航空产品MBSE研发模式及平台框架研究

作者： 朱睿   胡峻豪   李荣强   冯雷   姜兵   来源： 第三十三届中国仿真大会 年份： 2021 文献类型 ： 会议论文 关键词： 生命周期   研发模式   基于模型的系统工程   航空产品   平台框架  

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沉浸式飞机电子样机体验技术研究与应用

作者： 李荣强   花斌   杨旭东   冯雷   来源： 2020中国系统仿真与虚拟现实技术高层论坛 年份： 2020 文献类型 ： 会议论文 关键词： 电子样机   虚拟现实   建模   渲染   沉浸式体验  

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为飞机维护及训练“提质增效”

作者： 航空工业成都所   花斌   李荣强   来源： 中国航空报 年份： 2017 文献类型 ： 报纸 关键词： 维修保障   维修培训   维修训练   虚拟现实   机务人员   虚拟维修   飞机维护   样机模型   虚拟环境   维修性设计  

描述： 现代飞机是一个由多个子系统构成的、涉及众多学科的庞大的复杂系统，其使用维护是一项极其复杂的过程。长期以来，传统研制方法往往依靠经验，通过构建实物样机来定性的解决设备使用维护问题，成本高、周期长、效率低；而且维修性分析手段远落后于CAD/CAE/CAM等工程应用，尤其

全文：现代飞机是一个由多个子系统构成的、涉及众多学科的庞大的复杂系统，其使用维护是一项极其复杂的过程。长期以来，传统研制方法往往依靠经验，通过构建实物样机来定性的解决设备使用维护问题，成本高、周期长、效率低；而且维修性分析手段远落后于CAD/CAE/CAM等工程应用，尤其

航空机载软件测试工具链设计与应用

作者： 李昌   蒋友毅   宋雁翔   冯雷   来源： 计算机测量与控制 年份： 2019 文献类型 ： 期刊 关键词： DevOps   交叉测试环境   测试自动化   测试工具链  

描述： 随着航空机载软件研制能力的发展,对传统的、以人工为主的软件测试提出了挑战;基于DevOps思想,测试团队提出了一种航空机载软件测试工具链设计方案,实现了机载软件的自动化测试;开发人员提交代码后可以更快地得到反馈,软件错误也能更快地得到修复;同时,设计的交叉测试环境采用虚拟化和仿真的手段,使嵌入式软件能够在普通的电脑运行和测试,解决嵌入式软件测试硬件不足的问题;测试工具链在航空机载软件测试中得到了很好的应用。

航空机载软件测试工具链设计与应用

作者： 李昌   蒋友毅   宋雁翔   冯雷   来源： 计算机测量与控制 年份： 2019 文献类型 ： 期刊 关键词： DevOps   交叉测试环境   测试自动化   测试工具链  

描述： 随着航空机载软件研制能力的发展,对传统的、以人工为主的软件测试提出了挑战;基于DevOps思想,测试团队提出了一种航空机载软件测试工具链设计方案,实现了机载软件的自动化测试;开发人员提交代码后可以更快地得到反馈,软件错误也能更快地得到修复;同时,设计的交叉测试环境采用虚拟化和仿真的手段,使嵌入式软件能够在普通的电脑运行和测试,解决嵌入式软件测试硬件不足的问题;测试工具链在航空机载软件测试中得到了很好的应用。

航空母舰空气尾流的实验研究

作者： 鲍锋   曾华轮   邹赫   朱睿   刘志荣   来源： 厦门大学学报(自然科学版) 年份： 2018 文献类型 ： 期刊 关键词： 染色液流动显示   粒子成像测速技术   辽宁舰   航母尾流  

描述： 航空母舰的空气尾流对舰载机的起飞、着舰有较大的影响,认清航母尾流对舰载机的干扰原因有助于提高舰载机起降的安全性.实验以"辽宁舰"航母的缩比模型为研究对象,在多功能循环水槽中研究其尾流结构.利用染色液流动显示技术和粒子成像测速技术显示和测量航母的尾流结构随航向角、流速和关键位置的变化.基于模型迎流宽度定义的雷诺数范围为2×10~4~4×10~4.研究表明,舰首滑跃甲板存在上洗气流且两侧产生流向涡,该涡结构对舰载机滑跃起飞时的升力产生影响;舰岛和舰尾后方存在着大量脱落涡,会对舰载机着舰时的气动力产生扰动,增加着舰操纵难度.

襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究

作者： 朱睿   陈子煜   李尚   谭雅勤   傅向向   鲍锋   刘志荣   来源： 推进技术 年份： 2019 文献类型 ： 期刊 关键词： 不稳定性   粒子图像测速   翼尖涡   流动显示   环量  

描述： 为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件,采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡,同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼,对35个翼展下诱发R-L(Rayleigh-Ludwig)不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现,单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化,能量衰减缓慢;加装襟翼后尾流不稳定性被触发,衰减效果明显,在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大;环量统计半径Rd=50mm时,对主翼尖涡环量进行PIV(Particle Image Velocimetry)分析时发现,当主翼攻角α=8°,襟翼攻角β=28°,襟翼宽度b=55mm,来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快,主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%;证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流,加速其破裂和消散。