清 易渊 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第6期1034-1046,I0001,共14页

为了充分探讨近距耦合鸭式布局在大迎角机动飞行中的气动特点和控制技术,通过总结大量的流动显示和测力测压实验,以大迎角下鸭翼涡和主翼涡的干扰机理研究结果为基础,开展了鸭式布局涡系控制研究,旨在提出一种有效可行的大迎角鸭翼涡控... 为了充分探讨近距耦合鸭式布局在大迎角机动飞行中的气动特点和控制技术,通过总结大量的流动显示和测力测压实验,以大迎角下鸭翼涡和主翼涡的干扰机理研究结果为基础,开展了鸭式布局涡系控制研究,旨在提出一种有效可行的大迎角鸭翼涡控制技术。结果表明:在鸭式布局中,鸭翼涡和主翼涡之间的干扰方式主要表现为涡系诱导、卷绕和破裂,特别是在大迎角下鸭翼涡与主翼涡在主翼头部区域通过诱导作用,在向下游发展中相互卷绕合并成单一集中涡,该集中涡后期因受逆压梯度和黏性的作用而出现破裂,由此将会明显损失涡升力,同时增加阻力。在这种情况下,如果对鸭翼进行展向吹气,可通过控制鸭翼涡,影响主翼涡的演变,改变涡系的诱导和卷绕,从而可以有效延迟主翼涡的破裂,达到增升减阻的作用。鸭翼展向脉冲吹气是通过迟滞效应而节省吹气量的有效方法,实验发现提高占空比、脉冲频率,可以使布局在较低的引气量下达到连续吹气的增升效果;在相同的增升效果下,脉冲频率越高,脉冲占空比越大,节省的吹气量也越大,在28°迎角时以0.3的吹气动量系数进行频率为5 Hz、占空比为0.2的脉冲吹气,即可达到以0.25的吹气动量系数连续吹气的升力幅值,节省吹气量可达76%。 展开更多

关键词 鸭式布局 大迎角 涡控制 涡融合 展向吹气 脉冲吹气

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纹影技术在侧后向喷流实验中的应用 被引量：4

13

作者 王福华 《南京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期334-336,共3页

在风洞实验中采用纹影照相和压力分布相结合的实验方法,确定了侧后向喷流复合增程技术中喷嘴—模型之间间隙的大小对表面压力的影响。通过二元尖劈模型Ma=2.0、喷流压力比p0j/p∞=0及p0j/p∞=88条件下进行了不同喷嘴周围缝隙时有无侧后... 在风洞实验中采用纹影照相和压力分布相结合的实验方法,确定了侧后向喷流复合增程技术中喷嘴—模型之间间隙的大小对表面压力的影响。通过二元尖劈模型Ma=2.0、喷流压力比p0j/p∞=0及p0j/p∞=88条件下进行了不同喷嘴周围缝隙时有无侧后向喷流的对比实验,获得了定量结果。在喷流口前后模型表面压力分布与喷流在弹体表面产生激波的纹影照片的比较,为侧后向喷流实验模型分立式布局设计提供了实验依据,也为侧后向喷流复合增程技术研究的实验装置设计打下了良好的基础。 展开更多

关键词 纹影技术 侧后向喷流 风洞实验 压力分布

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复合增程弹头部喷流气动特性实验研究

14

作者 谭献忠 丁则胜 +1 位作者 陈少松 徐琴 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2013年第4期21-26,共6页

通过风洞实验研究了头部喷流喷咀布局形式及喷流压力比对复合增程弹气动特性的影响.实验马赫数为2.0、2.5和3.0,迎角为0～6°,喷流压力比为0～180,喷流介质为冷空气,喷咀布局形式包括3种不同的喷咀倾角和4种不同的喷咀数量.实验结... 通过风洞实验研究了头部喷流喷咀布局形式及喷流压力比对复合增程弹气动特性的影响.实验马赫数为2.0、2.5和3.0,迎角为0～6°,喷流压力比为0～180,喷流介质为冷空气,喷咀布局形式包括3种不同的喷咀倾角和4种不同的喷咀数量.实验结果表明,喷流后复合增程弹阻力系数下降（个别工况除外）,升力系数增加,压心明显后移;喷咀倾角及喷咀数量增加,复合增程弹阻力系数均下降,喷咀倾角为30°、喷咀数量为4个时升力系数增加幅度最大、压心后移量最大,而其他喷咀倾角和喷咀数量时升力系数和压心的影响均基本相同;随着喷流压力比增加,复合增程弹阻力系数下降,而升力系数和压心变化不明显. 展开更多

关键词 复合增程弹 喷流 气动干扰 风洞实验

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具有二维间隙非线性的全动舵面动力特性研究 被引量：7

15

作者 陈识 李秋彦 冉玉国 《四川理工学院学报（自然科学版）》 CAS 2017年第1期60-64,共5页

由于存在不同方向的间隙非线性因素,在飞机全动舵面GVT试验中发现:激励点不同,测试得到的模态结果有较大差异。通过分析全动舵面操纵系统各个环节对间隙的影响,在特定的激励点采用渐进加力法进行GVT试验,研究了旋转和弯曲二维间隙对旋... 由于存在不同方向的间隙非线性因素,在飞机全动舵面GVT试验中发现:激励点不同,测试得到的模态结果有较大差异。通过分析全动舵面操纵系统各个环节对间隙的影响,在特定的激励点采用渐进加力法进行GVT试验,研究了旋转和弯曲二维间隙对旋转和扭转模态的影响。运用MSC.NASTRAN软件建立FEM模型进行了模态分析,研究间隙对其动力特性的影响,并与试验结果进行对比。研究结果表明,GVT试验与FEM模型分析结果有较好的相关性,并给出了不同方向的间隙非线性对全动舵面固有振动特性的影响。 展开更多

关键词 二维间隙非线性 全动舵面 固有振动特性 GVT试验 变参数分析

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多操纵面飞机气动参数在线辨识新方法研究 被引量：3

16

作者 宋小东 杨凌宇 申功璋 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2008年第1期5-9,共5页

以多操纵面布局飞机为对象,针对其操纵面冗余造成的激励信号线性相关及控制过程中存在的信号激励不足问题,对最小二乘辨识算法进行了改进。新方法将先验经验引入在线辨识过程,可以克服弱信号输入造成的辨识不准确;采用激励-补偿机制,增... 以多操纵面布局飞机为对象,针对其操纵面冗余造成的激励信号线性相关及控制过程中存在的信号激励不足问题,对最小二乘辨识算法进行了改进。新方法将先验经验引入在线辨识过程,可以克服弱信号输入造成的辨识不准确;采用激励-补偿机制,增加激励信号,改善了辨识结果的精度。以六自由度非线性飞机模型为对象进行的姿态控制系统仿真验证表明,当操纵面完好时,该方法能够在线修正建模误差;当飞机操纵面损伤时,该方法能够迅速反映操纵面气动参数的变化,提高了控制系统的适应性和鲁棒性。 展开更多

关键词 在线参数辨识 最小二乘法 多操纵面

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高超声速湍流分离激波运动特性 被引量：2

17

作者 王世芬 任志远 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第3期343-347,共5页

给出半圆柱前缘舵诱导的高超声速湍流分离激波运动特性。实验气流Ｍ数为７．８，单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７／ｍ。结果表明，随着Ｍ数的增加，分离激波两边压力比的平均值加大，但对其用前缘直径无量纲的激波运动区长度和用自... 给出半圆柱前缘舵诱导的高超声速湍流分离激波运动特性。实验气流Ｍ数为７．８，单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７／ｍ。结果表明，随着Ｍ数的增加，分离激波两边压力比的平均值加大，但对其用前缘直径无量纲的激波运动区长度和用自由流速度无量纲的激波向上（下）游运动速度的平均值影响不大。 展开更多

关键词 高超声速 分离流 激波运动 钝缘舵 舵 湍流分离

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带不同形状翼尖帆片的机翼地面效应实验研究 被引量：3

18

作者 孙承宏 代钦 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第6期10-17,共8页

翼尖帆片将原型机翼集中的翼尖涡分散成多个小涡,加快翼尖涡的耗散,从而降低机翼诱导阻力。为进一步了解翼尖帆片对机翼在地面效应下流动特性的影响,分别对安装有3片椭圆形和梯形帆片的NACA4412机翼开展了风洞实验研究。测量了2种帆片... 翼尖帆片将原型机翼集中的翼尖涡分散成多个小涡,加快翼尖涡的耗散,从而降低机翼诱导阻力。为进一步了解翼尖帆片对机翼在地面效应下流动特性的影响,分别对安装有3片椭圆形和梯形帆片的NACA4412机翼开展了风洞实验研究。测量了2种帆片机翼的气动力和翼尖涡结构,并通过比较流动结构,分析了2种机翼气动力产生差异的原因。机翼的升、阻力用六分量盒式风洞天平测量,翼尖涡速度分布用七孔探针扫描获得,以机翼弦线为特征长度的雷诺数为1.5×105。当远离地面时,梯形帆片与椭圆帆片的升、阻力差别较小,但随着机翼逐渐接近地面,梯形帆片的增升减阻效率逐渐高于椭圆帆片。而机翼升阻力的差异,主要是由于局部气流方向角对各帆片形成的有效迎角有所差别,使得帆片对主翼产生不同的增升和减阻贡献。 展开更多

关键词 梯形翼尖帆片 椭圆翼尖帆片 地面效应 增升减阻 翼尖涡结构

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高分辨率格式与钝舵绕流数值模拟

19

作者 马汉东 李素循 吴礼义 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期390-394,共5页

采用Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ／ＴＶＤ格式，Ｒｏｅ二阶、三阶以及四阶通量差分分裂格式数值计算雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，湍流附加粘性采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型计算，针对超声速绕钝圆舵流动进行了数值模... 采用Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ／ＴＶＤ格式，Ｒｏｅ二阶、三阶以及四阶通量差分分裂格式数值计算雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，湍流附加粘性采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型计算，针对超声速绕钝圆舵流动进行了数值模拟比较研究，计算给出了流场的详细结构，物面压力分布与实验值符合良好，尤其是Ｒｏｅ三阶格式给出了较好的计算结果，两个超声速回流区以及湍流边界层分离也得到了很好的数值模拟。 展开更多

关键词 钝舵 绕流 激波 湍流边界层 干扰 高分辨率格式

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基于流程控制的飞机增升装置多体动力学分析

20

作者 李刚 《航空科学技术》 2015年第4期12-15,共4页

简要介绍了基于SLM基础平台开发的增升装置动力学分析子平台的仿真分析流程及数据管理方法,并在此基础上建立了基于增升装置动力学分析子平台的飞机增升装置多体动力学分析流程。最后以飞机后缘襟翼为例,对建立的飞机增升装置多体动力... 简要介绍了基于SLM基础平台开发的增升装置动力学分析子平台的仿真分析流程及数据管理方法,并在此基础上建立了基于增升装置动力学分析子平台的飞机增升装置多体动力学分析流程。最后以飞机后缘襟翼为例,对建立的飞机增升装置多体动力学分析流程进行了验证并将仿真结果和试验测得的数据进行了对比。结果表明,该分析流程能够有效地实现飞机增升装置的多体动力学分析及过程与结果数据的管理,并具有较高的可信度。 展开更多

关键词 增升装置 流程控制 多体动力学 SLM基础平台

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