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- 民航飞机滑油压力波动监控的设计与实现
- 作者： 宋剑 刘宇辉 李志明 来源： 航空维修与工程 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 曲线拟合 滑油系统 傅里叶变换 故障预测
- 描述： 民航飞机滑油压力波动监控的设计与实现
- 航空发动机滑油压力监控系统的设计
- 作者： 张明弟 张鑫楠 陈铁娟 周章遐 来源： 中国机械 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 航空发动机 监控 滑油系统
- 描述： 航空发动机滑油系统的主要功能是润滑和冷却，对于飞机的正常运行至关重要。然而，各种原因（如温度变化、磨损等因素）会导致滑油压力变化，因此，对滑油压力进行实时监测与控制是非常必要的。本文将从
- 某航空发动机起动过程滑油压力未建立的故障研究
- 作者： 胡兰 欧阳华 张琦 栗娜娜 来源： 现代制造技术与装备 年份： 2025 文献类型 ： 期刊 关键词： 起动 气塞 滑油系统
- 描述： 某航空发动机起动过程滑油压力未建立的故障研究
- 考虑周向波形特性的航空管路弯曲成形起皱理论建模与临界成形半径分析
- 作者： 刘衡 汪志能 宾光富 林伟明 林姚辰 马雁翔 来源： 中国机械工程 年份： 2023 文献类型 ： 期刊 关键词： 能量法 数值计算 失稳起皱 临界变形
- 描述： 针对传统弯曲起皱理论模型忽略管材周向波形特性造成预测精度不高的难题，基于理论推导和参数拟合建立管材起皱周向波形函数，结合管材弯曲应力特性建立了其成形起皱机理模型。采用有限元仿真以及实验方法验证了该理论模型的正确性。研究结果表明：新建理论模型对管材起皱预测精度达到了94.5%，较传统模型提高了12%，改善了传统模型预测精度不高的难题；弯曲半径越小，管材越易起皱。工程中为避免起皱，临界弯曲成形半径不应低于1.89倍管道直径。研究结果为管材成形工程提供有力的理论支撑与技术支持。
- 飞机动荷载下明挖隧道动力响应研究
- 作者： 桂登斌 王玉锁 何锁宋 孟杰 赵伟 韩勇 李文涛 田美 来源： 现代隧道技术 年份： 2020 文献类型 ： 期刊 关键词： 飞机荷载 数值计算 明挖隧道 结构应力
- 描述： 飞机动荷载下明挖隧道动力响应研究
- 考虑周向波形特性的航空管路弯曲成形起皱理论建模与临界成形半径分析
- 作者： 刘衡 汪志能 宾光富 林伟明 林姚辰 马雁翔 来源： 中国机械工程 年份： 2023 文献类型 ： 期刊 关键词： 能量法 数值计算 失稳起皱 临界变形
- 描述： 针对传统弯曲起皱理论模型忽略管材周向波形特性造成预测精度不高的难题，基于理论推导和参数拟合建立管材起皱周向波形函数，结合管材弯曲应力特性建立了其成形起皱机理模型。采用有限元仿真以及实验方法验证了该理论模型的正确性。研究结果表明：新建理论模型对管材起皱预测精度达到了94.5%，较传统模型提高了12%，改善了传统模型预测精度不高的难题；弯曲半径越小，管材越易起皱。工程中为避免起皱，临界弯曲成形半径不应低于1.89倍管道直径。研究结果为管材成形工程提供有力的理论支撑与技术支持。
- 飞机水面迫降尾部吸力数值研究
- 作者： 李子时 皮旭锋 桑腾蛟 吴彬 来源： 系统仿真技术 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 尾部吸力 压力分布 数值计算 水上迫降
- 描述： 飞机水面迫降是复杂的多学科多阶段问题，在迫降的撞击和滑行阶段，机身形状所产生的尾部吸力直接影响到飞机的滑行稳定性和迫降安全性。随着水面迫降数值仿真技术的发展，基于数值仿真技术的分析方法已经成为处理飞机水面迫降问题的有效手段，但是目前尚无较好的尾部吸力数值模拟方法。为了定量分析迫降过程中尾部吸力的形成机理，本研究采用数值仿真约束模的方式，以波音737飞机为研究对象，改变飞机着水姿态角、吃水深度以及航行速度，研究尾部吸力的变化规律以及尾部负压作用区域演化情况。
- 拓展高原环境的航空炸弹弹道快速解算方法
- 作者： 张百川 毕文豪 张安 李铭浩 来源： 系统工程与电子技术 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 航空无控炸弹 弹道解算 外弹道方程 数值计算
- 描述： 为快速、精确地求解高原环境下的航空炸弹弹道，在经典弹道模型的基础上，面向高原环境提出一种基于改进Runge-Kutta的航空无控炸弹弹道解算(improved Runge-Kutta based uncontrolled bombs trajectory calculation, IRK-UBTC)方法。首先，针对炸弹下落过程中时刻变化的环境参数，提出了基于起飞点的空气比重函数估算方法。然后，引入战斗机所处环境的温度、湿度、纬度、科尔奥利力等信息对经典炸弹质心运动微分方程组进行重构。最后，在三阶Runge-Kutta算法的基础上，提出了带误差控制机制的微分方程组实时解算方法。实验结果表明，该方法在1.4 GHz主频的嵌入式计算机中的解算周期小于5 ms,且最大射程误差小于0.2%,能够被有效应用于高原地区航弹弹道的实时解算。