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侧风影响下的尾流冲浪仿真模拟研究
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作者 陈宽明 王腾 +1 位作者 刘泽宇 苏润之 《飞行力学》 北大核心 2026年第1期14-19,共6页
在尾流冲浪编队飞行中,后机可通过捕获前机尾流获得升力增益,该技术能显著降低长航程飞行中的碳排放。然而,当前关于侧风对尾流冲浪影响的研究仍属空白。针对B737-800构建“V”形编队模型,基于巡航高度侧风条件开展尾流冲浪数值仿真。通... 在尾流冲浪编队飞行中,后机可通过捕获前机尾流获得升力增益,该技术能显著降低长航程飞行中的碳排放。然而,当前关于侧风对尾流冲浪影响的研究仍属空白。针对B737-800构建“V”形编队模型,基于巡航高度侧风条件开展尾流冲浪数值仿真。通过CFD建立重叠网格系统模拟飞机流场,解析前机尾流的耗散特性并计算尾涡环量、半径及下沉速率等参数。将前机尾涡场耦合至后机流场域,系统评估后机升力响应规律。实验设计采用2.0~3.5 km纵向间距范围内的4组典型间隔,结合30 m/s与40 m/s侧风风速及90°风向角,综合评估后机升力增益效果。研究结果表明:在40 m/s侧风条件下,当来流方向与机翼呈90°夹角、前后机水平间距0.5B(B为翼展)、垂直间距0B时,后机升力提升率达到14.2%,呈现最优增益效果。 展开更多
关键词 编队飞行 侧风 尾流冲浪 数值模拟
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飞机风挡结构超小容积增压试验装置设计技术研究
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作者 牧彬 《工程与试验》 2026年第1期66-68,共3页
某型飞机风挡及连接结构容积显著小于飞机驾驶舱、客舱等结构,其疲劳试验过程中增压载荷工况面临的主要问题是压力过冲严重、稳定时间较长。为解决超小容积增压试验控制问题,本文设计了一种专用充气加载试验装置,以PLC为核心,由充气比... 某型飞机风挡及连接结构容积显著小于飞机驾驶舱、客舱等结构,其疲劳试验过程中增压载荷工况面临的主要问题是压力过冲严重、稳定时间较长。为解决超小容积增压试验控制问题,本文设计了一种专用充气加载试验装置,以PLC为核心,由充气比例阀、放气开关阀组成,同时建立其PLC切换工作逻辑,最后利用AMESim建模进行仿真验证。结果表明,超小容积增压试验控制技术能够抑制压力过冲及反复调节,控制精度满足试验任务书要求。 展开更多
关键词 增压试验 试验装置 风挡结构 气压仿真 压力过冲
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基于BiGRU-CCT的混合图像化轴承故障诊断方法
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作者 任义 韩佳昕 +1 位作者 栾方军 袁帅 《航空发动机》 北大核心 2026年第1期38-47,共10页
为了解决轴承故障诊断任务中故障信息利用不充分的问题,提出了一种基于双向门控循环单元(BiGRU)和紧凑型卷积Transformer(CCT)的混合图像化轴承故障诊断方法。利用BiGRU的双向结构学习轴承振动数据隐含的时间关联性,通过格拉姆角场(GAF... 为了解决轴承故障诊断任务中故障信息利用不充分的问题,提出了一种基于双向门控循环单元(BiGRU)和紧凑型卷积Transformer(CCT)的混合图像化轴承故障诊断方法。利用BiGRU的双向结构学习轴承振动数据隐含的时间关联性,通过格拉姆角场(GAF)、马尔科夫转移场(MTF)和递归图(RP)合成3通道图像获取信号的多维度特征;采用CCT模型的卷积块提取局部特征并减少模型参数;将BiGRU与卷积块融合后的特征输入到Transformer及序列池化模块进行故障诊断,可更全面监测轴承的工作状态。为了更好地解释提出的轴承故障诊断方法,通过混淆矩阵和t-分布领域嵌入算法对结果进行了可视化展示。结果表明:与采用混合图像化方法的2DCNN和ViT等模型相比,结合BiGRU和CCT的故障诊断方法能够融合不同空间特征,有利于提取故障信号中的时序信息,F1值和效率都得到了提高。 展开更多
关键词 轴承 故障诊断 双向门控循环单元 紧凑型卷积Transformer 混合图像化方法
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机身壁板联合加载试验装置研发及验证
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作者 臧伟锋 陈先民 +1 位作者 卓轶 袁新峰 《科学技术与工程》 北大核心 2026年第1期375-386,共12页
机身壁板联合加载试验是大型飞机结构强度研究的重要内容,基于机身壁板承力特性和力学模型,结合国内外研究状况,通过开展内压-拉伸-剪切联合加载试验和内压-压缩-剪切联合加载试验,完成了机身壁板联合加载试验研究,开发了机身壁板联合... 机身壁板联合加载试验是大型飞机结构强度研究的重要内容,基于机身壁板承力特性和力学模型,结合国内外研究状况,通过开展内压-拉伸-剪切联合加载试验和内压-压缩-剪切联合加载试验,完成了机身壁板联合加载试验研究,开发了机身壁板联合加载试验装置,试验研究突破了机身壁板边界模拟、无过渡段剪切载荷施加、双轴双框架布置、载荷分离、压心随动加载、拉伸-压缩平动加载、随动扣重共7项关键技术,试验装置可施加拉伸载荷4 000 kN,压缩载荷4 000 kN,剪切3 750 kN·m,内压0.15 MPa,机身壁板试验件长度可达4 200 mm、弦长可达3 100 mm,试验装置可完成机身壁板11种载荷工况强度试验,满足了我国大型飞机结构选型和强度验证的需要。 展开更多
关键词 机身壁板 联合载荷 试验装置 边界模拟 D夹具 随动加载
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基于FPGA的Aurora协议线速率自适应协商接口设计
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作者 蔡纵豪 刘昌华 +3 位作者 宋英雄 张俊杰 李玥 聂际敏 《工业控制计算机》 2026年第2期16-17,20,共3页
针对航空航天测试领域地面检测设备面临的Aurora协议线速率兼容性问题,提出了一种基于FPGA的自适应线速率协商方案。通过线速率控制架构和自适应协商机制,实现了地面检测设备在无需硬件改动和复杂操作的情况下,自动适配多种线速率的功能... 针对航空航天测试领域地面检测设备面临的Aurora协议线速率兼容性问题,提出了一种基于FPGA的自适应线速率协商方案。通过线速率控制架构和自适应协商机制,实现了地面检测设备在无需硬件改动和复杂操作的情况下,自动适配多种线速率的功能。ModelSim仿真结果表明:设计的接口能够实现Aurora线速率自适应协商,并支持多速率的快速切换。通过测试平台实时验证,Aurora协议线速率自适应协商的平均时间为1.98 ms,极大地提高了地面检测设备在多速率环境下的适应性和检测效率。采用了Aurora线速率自适应协商方案后,Aurora接口测试时长减低了59.1%,测试操作简化为单次点击,减少了对专业技术人员的依赖,缩短了单颗卫星载荷的地面测试时间,进一步提升了卫星载荷测试的整体效率和经济效益,为卫星载荷的快速迭代和升级提供了有力支持。 展开更多
关键词 Aurora线速率 自适应协商 FPGA
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直升机极寒环境适应性试飞的挑战与思考 被引量:1
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作者 艾剑波 吴建国 +1 位作者 崔腾飞 宋健 《装备环境工程》 2025年第2期31-39,共9页
通过分析全球高寒地区冲突态势以及引发的军备竞争,指出直升机在高寒地区部署服役的迫切需求。分析了包括温度、降雪、大风、高纬度等极寒环境因素对直升机的影响,以及开展极寒环境适应性验证的必要性,总结了高寒环境适应性试飞场地的... 通过分析全球高寒地区冲突态势以及引发的军备竞争,指出直升机在高寒地区部署服役的迫切需求。分析了包括温度、降雪、大风、高纬度等极寒环境因素对直升机的影响,以及开展极寒环境适应性验证的必要性,总结了高寒环境适应性试飞场地的各自的优缺点。在此基础上,系统地阐述了直升机高寒环境适应性试飞的科目、影响、意义,以及在直升机高寒试飞中的多发故障。最后,对当前直升机与极寒环境使用需求存在的差距进行了思考和分析,指出目前极寒环境适应性试飞存在的不足,提出了借用气候环境实验室、无人机、仿真等技术在极寒试飞中的应用,对有效开展直升机极寒环境适应性设计和验证工作具有一定指导意义。 展开更多
关键词 直升机 极寒环境 环境损伤 高寒试飞 试飞保障
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基于无人直升机的多连杆仿生腿起落架系统集成与验证技术
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作者 任佳 刘小川 +3 位作者 王计真 高峰 孙竞 尹科 《机械工程学报》 北大核心 2025年第16期305-320,共16页
针对传统的无人直升机起落架系统存在的智能化水平低和复杂地形着陆适应性差的问题,设计出一种基于多连杆构型的仿生腿起落架系统,作为原有固定式起落架的有效补充。在分析应用场景需求的基础上,给出仿生腿起落架的设计理念和总体构型,... 针对传统的无人直升机起落架系统存在的智能化水平低和复杂地形着陆适应性差的问题,设计出一种基于多连杆构型的仿生腿起落架系统,作为原有固定式起落架的有效补充。在分析应用场景需求的基础上,给出仿生腿起落架的设计理念和总体构型,在基础上进行系统集成和验证技术的研究。首先,基于六腿式设计构型,提出仿生腿起落架的结构设计和驱动/控制系统设计方法;然后,用于某型无人直升机验证平台,构建仿生腿起落架物理样机,提出飞控-腿控-地形识别系统的协同控制与融合设计方法;最后,通过样机,完成了全机振动特性测试试验和地面共振分析、实验室承载能力测试、外场飞行着陆验证等试验。研究结果表明,多连杆仿生腿起落架可实现占最大起飞重量不大于25%的轻量化设计,能够在起伏不大于200 mm的非结构地形着陆,其驱动/控制设计方法有效实现了起落架着陆过程的缓冲和机身的稳定性控制,可作为起落架的有效补充,实现无人直升机的野外非结构地形自适应着陆,相比于传统起落架具备可折叠、着陆姿态调整、复杂地形适应等优点。 展开更多
关键词 仿生腿起落架 地形自适应 系统集成 协同控制 验证试验 样机
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直升机桨叶扭转刚度的高精视觉测量研究
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作者 陈庆童 杨广根 +1 位作者 熊邦书 周鑫 《重庆理工大学学报(自然科学)》 北大核心 2025年第12期202-209,共8页
为了实现高精度的直升机桨叶扭转刚度测量,提出了一种基于图像识别技术的测量方法。采用张正友标定法对双目相机进行精确标定,确保后续测量数据的准确性;借助改进后的SuperPoint网络进行圆形标记点的精准检测,并通过该网络计算标记点圆... 为了实现高精度的直升机桨叶扭转刚度测量,提出了一种基于图像识别技术的测量方法。采用张正友标定法对双目相机进行精确标定,确保后续测量数据的准确性;借助改进后的SuperPoint网络进行圆形标记点的精准检测,并通过该网络计算标记点圆心的三维坐标;利用最小二乘法拟合载荷前后桨叶平面,进一步获得桨叶剖面段两端的扭转角度差;结合桨叶扭转刚度公式计算桨叶剖面段的平均扭转刚度。桨叶测量试验结果表明:圆形标记点检测准确率达到99.6%;实际测量误差为0.034 1 mm;直升机桨叶各剖面段的扭转角度差与载荷之间呈高度线性相关;多次试验结果高度一致,具有良好的重复性。所提方法可应用于直升机桨叶扭转刚度测量。 展开更多
关键词 图像识别技术 桨叶扭转刚度 立体视觉标定 圆心标记点检测 扭转刚度解算
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场地地脉动测试评估方法
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作者 雷浩 邢云林 郝勇 《噪声与振动控制》 北大核心 2026年第1期221-226,共6页
根据场地地脉动特点提出场地测试设备要求、测试方法、数据分析和评估方法。提出将功率谱密度和H/V谱比法结合共同确定场地固有频率的方法,并以国内各场地地脉动测试为例,分析固有频率、卓越频率与场地类别的关系。研究结果表明:将功率... 根据场地地脉动特点提出场地测试设备要求、测试方法、数据分析和评估方法。提出将功率谱密度和H/V谱比法结合共同确定场地固有频率的方法,并以国内各场地地脉动测试为例,分析固有频率、卓越频率与场地类别的关系。研究结果表明:将功率谱密度和H/V谱比法相结合确定场地固有频率,具有很好的适用性;除IV类无锡场地外,其余各卓越频率均在2~4.5 Hz;通过固有频率可判断场地类别自大到小依次为:Ⅰ类场地、Ⅱ类场地、Ⅲ类场地、Ⅳ类场地。 展开更多
关键词 振动与波 场地地脉动 功率谱密度 H/V谱比法 固有频率
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飞机结构抗冰雹冲击特性研究进展与展望
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作者 白春玉 赵子豪 +2 位作者 刘小川 张宇 郭亚周 《航空学报》 北大核心 2025年第21期1-15,共15页
在极端天气条件下,冰雹冲击飞机雷达罩、机翼等部位易造成结构损伤甚至失效,危及航空运营安全,是飞机结构设计不可忽视的焦点问题。分析了冰雹冲击飞机结构的相关规章条款要求,对比研究了冰雹冲击相较鸟撞等外来物冲击飞机结构的异同,... 在极端天气条件下,冰雹冲击飞机雷达罩、机翼等部位易造成结构损伤甚至失效,危及航空运营安全,是飞机结构设计不可忽视的焦点问题。分析了冰雹冲击飞机结构的相关规章条款要求,对比研究了冰雹冲击相较鸟撞等外来物冲击飞机结构的异同,并从冰雹的形成机理及动态本构表征、实验室环境下冰雹冲击结构试验、冰雹冲击数值仿真及损伤评价等方面出发,阐释了冰雹冲击航空结构的技术研究概况及典型进展,最后,对航空结构抗冰雹冲击技术的发展进行了展望。 展开更多
关键词 飞机结构 冰雹 冲击 损伤评价 本构关系
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并联组合式石英灯加热器及其辐射加热性能
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作者 周法 林国胜 +4 位作者 刘祥 张敏莉 陈海群 欧东斌 马汉东 《装备环境工程》 2025年第1期90-99,共10页
目的通过石英灯加热器对材料表面进行辐射加热,研究其对开展飞行器表面热载荷地面模拟的有效性。方法设计开发一套并联组合式石英灯加热器,并针对200 mm×200 mm平板材料进行辐射加热实验研究,通过一系列实验获得加热器辐射面与模... 目的通过石英灯加热器对材料表面进行辐射加热,研究其对开展飞行器表面热载荷地面模拟的有效性。方法设计开发一套并联组合式石英灯加热器,并针对200 mm×200 mm平板材料进行辐射加热实验研究,通过一系列实验获得加热器辐射面与模型平板不同距离之间的热流变化规律,以及加热器对平板模型某点热流与加热器电参数的关联特性,并分别以模型表面某点处热流和温度参数作为控制变量,实现加热器对模型某点的热流和温度的跟踪模拟。结果本文开发的并联组合式石英灯加热器既可以单组使用,也可以2组并联组合使用,2种形式加热器对模型表面均可以形成一个稳定的辐射加热区域,辐射加热区域内从中心到边缘平均温度梯度分别为8℃/cm和3.3℃/cm,温度不均匀度分别为3.14%和1.27%。模型表面热流的跟踪响应实现毫秒级控制,控制精度保持在1%以内,加热器可以实现某点温度的动态跟踪和控制,温度控制精度受材料特性而存在一定的偏差。结论石英灯加热器对于平板某点热流与加热器功率之间存在着近似的线性关系,2组并联实现了一个更好的均匀稳定的加热区域,加热器对于辐射加热区域某点热流和温度均可以实现动态跟踪控制。 展开更多
关键词 石英灯加热器 辐射加热 热流 防热考核 气动热 高速飞行器
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医疗救护飞机训练舱噪声重构系统设计研究
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作者 田甜 郭磊 +4 位作者 姜媛媛 张慕哲 雍伟 周海亮 李法林 《空军军医大学学报》 2026年第1期81-85,共5页
目的为重构医疗救护飞机地面训练舱噪声环境,模拟真实飞行环境下的声场特征。方法基于真实飞机噪声测量参数,开展硬件系统方案、播放控制器、扬声器箱等设计研究,以及布局方案设计、仿真与试验验证。结果试验结果表明,训练舱的噪声频谱... 目的为重构医疗救护飞机地面训练舱噪声环境,模拟真实飞行环境下的声场特征。方法基于真实飞机噪声测量参数,开展硬件系统方案、播放控制器、扬声器箱等设计研究,以及布局方案设计、仿真与试验验证。结果试验结果表明,训练舱的噪声频谱与飞机飞行巡航状态(8000 m)基本一致,重症监护区、手术区、生活保障区和基本医疗区的噪声声压级(平均)分别为90~95 dB、78~85 dB、92~100 dB,均达到了预设声压级指标。结论所设计的噪声模拟系统可以有效重构真实飞机噪声声场,为医护人员的空运医疗培训工作提供重要的硬件支撑,未来将通过不同飞机平台噪声声场参数采集、算法轻量化、多源数据融合等方式推动噪声模拟技术从“分析工具”向“智能决策中枢”演进,助力航空可持续发展目标实现。 展开更多
关键词 医疗飞机 环控 噪声 训练舱 舱内噪声模拟 声场仿真分析
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基于电容传感器的涡轮转子叶片非接触振动测试
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作者 刘美茹 卫靖澜 +3 位作者 郭光辉 高鹏 郜伟强 乔百杰 《燃气涡轮试验与研究》 2026年第1期100-111,共12页
针对电容传感器应用于航空发动机转子叶片振动测试精度低的现实问题,提出了基于定时信号质心的叶片到达时刻提取算法,形成了高精度质心提取模块。将电容传感器与高精度质心提取模块应用于发动机整机及核心机叶片的振动测试,成功获取了... 针对电容传感器应用于航空发动机转子叶片振动测试精度低的现实问题,提出了基于定时信号质心的叶片到达时刻提取算法,形成了高精度质心提取模块。将电容传感器与高精度质心提取模块应用于发动机整机及核心机叶片的振动测试,成功获取了涡轮转子叶片的叶尖定时信号和振动测量结果。研究结果表明,电容传感器测试涡轮转子叶片叶尖定时信号存在凹槽,且高转速下还会出现信号干扰现象。高精度质心提取模块可以解决凹槽和高转速下的信号干扰问题,且振动测试结果精度较高。研究成果将在发动机整机、核心机涡轮转子叶片非接触振动测试试验中发挥重要作用。 展开更多
关键词 电容传感器 非接触测量 涡轮转子叶片 振动 脉冲信号 航空发动机
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航空液压系统作动机构疲劳试验台架智能监测系统设计
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作者 栗丽云 刘威 《现代制造技术与装备》 2026年第2期69-71,75,共4页
航空液压系统作动机构在高频载荷作用下易出现疲劳损伤,且其状态演化过程复杂,需依托具备数据获取、行为解析与响应联动能力的监测系统实现工况还原与性能追踪。为此,提出一种用于疲劳试验台架的智能监测系统设计方案,构建由采集、建模... 航空液压系统作动机构在高频载荷作用下易出现疲劳损伤,且其状态演化过程复杂,需依托具备数据获取、行为解析与响应联动能力的监测系统实现工况还原与性能追踪。为此,提出一种用于疲劳试验台架的智能监测系统设计方案,构建由采集、建模、识别、报警与可视管理组成的多层架构,部署高速采样通道、路径映射模型与异常触发逻辑,形成完整闭环链路。系统支持周期识别、状态标注与日志追溯,适用于航空作动机构试验。 展开更多
关键词 智能监测系统 疲劳试验台架 作动机构 状态建模 异常识别
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Hypervelocity impact response and protection for the track steels of rocket sled system via light-gas gun experiments
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作者 Siwei Zhao Yi Zeng +5 位作者 Xuewen Zhou Weixing Zhao Botao Xie Jianbin Jing Yan Chen Yilun Liu 《Defence Technology(防务技术)》 2026年第2期282-293,共12页
Hypervelocity rocket sled systems are critical for testing advanced military technologies,yet track damage at speeds exceeding Mach 5 remains a significant challenge for system reliability and performance.In this stud... Hypervelocity rocket sled systems are critical for testing advanced military technologies,yet track damage at speeds exceeding Mach 5 remains a significant challenge for system reliability and performance.In this study,we investigated the hypervelocity impact response and protection for highstrength U71 Mn or bainitic steel used in rocket sled tracks.Flyer plate impact experiments using a two-stage light-gas gun were conducted to study the hypervelocity collision response,followed by the microstructural characterization via optical microscope,scanning electron microscopy equipped with electron backscatter diffraction to reveal underlying damage mechanisms.Then,the calibrated thermalmechanical coupled finite element simulations using the Johnson-Cook constitutive model and MieGrüneisen equation of state were carried out.Results indicated that bainitic steel exhibits superior impact resistance with predominantly smooth scratch-dominated damage due to its higher ductility.In contrast,U71 Mn suffered significant material spallation and crack propagation arising from brittle fracture mechanisms.Zinc-rich epoxy primer coatings effectively mitigated stress concentration and temperature rise in the substrate at impacting velocities below 2.4 km/s,so as to suppress the microstructural damage such as adiabatic shear bands and dynamic recrystallization.However,coating protection diminished at ultra-high-speed impacts due to the coating failure.Dimensional analysis established quantitative relationships of the gouge damage size to projectile mass,impact velocity,and material yield strength.This study provides in-depth insights into damage mechanisms in hypervelocity rail systems,demonstrating that bainitic steel combined with protective coatings can significantly enhance impact resistance and system reliability,offering valuable guidance for the design and optimization of hypervelocity testing platforms. 展开更多
关键词 Hypervelocity rocket sled Gouge of the track steels Two-stage light-gas gun Microstructural characterization Coating protection
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面向飞机静力试验的摄影测量技术
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作者 田仕勋 杨东涛 +2 位作者 胡瑞麟 肖志鹏 杨哲宇 《科技视界》 2026年第4期82-86,共5页
摄影测量是飞机静力试验中的一种数据采集技术,具有精度高、效率高等优势,本文以飞机静强度试验为背景,对摄影测量技术进行研究。介绍了飞机全机静力试验的基本概念和重要性,阐述了摄影测量的历史及其在航空领域的早期应用,介绍了摄影... 摄影测量是飞机静力试验中的一种数据采集技术,具有精度高、效率高等优势,本文以飞机静强度试验为背景,对摄影测量技术进行研究。介绍了飞机全机静力试验的基本概念和重要性,阐述了摄影测量的历史及其在航空领域的早期应用,介绍了摄影测量技术的基础工作原理,综述了摄影测量技术在航空工业领域应用的国内外研究现状。从相机校正技术、标识点识别、图像自动匹配技术、待测点坐标计算技术和系统误差控制技术5个角度介绍了摄影测量系统优化策略。本文以波音787飞机全机静力试验为研究对象,阐述摄影测量技术在该机型全机静力试验中的工作流程,并分析摄影测量技术在该次试验中的作用。结合实际工程经验,分析了目前摄影测量技术应用于全机静力试验存在的问题,并对未来的发展方向进行展望。 展开更多
关键词 摄影测量 全机静力试验 系统优化
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大型运输机增升结构多参量耦合疲劳试验方法 被引量:1
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作者 王育鹏 贺谦 +3 位作者 夏峰 许飞 宋鹏飞 张超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期22-29,共8页
针对大型运输机增升结构疲劳试验面临的空间复杂运动翼面载荷精准施加、多系统多参量交互协同控制和复杂耦合验证系统安全运行等难点,开展了多维运动增升结构轨迹模拟、多参量耦合精准动态协同控制、复杂耦合试验系统实时联动安全保护... 针对大型运输机增升结构疲劳试验面临的空间复杂运动翼面载荷精准施加、多系统多参量交互协同控制和复杂耦合验证系统安全运行等难点,开展了多维运动增升结构轨迹模拟、多参量耦合精准动态协同控制、复杂耦合试验系统实时联动安全保护等技术研究。建立了基于微分平坦的空间轨迹模拟方法,确保了翼面偏转过程载荷方向实时精准跟随;构建了随动机构运动速率优化模型,采用时序控制方法,实现了多系统多参量精准动态协同控制;建立了耦合系统功能失效联动保护策略和基于高频轮询模式的通讯状态监控方法,实现了复杂试验系统失效实时联动安全保护;形成一种大型运输机复杂增升结构多参量耦合疲劳试验方法。工程应用结果表明:该方法加载力线最大角度误差为1.8°,载荷最大相对动态误差2.69%,子系统安全保护响应时间最大值18 ms,确保了襟缝翼结构寿命评估的准确性和试验运行的可靠性。 展开更多
关键词 增升结构 结构疲劳 空间轨迹模拟 多参量协同 系统失效保护
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动态失速及其实验方法与测量技术研究进展 被引量:1
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作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
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极低风速标定系统设计与调试
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作者 周廷波 张正科 +3 位作者 田永强 郗忠祥 张国彪 高超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期237-257,共21页
针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。... 针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计;设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统,并进行了调试。调试结果表明:速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%,达到设计指标0.003 m/s和0.4%,优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%(风洞类)、0.001 m/s和0.82%(探头运动型);温度控制最大误差为0.9℃,达到设计指标1℃;湿度控制误差为2.9%RH,达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定,标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s,满足标定精度设计指标0.03 m/s,处于国际风洞类标定装置误差范围0.018~0.03377 m/s内,接近国际探头运动型装置误差0.014 m/s;拟合曲线最大相对误差为5.214%,接近国际风洞类标定装置误差4%,接近国际探头运动型装置误差2.42%~15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s,接近国际风洞类标定装置不确定度0.014~0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。 展开更多
关键词 极低风速 标定系统 速度控制 温度控制 湿度控制 热线标定
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全机静强度试验数字化协同设计实践
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作者 张建锋 刘冰 +3 位作者 李涛 张程瑞 郭琼 刘思扬 《航空学报》 北大核心 2025年第21期271-284,共14页
全机静强度试验作为飞行器结构强度验证的关键环节,其数字化转型对提升试验效率与质量具有重要意义。针对传统试验业务中设计效率低、协同程度弱等难题,提出了以数字化协同设计为核心的全机静强度试验设计模式,开展了试验设计协同、参... 全机静强度试验作为飞行器结构强度验证的关键环节,其数字化转型对提升试验效率与质量具有重要意义。针对传统试验业务中设计效率低、协同程度弱等难题,提出了以数字化协同设计为核心的全机静强度试验设计模式,开展了试验设计协同、参数化设计等关键技术研究,建立覆盖试验设计全生命周期的数字化协同设计体系。研制了试验数字化协同设计系统,通过标准化模型库、结构化数据管理及设计工具开发,实现了试验流程与设计任务的深度绑定,解决了多人协同设计中的任务分配及设计数字主线等难题。以某型飞机全机试验为研究对象开展数字化设计实践,结果表明该系统有效提升了试验设计的标准化和协同能力,试验设计效率显著提升,为中国飞行器强度试验体系的数字化转型提供了技术支撑。 展开更多
关键词 全机静强度试验 数字化协同 试验设计 参数化设计 数字主线
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