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关键词
- 电动飞机动力舱的热仿真与风冷系统改进
- 作者： 康桂文 李佳桐 逯振坤 来源： 机械工程师 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 风冷系统 热仿真 动力舱 电动飞机
- 描述： 电动飞机动力舱的热仿真与风冷系统改进
- 飞机多层金属铆接结构缺陷检测的新型电涡流探头仿真设计
- 作者： 徐昊 包俊 黄国勇 邓为权 赵成俊 来源： 电子测量与仪器学报 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 缺陷方向 电涡流检测 铆接结构 多层金属 差分结构
- 描述： 飞机多层金属铆接结构缺陷检测的新型电涡流探头仿真设计
- 航空发动机深孔槽结构电解加工流场仿真
- 作者： 闫鹏宇 石宇飞 范庆明 张传运 薛成栋 来源： 西安工业大学学报 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 流场仿真 电解加工 流速均匀性 深孔槽结构
- 描述： 航空发动机深孔槽结构电解加工流场仿真
- 航空发动机涡轮盘模拟件疲劳数值仿真研究
- 作者： 赵慧 宋磊 赵玮 李培尧 来源： 自动化与仪器仪表 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 疲劳载荷 寿命计算 safe 应力应变 仿真模拟 Fe
- 描述： 航空发动机涡轮叶片长期处在高温、高压、高载荷的服役条件下，针对其经常出现的疲劳载荷导致破坏的情况，利用CATIA软件对某型航空发动机涡轮盘模拟件进行建模，借助Python语言在ABAQUS平台对模型
- 某型飞机燃油系统对APU供油的可靠性仿真计算模型
- 作者： 汪英 来源： 郑州航空工业管理学院学报 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： FTA 燃油系统 可靠性 GO法
- 描述： ，利用GO法结合SIMULINK仿真平台，计算飞机燃油系统对APU供油的可靠性。针对GO法中第12类操作符路径分离器给出了对应SIMULINK的表达模块。结果表明，使用GO法对飞机燃油系统对APU供油的可靠性分析精确，为多状态下的系统可靠性分析提供了新的思路。
- 基于可变高增压方式的航空活塞发动机变海拔工作特性仿真研究
- 作者： 陈贵升 胡闪 沈颖刚 孙敏 龚航 杨杰 来源： 内燃机工程 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 压燃式航空活塞发动机 性能 变海拔 两级可变几何截面增压 功率恢复
- 描述： 以一台直列四冲程压燃式航空活塞发动机为研究机型，通过GT-Power构建一维热力学模型，首先对比研究了不同海拔下固定截面增压（fixed geometry turbocharger, FGT）、可变几何截面增压（variable geometry turbocharger, VGT）和两级可变几何截面增压（twinvariable geometry turbocharger, TVGT）对发动机性能的影响；然后基于搭建的TVGT增压系统，探究了高、低压级VGT叶片开度对发动机变海拔条件下工作特性的影响。结果表明：在不同海拔和转速工况下，发动机匹配TVGT增压系统后，其海拔适应性更佳。针对TVGT系统，在不同海拔下，当高压级VGT叶片开度位于0.2～0.4范围内，低压级VGT叶片开度位于0.6～0.8范围内时可以获得较高的动力性及经济性。通过对高、低压级VGT叶片开度的优化，在巡航工况转速3 397 r/min时可在6 000 m海拔下实现106.8%的功率恢复目标，可满足发动机对高海拔工作运行的功率恢复要求。
- 航空轮胎着陆冲击动力学仿真与安全分析
- 作者： 李双宝 张博 来源： 中国民航大学学报 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 有限元模型 航空轮胎 安全分析 着陆冲击动力学
- 描述： 本文针对飞机着陆冲击动力学建立了飞机单轮主起落架有限元模型，并进行着陆冲击动力学仿真和安全分析。首先，通过对机身、起落架、轮胎和道面结构的简化构建了飞机单轮主起落架三维模型，并利用Hypermesh
- 航空发动机控制中变权重函数阶次的仿真研究
- 作者： 蔡宁泊 韩郑弘 王伟 陶立权 来源： 计算机仿真 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 过渡过程 变权重性能指标函数 航空发动机控制 状态相关黎卡提方程控制算法
- 描述： 下对各阶次变权重函数下的航空发动机SDRE控制算法进行仿真，仿真结果表明，变权重SDRE控制算法相比定权重控制算法可以在提升航空发动机转速响应速度的同时降低燃油消耗，同时仿真结果表明，变权重函数阶次
- 某航空发动机短舱防冰腔流动与换热仿真
- 作者： 徐宁 徐之太 管宁 来源： 科学技术创新 年份： 2024 文献类型 ： 期刊 关键词： 对流换热 防冰腔 飞机防冰 发动机唇口
- 描述： 本文以发动机唇口的热气防冰为研究对象，建立了三维模型，通过对不同引气速度、引气温度下防冰腔内流动及传热的计算，定量分析了上述参数对防冰有效性的影响。通过研究发现，引气速度从10 m/s增加至40 m/s,防冰表面最低温度由266.4 K升至286.2 K；而当引气温度从100℃增加到130℃时，防冰表面最低温度则由286.2 K升至307.1 K。因此当引气速度不低于15 m/s、来流温度不低于380 K时，可以实现短舱唇口的有效防冰。