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等离子喷涂纳米和微米Al_2O_3-TiO_2涂层摩擦磨损性能研究 被引量：14
1
作者 卢林 马壮 +1 位作者 王富耻 柳彦博 《北京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期878-882,共5页
采用大气等离子喷涂的方法制备了纳米和微米Al2O3-TiO2涂层,其中w(TiO2)=13%.分析了涂层组织形貌特征和结合强度等性能,研究了两种涂层在不同载荷下的摩擦磨损性能.结果表明,纳米Al2O3-TiO2涂层是由未熔或半熔纳米颗粒区域与完全熔融粒... 采用大气等离子喷涂的方法制备了纳米和微米Al2O3-TiO2涂层,其中w(TiO2)=13%.分析了涂层组织形貌特征和结合强度等性能,研究了两种涂层在不同载荷下的摩擦磨损性能.结果表明,纳米Al2O3-TiO2涂层是由未熔或半熔纳米颗粒区域与完全熔融粒子铺展区域共同构成的,孔隙率低,显微硬度、结合强度均高于层状结构的微米涂层,且纳米涂层磨损量明显小于微米涂层.高载荷下磨屑均匀细化、圆整,形成微滚珠效应,纳米涂层稳态摩擦系数随载荷增大而下降,而微米涂层摩擦系数随载荷变化不明显. 展开更多
关键词 等离子喷涂 纳米Al2O3-TiO2涂层 摩擦系数 磨损量
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航空减速器弧齿锥齿轮啮合仿真模型 被引量：5
2
作者 李源 袁杰红 李俊武 《机械传动》 CSCD 北大核心 2006年第3期29-31,共3页
利用大型有限元分析软件Msc.Marc的直接约束法,建立了某航空减速器弧齿锥齿轮副多齿啮合的三维有限元非线性接触分析模型,该模型可同时实现转矩和运动的传递。基于该模型,对齿轮副进行了一个啮合周期的准静态啮合仿真分析,给出了准静态... 利用大型有限元分析软件Msc.Marc的直接约束法,建立了某航空减速器弧齿锥齿轮副多齿啮合的三维有限元非线性接触分析模型,该模型可同时实现转矩和运动的传递。基于该模型,对齿轮副进行了一个啮合周期的准静态啮合仿真分析,给出了准静态啮合时轮齿的接触状态、接触应力、齿根弯曲应力及主从动齿轮的转矩和转速随啮合位置变化的规律。分析表明,本文得到的结果非常符合实际啮合规律,也验证了模型的正确性。 展开更多
关键词 MSC.Marc 有限元 弧齿锥齿轮 接触 准静态啮合
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大展弦比复杂机翼刚度计算方法研究 被引量：4
3
作者 朱鲜飞 冯蕴雯 薛小锋 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2011年第3期473-478,共6页
针对大展弦比复杂机翼,提出了一种在机翼全局坐标系下综合考虑机翼扭转角、上倾角和后掠角的机翼刚度计算方法。以某大展弦比复杂机翼为例,用笔者提出的方法给出了复杂机翼刚度计算的具体过程与计算结果,并与国外文献的计算方法作了对... 针对大展弦比复杂机翼,提出了一种在机翼全局坐标系下综合考虑机翼扭转角、上倾角和后掠角的机翼刚度计算方法。以某大展弦比复杂机翼为例,用笔者提出的方法给出了复杂机翼刚度计算的具体过程与计算结果,并与国外文献的计算方法作了对比分析。结果表明:笔者所提出的方法概念更具合理性,刚度计算结果精度更高。文中所提出的方法可对大展弦比复杂机翼刚度计算分析提供有益参考。 展开更多
关键词 大展弦比 复杂机翼 刚度 上倾角 后掠角
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控制机翼附面层分离的涡流发生器实验研究 被引量：4
4
作者 张进 张彬乾 +1 位作者 段卓毅 焦予秦 《南昌航空大学学报（自然科学版）》 CAS 2006年第1期39-42,共4页
本文在微型涡流发生器控制超临界翼型附面层分离实验研究的基础上,在低速风洞中研究了微型涡流发生器弦向位置和安装偏角对超临界机翼附面层分离控制效果的影响。研究结果表明,微型梯形涡流发生器对超临界机翼附面层分离的控制主要起减... 本文在微型涡流发生器控制超临界翼型附面层分离实验研究的基础上,在低速风洞中研究了微型涡流发生器弦向位置和安装偏角对超临界机翼附面层分离控制效果的影响。研究结果表明,微型梯形涡流发生器对超临界机翼附面层分离的控制主要起减阻作用;其弦向最佳位置在分离线前约4倍涡流发生器高度之间;最佳安装角为35°。 展开更多
关键词 微型涡流发生器 超临界机翼 附面层分离 油流
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飞机结构多处损伤研究现状 被引量：4
5
作者 李郑琦 胡建军 陈跃良 《强度与环境》 2011年第3期50-56,共7页
多损伤是老龄飞机最主要的损伤形式,在文中介绍了多损伤应力强度因子的计算方法和多裂纹连通准则,飞机结构多损伤裂纹扩展模型和可靠性分析研究现状。
关键词 飞机结构 腐蚀环境 有限元 多处损伤 可靠性
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共轴式双旋翼直升机桨毂减阻设计方法研究 被引量：5
6
作者 龙海斌 吴裕平 朱仁淼 《直升机技术》 2017年第2期22-26,共5页
针对共轴式双旋翼直升机高速前飞时桨毂产生的阻力在全机阻力中占比很大的问题,采用参数化建模方法对某型共轴式双旋翼直升机的桨毂进行了减阻设计,然后采用CFD对该型机桨毂和各减阻方案进行了数值模拟计算。通过深入研究桨毂各部件的... 针对共轴式双旋翼直升机高速前飞时桨毂产生的阻力在全机阻力中占比很大的问题,采用参数化建模方法对某型共轴式双旋翼直升机的桨毂进行了减阻设计,然后采用CFD对该型机桨毂和各减阻方案进行了数值模拟计算。通过深入研究桨毂各部件的阻力特性和流场数据,剖析了桨毂阻力的产生机理,结果表明上下椭圆形回旋体+瘦腰圆柱体带切线后体整流罩的减阻方案能降低52%左右的阻力,中间轴整流罩尾缘的压力分布对减阻的效果有比较大的影响。类似地,该研究成果对降低共轴高速直升机的桨毂阻力具有显著效果。 展开更多
关键词 直升机 共轴式双旋翼 桨毂 减阻 参数化
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飞机操纵面功能余度研究 被引量：6
7
作者 孟维杰 关英勇 郝大琦 《飞机设计》 2006年第1期56-60,共5页
提出了飞机易损性减缩中功能余度的概念和功能余度的分析方法,建立了飞机的右副翼卡滞情况下的定常直线侧滑模型,通过实例,计算说明了飞机各操纵面之间功能余度的可能性,也证明了功能余度概念的存在性与正确性。
关键词 易损性减缩 功能余度 生存力 飞行控制
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柔性飘带气动特性初探 被引量：4
8
作者 唐良锐 《气动实验与测量控制》 CSCD 1996年第1期9-13,共5页
气动中心首次进行了柔性飘带弹的气动特性试验，对柔性飘带提供安定作用的机理进行了分析。常规刚性尾翼（舵）是基于自身升力产生安定力矩，而柔性飘带的安定性是由它产生的总阻力提供的。文中还对影响飘带气动特性诸因素进行了探讨。
关键词 柔性飘带 气动特性 风洞试验 飞行器 稳定器
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基于CAP准则的柔性飞机飞行品质研究
9
作者 张聪 谭溥学 +2 位作者 李道春 董昊 向锦武 《中国科技论文》 CAS 北大核心 2018年第5期533-536,541,共5页
飞机柔度增加对飞机飞行品质特性有较大影响,传统针对刚性飞机飞行品质的评价指标不能满足柔性飞机飞行品质的评价。研究分别建立刚性和柔性飞机飞行动力学线化模型,并对比两者的频域与时域响应曲线,分析刚性飞机和柔性飞机的性能。针... 飞机柔度增加对飞机飞行品质特性有较大影响,传统针对刚性飞机飞行品质的评价指标不能满足柔性飞机飞行品质的评价。研究分别建立刚性和柔性飞机飞行动力学线化模型,并对比两者的频域与时域响应曲线,分析刚性飞机和柔性飞机的性能。针对柔性飞机飞行品质评价指标的不足,对已有CAP(control anticipation parameter)准则中的指标进行修正,将结构模态频率引入评价指标公式。分别计算刚性飞机和柔性飞机CAP值与阻尼比关系曲线。对比发现,高速、大柔性飞机CAP值相对刚性飞机CAP值偏离较大,影响飞机飞行品质。 展开更多
关键词 飞行力学 柔性飞机 飞行品质 CAP准则
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飞机强度试验舵面偏角测量方法的研究 被引量：1
10
作者 柴东波 郭晓冬 杨东涛 《工程与试验》 2021年第1期17-18,58,共3页
为满足飞机结构强度试验中舵面偏角测量的要求,提出了一种基于位移测量的舵面偏角测量方法。该方法通过安装于舵面悬挂支臂上的两个拉线式位移传感器,测量相对于舵面悬挂接头上同一个测量点的位移,利用三角公式进行计算,得到舵面的偏转... 为满足飞机结构强度试验中舵面偏角测量的要求,提出了一种基于位移测量的舵面偏角测量方法。该方法通过安装于舵面悬挂支臂上的两个拉线式位移传感器,测量相对于舵面悬挂接头上同一个测量点的位移,利用三角公式进行计算,得到舵面的偏转角度。对比验证试验表明,该方法的测量性能指标满足飞机结构强度试验要求,解决了传统利用倾角传感器无法测量方向舵偏角的难题,提高了试验数据采集的效率。 展开更多
关键词 飞机强度试验 位移测量 偏角测量 方向舵
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襟翼系统运行场景的多维度建模与联合仿真
11
作者 许鸿杰 童小燕 +2 位作者 吕胜利 任金虎 王英儒 《南昌航空大学学报（自然科学版）》 CAS 2023年第1期1-10,共10页
现阶段襟翼系统研发过程中以往采用的系统建模与仿真方法,很难完全满足型号研制中苛刻的性能设计指标及快速迭代的设计要求。鉴于此提出了一种襟翼系统运行场景的多维度建模与联合仿真的技术手段,采用基于模型的系统工程(简称MBSE)正向... 现阶段襟翼系统研发过程中以往采用的系统建模与仿真方法,很难完全满足型号研制中苛刻的性能设计指标及快速迭代的设计要求。鉴于此提出了一种襟翼系统运行场景的多维度建模与联合仿真的技术手段,采用基于模型的系统工程(简称MBSE)正向研发思路,探索了襟翼系统的敏捷系统建模方法;采用SysML语言进行运行场景分析及0维度(简称0D)建模;采用Modelica语言进行运行场景的1维度(简称1D)系统建模。基于FMI标准进行襟翼系统运行场景的多维度模型联合仿真,获取在飞机滑行起飞和进近着陆等运行场景下,襟翼系统的马达转速和作动筒活塞横截面受力动态变化情况。结果表明:实现了襟翼系统运行场景的多维度建模,为正向研发方法在装备研制过程中的落地应用奠定基础;提出的技术手段验证了襟翼系统在多种运行场景下的收放时间、最大承受载荷等指标,为装备的敏捷开发及集成验证提供了新思路。 展开更多
关键词 襟翼系统 运行场景 多维度 联合仿真 集成验证
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舵机力矩负载模拟器的混合控制方法研究 被引量：20
12
作者 李运华 焦宗夏 王占林 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第S1期61-65,共5页
对采用电液伺服控制实现加载的力矩负载模拟器进行了深入的分析和研究。针对多余力矩和参数变化问题，建立了准确的数学模型，并提出了一种新型的复合控制策略，它包括对扰动的定常补偿、内环鲁棒ＰＩＤ和前向误差比例积分３个组成部分... 对采用电液伺服控制实现加载的力矩负载模拟器进行了深入的分析和研究。针对多余力矩和参数变化问题，建立了准确的数学模型，并提出了一种新型的复合控制策略，它包括对扰动的定常补偿、内环鲁棒ＰＩＤ和前向误差比例积分３个组成部分。采用这种混合控制律，可以大大提高加载系统的鲁棒性和跟踪性能，使多余力矩减少９９％。 展开更多
关键词 模拟器 加载 电液伺服系统 计算机控制
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微型扑翼飞行器非定常运动对平尾的影响 被引量：11
13
作者 杨茵 李栋 张振辉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第10期1827-1833,共7页
以西北工业大学自行研制的微型扑翼飞行器ASN211为研究对象,利用其简化的二维扑翼及平尾串列翼模型进行了非定常数值模拟,分析了扑翼俯仰运动及沉浮运动对平尾气动性能的影响。在数值模拟模块中,模型的俯仰运动及沉浮运动由动网格技术... 以西北工业大学自行研制的微型扑翼飞行器ASN211为研究对象,利用其简化的二维扑翼及平尾串列翼模型进行了非定常数值模拟,分析了扑翼俯仰运动及沉浮运动对平尾气动性能的影响。在数值模拟模块中,模型的俯仰运动及沉浮运动由动网格技术实现。通过计算流体力学(CFD)软件Fluent对此非定常流场进行数值计算,重点研究了扑翼非定常运动尾流对平尾气动效率的影响。定常状态与非定常时均条件下平尾升力曲线的对比分析表明,扑翼的非定常运动能够增大平尾的失速迎角及最大升力系数,因而使平尾的失速特性得到改善。 展开更多
关键词 微型扑翼飞行器 非定常运动 动网格 平尾 失速
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复合材料热压罐成型模具变形补偿方法研究
14
作者 张正礼 《高科技纤维与应用》 CAS 2023年第3期59-63,共5页
针对复合材料构件在热压罐工艺成型后产生型面偏差较大的问题,结合复合材料构件成型模具设计特点和热应力分析理论,使用有限元分析方法分析在复合材料构件成型过程中模具型面的变形情况,根据获取的变形情况与复合材料构件设计型面进行... 针对复合材料构件在热压罐工艺成型后产生型面偏差较大的问题,结合复合材料构件成型模具设计特点和热应力分析理论,使用有限元分析方法分析在复合材料构件成型过程中模具型面的变形情况,根据获取的变形情况与复合材料构件设计型面进行比较获得模具变形补偿量,通过多次迭代最终获取满足复合材料构件型面公差要求的模具补偿量。最后通过具体的实例分析验证了方法的可行性。研究表明:本文所获取的复合材料构件成型模具变形补偿方法可以用于指导模具设计,避免通过多次试制来修配模具,可节省大量试验件制造成本。 展开更多
关键词 复合材料 热压罐 有限元 模具
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翼型叶片腹支／尾支对大飞机全机及部件的干扰──大飞机全模试验技术及支撑干扰研究之三
15
作者 唐良锐 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第1期25-31,共7页
在研究了翼型叶片腹支（前、后位）／尾支对大展弦比飞机全机及部件的纵向干扰特性，尾支对全机横向干扰特性，并分析了各种支撑对飞机各部件干扰的影响之后表明：对于不同平尾位置的大飞机，前位叶片腹支是三种支撑中干扰最小的，其纵... 在研究了翼型叶片腹支（前、后位）／尾支对大展弦比飞机全机及部件的纵向干扰特性，尾支对全机横向干扰特性，并分析了各种支撑对飞机各部件干扰的影响之后表明：对于不同平尾位置的大飞机，前位叶片腹支是三种支撑中干扰最小的，其纵向干扰量均小于风洞试验最大误差。利用前位腹支－尾支组合进行大飞机纵、横向试验具有明显的优越性。 展开更多
关键词 翼型 支撑干扰 大展弦比 飞机 风洞试验
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铸造高温合金发展的回顾与展望 被引量：75
16
作者 陈荣章 王罗宝 李建华 《航空材料学报》 EI CAS CSCD 2000年第1期55-61,共7页
回顾了 2 0世纪 4 0年代以来铸造高温合金发展中的若干重大事件 :叶片以铸代锻 ;真空熔炼技术 ;定向凝固及单晶合金 ;合金成分设计 ;Ni3Al基铸造高温合金 ;合金凝固过程数值模拟 ;细晶铸造。展望了铸造高温合金 2 1世纪的发展 :单晶高... 回顾了 2 0世纪 4 0年代以来铸造高温合金发展中的若干重大事件 :叶片以铸代锻 ;真空熔炼技术 ;定向凝固及单晶合金 ;合金成分设计 ;Ni3Al基铸造高温合金 ;合金凝固过程数值模拟 ;细晶铸造。展望了铸造高温合金 2 1世纪的发展 :单晶高温合金仍然是最重要的涡轮叶片材料 ;继续靠工艺的发展挖掘合金潜力 ;发展有希望的替代材料。 展开更多
关键词 合金发展 铸造高温合金 燃气涡轮叶片
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一种变体尾翼的气动-隐身特性研究 被引量：3
17
作者 马晓永 苏继川 +2 位作者 钟世东 黄勇 张诣 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第5期896-900,I0002,共6页
飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定... 飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定性与控制问题,同时又兼顾全机的隐身特性。通过对多功能变体尾翼气动、隐身特性研究,以及风洞、微波暗室试验验证,表明该变体尾翼具有良好的气动-隐身综合性能。以马赫数0.9、迎角0°为例,尾翼打开45°后,偏航力矩系数对侧滑角导数值从-0.0001增大至0.0004,航向稳定性明显得到改善;马赫数0.9和2.0时,尾翼上反打开45°后,焦点分别后移1.0%和前移5.3%平均气动弦长;隐身特性方面,尾翼打开时隐身性能有所下降,尤其是对"垂直-垂直"极化影响较大,雷达散射面积峰值视角变宽,平均高出约5dB (X^Ku频段)。对于小展弦比变体飞翼布局方案,提出的多功能变体尾翼概念较好地解决了飞翼横航向稳定性及控制问题,具有一定的应用价值。 展开更多
关键词 飞翼 变体尾翼 气动布局 气动性能 隐身特性
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基于粗糙神经网络的歼击机操纵面智能故障诊断 被引量：6
18
作者 胡寿松 徐德友 张敏 《南京师范大学学报（工程技术版）》 CAS 2004年第3期1-6,共6页
提出了一种基于粗糙神经网络的歼击机操纵面故障诊断方法 .给出并证明了可利用粗集方法对故障信息进行快速特征提取的方法 ,用其作为神经网络的前置系统进行信息预处理 ,减少了所需样本数目 ,从而简化了神经网络结构 ,减少了网络训练时... 提出了一种基于粗糙神经网络的歼击机操纵面故障诊断方法 .给出并证明了可利用粗集方法对故障信息进行快速特征提取的方法 ,用其作为神经网络的前置系统进行信息预处理 ,减少了所需样本数目 ,从而简化了神经网络结构 ,减少了网络训练时间 ,并且充分利用了神经网络容错及抗干扰能力 ,有效地降低了故障诊断中的误报率和漏报率 .该方法可以进行组合故障的诊断 ,且具有较好的鲁棒性 . 展开更多
关键词 故障诊断 神经网络 粗集理论 歼击机
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操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响 被引量：3
19
作者 冯立好 王晋军 巴玉龙 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期29-33,共5页
通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响。实验结果表明:升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加。升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量... 通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响。实验结果表明:升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加。升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大。全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响。在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小。迎角α<16°以及α>38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加。操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为:升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖。进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系。 展开更多
关键词 无人机 无尾 操纵面 纵向气动特性 控制效率
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民用飞机吊挂应急断离设计与验证
20
作者 万雨和 郭占鹏 陈晓琨 《民用飞机设计与研究》 2025年第1期42-48,共7页
对于翼吊飞机,吊挂位于发动机短舱和外翼之间,用于悬挂发动机、提供系统安装空间和减少气动阻力。根据可生存的坠撞统计数据,在发生坠撞情况后,油箱起火造成的死亡人数比坠撞本身造成的死亡人数多。在发生坠撞情况时,其发动机短舱可能... 对于翼吊飞机,吊挂位于发动机短舱和外翼之间,用于悬挂发动机、提供系统安装空间和减少气动阻力。根据可生存的坠撞统计数据,在发生坠撞情况后,油箱起火造成的死亡人数比坠撞本身造成的死亡人数多。在发生坠撞情况时,其发动机短舱可能发生触地,若不及时抛离发动机,可能发生机翼油箱撕裂造成漏油起火的情况。故适航条款规定在发生超载着陆时,发动机吊挂安装必须设计成超载断离,以保护机翼油箱完整性,避免因油箱漏油引起火灾。依据相关的适航条款要求,对吊挂应急断离装置进行验证研究,提出了完整分析和试验验证方法,并通过应急断离试验验证某型飞机吊挂应急断离销满足适航要求,为民用飞机吊挂应急断离的设计和符合性验证提供参考。 展开更多
关键词 吊挂 应急断离 适航 试验验证
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