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宽体飞机地面主轮协同转弯控制律设计
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作者 李晶 杨世海 +1 位作者 耿计凯 陆清 《飞控与探测》 2024年第3期15-21,共7页
主轮协同转弯技术能有效提高飞机的地面机动性,降低主起落架在转弯过程中受到的附加侧向扭矩,减小重载飞机地面转弯半径,但目前实现此技术的前主轮转角控制律设计方法尚不明确。提出以主起落架受力为约束条件,计算不同滑行速度下的前主... 主轮协同转弯技术能有效提高飞机的地面机动性,降低主起落架在转弯过程中受到的附加侧向扭矩,减小重载飞机地面转弯半径,但目前实现此技术的前主轮转角控制律设计方法尚不明确。提出以主起落架受力为约束条件,计算不同滑行速度下的前主轮转角关系,在全速度范围内进行分段选择并离散化,据此设计前主轮协同转弯控制律,以原理样机为对象进行仿真分析,验证了该控制律能有效降低两侧主起落架扭矩和的峰值。提出的设计方法对多轮系地面运载装备的复合转弯控制律设计具有一定的理论指导意义。 展开更多
关键词 宽体飞机 前主轮转角关系 协同转弯控制律 主起落架扭矩和 离散分段原则
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舰载机及其尾钩的动力学建模与分析
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作者 丁智深 欧阳斌 刘勇 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期131-140,共10页
为了研究舰载机尾钩的动力学特性对阻拦结果的影响,建立了舰载机的平面运动刚体动力学模型和考虑尾钩纵向缓冲作用的尾钩空间运动刚体动力学模型。使用拉格朗日第一类方程建立了舰载机及其尾钩之间的转动副模型,进而构建了舰载机及其尾... 为了研究舰载机尾钩的动力学特性对阻拦结果的影响,建立了舰载机的平面运动刚体动力学模型和考虑尾钩纵向缓冲作用的尾钩空间运动刚体动力学模型。使用拉格朗日第一类方程建立了舰载机及其尾钩之间的转动副模型,进而构建了舰载机及其尾钩组成的系统动力学模型,将该模型与阻拦装置的系统模型联合组成了完整的阻拦动态仿真模型。开展了飞机的阻拦试验,并将试验结果与仿真结果进行对比分析,结果验证了舰载机及其尾钩动力学模型的有效性和准确性,揭示了尾钩特性对舰载机阻拦过载的重要影响。 展开更多
关键词 舰载机 尾钩 阻拦 过载 刚体动力学
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跨介质飞行器发展现状与未来展望
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作者 赵子懿 赵长见 马奥家 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第2期17-24,共8页
跨介质飞行器是指兼具空中飞行能力和水下潜航能力的新概念特种飞行器,包括潜水飞机、潜射无人机等。聚焦可多次跨域的飞行器,通过文献调研,阐述了跨介质飞行器的特点和应用,详细介绍了国内外跨介质飞行器的发展现状,分析了实现跨介质... 跨介质飞行器是指兼具空中飞行能力和水下潜航能力的新概念特种飞行器,包括潜水飞机、潜射无人机等。聚焦可多次跨域的飞行器,通过文献调研,阐述了跨介质飞行器的特点和应用,详细介绍了国内外跨介质飞行器的发展现状,分析了实现跨介质飞行的技术难点,对跨介质飞行器所需要的关键技术进行归纳总结。最后,结合调研的结果和国内外发展现状,对跨介质飞行器的前景进行展望,提出发展建议。 展开更多
关键词 跨介质飞行器 飞行器可变体技术 潜水飞机 潜射无人机 关键技术
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一种仿生飞机轮挡的设计研究
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作者 魏楷峰 柳艳琴 蒋龙 《机械设计》 CSCD 北大核心 2024年第1期167-172,共6页
随着航空事业的发展,人们采用飞机热加油技术提高飞机机动性,即飞机试车过程中不使用刹车。但传统飞机轮挡难以阻拦飞机移动,且在机轮压力下极易破坏停机坪地面。为解决上述问题,文中设计了一种以山羊足蹄为原型的仿生飞机轮挡,旨在将... 随着航空事业的发展,人们采用飞机热加油技术提高飞机机动性,即飞机试车过程中不使用刹车。但传统飞机轮挡难以阻拦飞机移动,且在机轮压力下极易破坏停机坪地面。为解决上述问题,文中设计了一种以山羊足蹄为原型的仿生飞机轮挡,旨在将地面阻力复杂化,使逆航向的单一阻力向两侧分解,以增大轮挡和地面相互作用力。通过离散元仿真对轮挡支撑足进行优化设计,并采用多体动力学将仿生轮挡与传统轮挡进行对比仿真分析。结果表明,仿生轮挡较其他两种传统轮挡,沿两侧的水平阻力分别提高了170%和81%,前进阻力分别提高了98%和70%,阻拦效果显著提升,同时,由于仿生轮挡和地面间接触面积较大,避免了对地面的破坏。 展开更多
关键词 飞机轮挡 仿生设计 山羊足蹄 离散元 多体动力学
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掠海导弹触水滑跳运动特性数值模拟研究
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作者 雷娟棉 吴志翔 解文洋 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期2975-2983,共9页
水面滑跳运动是一种飞行体在近水面运动时底部反复触水并被弹起的运动过程,该运动方式可以提高远程对海打击导弹在末端近水面无动力运动时的航程和机动能力。为研究导弹的水面滑跳运动特性,通过求解非定常Navier-Stokes方程和Realizable... 水面滑跳运动是一种飞行体在近水面运动时底部反复触水并被弹起的运动过程,该运动方式可以提高远程对海打击导弹在末端近水面无动力运动时的航程和机动能力。为研究导弹的水面滑跳运动特性,通过求解非定常Navier-Stokes方程和Realizable k-ε湍流模型,结合重叠网格技术,采用VOF方法捕捉空气和水之间的自由液面变化,通过六自由度方程模拟刚体运动,对典型导弹外形水面滑跳运动过程进行模拟研究,给出并分析了导弹一次水面滑跳过程的运动参数和表面压力变化。结果表明:根据水面滑跳过程中导弹姿态和相对水面位置的变化特点,可将导弹水面滑跳运动过程分为入水前空中飞行段、第1次触水弹起段、近水面滑行段、第2次触水滑行段、滑跳出水飞行段5个阶段;第1次触水过程中,船尾段受到水面冲击被迅速弹离水面,同时使弹体低头,导弹整体仍向下朝水面运动;第2次触水过程中,导弹下表面大面积拍击水面,不仅产生较大的水面冲击力,且产生使弹体抬头的力矩,在向上冲击力和抬头力矩作用下,导弹被抬升滑跳出水面。船尾收缩段产生的抬头力矩及导弹前端触水处产生的冲击载荷共同作用使得导弹完成水面滑跳过程。 展开更多
关键词 跨介质飞行器 水面滑跳 多相流 刚体动力学 数值模拟
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火星大气环境下发动机喷流对飞行器气动特性的影响分析
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作者 孙阳 宣传伟 +2 位作者 王吉飞 王亚博 刘锦凡 《上海航天(中英文)》 CSCD 2024年第4期51-57,共7页
本文采用计算流体力学(CFD)方法模拟火星大气参数和发动机喷流,研究火星大气对飞行器气动特性的影响,针对发动机喷流对火星大气环境下细长体飞行器的气动特性影响开展了研究。计算结果表明:相较地球大气,火星大气环境计算出的轴向力系... 本文采用计算流体力学(CFD)方法模拟火星大气参数和发动机喷流,研究火星大气对飞行器气动特性的影响,针对发动机喷流对火星大气环境下细长体飞行器的气动特性影响开展了研究。计算结果表明:相较地球大气,火星大气环境计算出的轴向力系数更大,压心系数在跨声速段波动更小。为了进行精细化的火星飞行器气动外形设计,需要进一步优化火星大气计算模型,更加真实地模拟火星大气环境带来的影响。火星大气环境下的发动机喷流也会显著改变上升飞行器的全箭气动特性,影响飞行器表面的压力分布和下游流场区域。火星飞行器受到喷流影响,轴向力系数在Ma=5前变小,在Ma=5后变大,法向力系数以及压心系数在跨声速段会突然减小。 展开更多
关键词 火星大气环境 细长体飞行器 压心系数 计算流体力学(CFD)
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翼身融合飞机横航向操稳特性适航评估
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作者 杨建忠 阴竹雨 杨士斌 《民用飞机设计与研究》 2024年第2期19-26,共8页
翼身融合(blended wing body,简称BWB)飞机是未来民机的重要发展方向之一。分析了BWB飞机飞行特性并根据相关规章提出适航操稳特性要求,针对典型背撑式双发BWB布局飞机建立了六自由度飞行动力学模型,设计了反馈增稳控制律以满足飞行品... 翼身融合(blended wing body,简称BWB)飞机是未来民机的重要发展方向之一。分析了BWB飞机飞行特性并根据相关规章提出适航操稳特性要求,针对典型背撑式双发BWB布局飞机建立了六自由度飞行动力学模型,设计了反馈增稳控制律以满足飞行品质要求;并采用伪逆法设计了控制分配以完成多操纵面偏转的指令,基于系统仿真的方法对临界发动机失效情况下横航向操纵性和机动性开展了适航评估。仿真结果表明,该布局飞机在临界发动机失效情况下仍具有足够的剩余操纵性和机动性。 展开更多
关键词 翼身融合飞机 适航 操稳特性 临界发动机失效
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火灾场景下宽体客机人员疏散风险分析 被引量:4
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作者 吕伟 汪京辉 +2 位作者 李加伟 陈文涛 房志明 《中国安全科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第3期141-146,共6页
为应对客机迫降时因不确定性撞击可能导致的航空燃油泄漏火灾事故,分析客机客舱火灾场景下的乘客疏散风险,利用PyroSim和Pathfinder软件,综合模拟研究空中客车A350-900型宽体客机迫降时处于水平和前倾2种状态下的客舱火灾动态发展态势... 为应对客机迫降时因不确定性撞击可能导致的航空燃油泄漏火灾事故,分析客机客舱火灾场景下的乘客疏散风险,利用PyroSim和Pathfinder软件,综合模拟研究空中客车A350-900型宽体客机迫降时处于水平和前倾2种状态下的客舱火灾动态发展态势及满载时的乘客应急疏散问题,精细化计算客舱内312个座位处的剩余疏散时间,分析客舱各处的疏散风险。研究表明:客舱内的烟气温度和CO体积分数往往率先达到危险临界值,公务舱和超级经济舱的整体可用疏散时间比经济舱长;靠近出口位置和人员较少的公务舱与超级经济舱疏散更快,经济舱由于采用“3-3-3”式横向排布人员密集,导致中部人员必需疏散时间长;客机前倾对客舱火灾发展的影响较为明显,而对整体疏散效率的影响并不突出。 展开更多
关键词 宽体客机 火灾场景 疏散风险 迫降姿态 疏散时间
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宽体客机气动标模CHN-T2设计 被引量:2
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作者 刘红阳 周铸 +4 位作者 余永刚 黄江涛 汤宇 宋超 蓝庆生 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第10期15-29,I0001,共16页
发展商用运输机标模是我国独立发展具有自主知识产权的先进民用飞机的重要支撑手段,对验证CFD技术和确认风洞试验品质具有重要意义。结合国内外主流宽体商业客机的布局特点和气动设计需求,基于自主开发的AMDEsign设计平台,设计研发了宽... 发展商用运输机标模是我国独立发展具有自主知识产权的先进民用飞机的重要支撑手段,对验证CFD技术和确认风洞试验品质具有重要意义。结合国内外主流宽体商业客机的布局特点和气动设计需求,基于自主开发的AMDEsign设计平台,设计研发了宽体客机标模CHN-T2。标模设计马赫数0.85,设计升力系数0.48。模型充分体现了主流宽体商用客机典型的双通道机身/超临界机翼/平立尾/翼吊通气短舱等几何特征,具有典型的部件间强干扰/激波分离/转捩等流场特征以及优异的高亚声速巡航/高升阻比气动效率等性能特征。通过气动外形优化设计、短舱吊挂组件影响及雷诺数效应等研究,并结合风洞试验数据对比分析,最终确认CHN-T2模型巡航升阻比达到21.8、阻力发散马赫数约为0.872、抖振边界大于1.3倍巡航升力系数、风洞试验准雷诺数为3×10^(7)。研究认为,CHN-T2模型具有良好的气动性能,能够作为先进宽体客机气动标模进行应用推广。通过持续建立的丰富气动数据库和流场影像,可有力支撑宽体客机流动机理分析、CFD技术验证与确认、先进风洞试验技术发展验证、CFD与风洞数据相关性等研究。 展开更多
关键词 宽体客机 标模 CHN-T2 气动设计 超临界机翼
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涡桨飞机整机振动响应预计与乘员舒适性评估 被引量:1
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作者 张玉杰 黄超广 杨卫平 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1001-1006,共6页
为了在设计阶段预估涡桨飞机的振动水平并分析舱内振动环境的影响,亟需建立一套全机级振动响应预计与评估技术。从人体舒适性和健康风险指标出发,建立涡桨飞机振动控制设计流程,识别关键环节及要素。研究解决振动载荷获取、振动分析模... 为了在设计阶段预估涡桨飞机的振动水平并分析舱内振动环境的影响,亟需建立一套全机级振动响应预计与评估技术。从人体舒适性和健康风险指标出发,建立涡桨飞机振动控制设计流程,识别关键环节及要素。研究解决振动载荷获取、振动分析模型建立、振动响应计算、舱内振动环境评估等核心问题。通过全机地面共振试验和缩比模型振动响应测试风洞试验结果,验证了整机振动分析模型和振动响应计算方法的准确性。所建立的方法、实施流程和途径可为涡桨飞机的振动控制正向设计提供参考。 展开更多
关键词 涡桨飞机 振动载荷 振动分析模型 振动响应 人体舒适性
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飞机客舱内不同计权方式下振动指标对比研究
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作者 王鑫 李凯翔 +2 位作者 张飞 代承霖 白春玉 《工程与试验》 2023年第1期34-38,共5页
通过某型客机飞行测试,获取滑跑、起飞、爬升、巡航、下降、着陆和滑行等7种典型状态下的振动环境,分析加速度对人体的影响,对比研究了用BS 6841(1987),ISO 2631(1997)以及优化后的频率计权方式作为表征全身振动的加速度均方根值(r.m.s.... 通过某型客机飞行测试,获取滑跑、起飞、爬升、巡航、下降、着陆和滑行等7种典型状态下的振动环境,分析加速度对人体的影响,对比研究了用BS 6841(1987),ISO 2631(1997)以及优化后的频率计权方式作为表征全身振动的加速度均方根值(r.m.s.)和振动剂量值(VDV)的方法。结果表明,根据不同标准提供的不同计权方式对全身振动加速度进行计算,总体上ISO 2631(1997)计算结果大于BS 6841(1987),改良后的计权大于ISO 2631(1997)。改良后的计权对滑跑和滑行状态下的全身振动影响较小;在起飞、爬升、下降、着陆过程中,对中排座椅的影响较大,其加速度平均增加率为25%;在巡航状态,改良后的计权对中排座椅加速度的放大作用达到最大,为95.3%。 展开更多
关键词 飞机舱室 振动舒适性 计权加速度 全身振动
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气动噪声源频域自适应区域积分算法及风洞试验应用 被引量:1
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作者 赵佳锡 章荣平 +2 位作者 张俊龙 李征初 宋玉宝 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2023年第19期162-171,共10页
声源区域积分算法是风洞试验中提取飞机组成部件气动噪声源特征的有效数据处理方法。传统声源区域积分算法的积分区域固定,但是飞机机体的气动噪声分布特征会随频率发生明显变化,导致积分结果存在较大误差。为提高频域分布特征变化的声... 声源区域积分算法是风洞试验中提取飞机组成部件气动噪声源特征的有效数据处理方法。传统声源区域积分算法的积分区域固定,但是飞机机体的气动噪声分布特征会随频率发生明显变化,导致积分结果存在较大误差。为提高频域分布特征变化的声源积分结果准确性,提出了基于CLEAN-SC算法的频域自适应区域积分算法,核心思想是将声源积分区域离散划分,依据CLEAN-SC算法得到的子区域内最强声源位置进行积分区域的自适应优化,从而获取更准确的声源积分结果。通过仿真计算和声学风洞试验数据分析,频域自适应区域积分算法能够得到更为准确的声源积分结果,对于机体气动噪声等动态声源具有更好的适用性。 展开更多
关键词 气动噪声 风洞试验 声源区域积分 机体噪声
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多体飞行器展开过程动力学特性研究 被引量:1
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作者 王宇 祝小平 周洲 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期490-499,共10页
基于多刚体系统动力学理论研究了折叠型多体飞行器动力学建模的方法,考虑多体飞行器为一个完整的多刚体系统,建立了能够完整描述多体飞行器水平发射后自由展开过程的动力学模型。在多体动力学模型的基础上,添加了飞行单元之间柔性连接... 基于多刚体系统动力学理论研究了折叠型多体飞行器动力学建模的方法,考虑多体飞行器为一个完整的多刚体系统,建立了能够完整描述多体飞行器水平发射后自由展开过程的动力学模型。在多体动力学模型的基础上,添加了飞行单元之间柔性连接的卷曲弹簧力矩和阻尼力矩模型。以某折叠型三段翼飞行器为算例进行了数值仿真计算,研究了飞行单元之间的柔性连接刚度系数对折叠型多体飞行器自由展开过程动力学特性的影响以及柔性连接刚度与最大初始折叠角之间的相互关系,并确定了柔性连接刚度系数与最大初始折叠角之间的稳定域包线。 展开更多
关键词 多刚体系统动力学 折叠型多体飞行器 连接刚度系数 折叠角
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基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构优化设计 被引量:2
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作者 董立君 孙伟 +2 位作者 张永杰 鲍君波 张睿 《航空科学技术》 2023年第3期49-57,共9页
针对翼身融合布局民机的非圆形截面机身结构承载特征,美国波音公司和美国国家航空航天局(NASA)联合提出了拉挤杆缝合高效一体化结构(PRSEUS),以提高翼身融合布局飞机机身结构的承载效率及稳定性性能。为了深入研究翼身融合布局后机身结... 针对翼身融合布局民机的非圆形截面机身结构承载特征,美国波音公司和美国国家航空航天局(NASA)联合提出了拉挤杆缝合高效一体化结构(PRSEUS),以提高翼身融合布局飞机机身结构的承载效率及稳定性性能。为了深入研究翼身融合布局后机身结构设计及PRSEUS结构在后机身上的应用,本文建立了基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构高保真度数值分析模型。筛选出了针对翼身融合布局后机身的5种典型载荷工况作为评估后机身结构强度和刚度的输入条件。借鉴结构区域划分技术,开展了基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构优化方法研究,完成了基于分块的PRSEUS结构后机身结构优化设计,保证了后机身结构强度和刚度性能,并进一步减轻了结构重量。 展开更多
关键词 翼身融合布局民机 后机身 PRSEUS 结构优化
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考虑安全性的BWB民机飞行控制系统设计 被引量:1
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作者 马立群 孙晓哲 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期804-814,共11页
翼身融合(BWB)飞行器满足未来民用航空经济、绿色、低碳的运行需求,是重要的发展方向。针对BWB飞行器的飞行控制系统,对其安全性与系统设计进行了研究。给出基于系统理论的事故模型及过程,与相应的安全性分析,重点对BWB飞行器飞行控制... 翼身融合(BWB)飞行器满足未来民用航空经济、绿色、低碳的运行需求,是重要的发展方向。针对BWB飞行器的飞行控制系统,对其安全性与系统设计进行了研究。给出基于系统理论的事故模型及过程,与相应的安全性分析,重点对BWB飞行器飞行控制系统内的复杂逻辑关系、不安全控制动作、危害致因进行分析;进行切换系统设计,给出低可靠先进系统和高可靠备用系统的设计过程,并分析切换逻辑;基于设计进行仿真验证。研究结果表明:系统理论过程分析方法能够支持BWB飞行器飞行控制系统复杂逻辑关系的安全隐患分析,同时所设计的飞行控制系统具有一定的安全性与实用性。 展开更多
关键词 翼身融合飞行器 飞行控制 STPA安全性分析 建模与仿真 运行时间监控/切换
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Multipoint optimization on fuel efficiency in conceptual design of wide-body aircraft 被引量:8
16
作者 Xiao CHAI Xiongqing YU Yu WANG 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2018年第1期99-106,共8页
Aircraft conceptual design optimizations that maximize the performance at a design condition (single-point) may result in designs with unsatisfying off-design performance. To further improve aircraft efficiency unde... Aircraft conceptual design optimizations that maximize the performance at a design condition (single-point) may result in designs with unsatisfying off-design performance. To further improve aircraft efficiency under actual flight operations, there is a need to consider multiple flight conditions (multipoint) in aircraft conceptual design and optimization. A new strategy for multipoint optimizations in aircraft conceptual design is proposed in this paper. A wide-body aircraft is taken as an example for both single-point and multipoint optimizations with the objective of maximizing the specific hourly productivity. Boeing 787-8 flight data was used in the multipoint opti- mization to reflect the true objective function. The results show that the optimal design from the multipoint optimization has a 7.72% total specific hourly productivity increase of entire flight missions compared with that of the baseline aircraft, while the increase in the total specific hourly productivity from the single-point optimal design is only 5.73%. The differences between the results of single-point and multipoint optimizations indicate that there is a good option to further improve aircraft efficiency by considering actual flight conditions in aircraft conceptual design and optimization. 展开更多
关键词 aircraft conceptual design Fuel efficiency Multiple missions OPTIMIZATION wide-body aircraft
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Analysis of direct operating cost of wide-body passenger aircraft: A parametric study based on Hong Kong 被引量:6
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作者 Minwoo LEE Larry K.B.LI Wenbin SONG 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第5期1222-1243,共22页
Analysis of the Direct Operating Cost(DOC) of aircraft is an important step towards achieving financially sustainable aviation operations. However, the value of the DOC for different aircraft types and flight scenario... Analysis of the Direct Operating Cost(DOC) of aircraft is an important step towards achieving financially sustainable aviation operations. However, the value of the DOC for different aircraft types and flight scenarios is not widely available. In this study, we perform a systematic analysis of the DOC of every wide-body passenger aircraft currently in production, using the method of the Association of European Airlines(AEA). The elements of the DOC, e.g. financial costs, maintenance costs, and flight costs, are evaluated individually. Several realistic flight scenarios are considered, each with differences in route distance, fuel price, passenger number, and seating arrangement. For each flight scenario, the most cost-efficient aircraft type is identified and evaluated in the context of operations from Hong Kong International Airport. The information provided in this study could be useful to airline operators and policy makers. 展开更多
关键词 Association of European Airlines(AEA) method Aviation economics COST efficiency DIRECT Operating COST wide-body aircraft
原文传递
升力体飞行器飞行航区安全性精细化评估方法研究
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作者 戴世聪 王美利 +1 位作者 薛鹏飞 薛妙轶 《航天控制》 CSCD 北大核心 2023年第2期68-73,共6页
在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态... 在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态和经历的飞行剖面对故障概率带来的影响。文中将残骸散布评估问题转换为升力体飞行器分时段可靠性计算与飞行仿真计算问题,并给出了相应计算方法以及仿真算例。该方法能够用于各类升力体飞行器的飞行试验安全性分析。 展开更多
关键词 升力体飞行器 可靠性 飞行试验 安全性风险
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美国可重复使用再入飞行器Model 176设计特点分析
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作者 李文佳 李一鸣 《航空科学技术》 2023年第11期8-16,共9页
可重复使用再入飞行器技术是航天领域的竞争热点,已成为世界航天强国发展战略中的重点。早在20世纪50—60年代,人类就已经开始了对重复使用运输系统相关技术的探索。本文介绍了20世纪50—60年代美国研究机构提出的多种可重复使用再入飞... 可重复使用再入飞行器技术是航天领域的竞争热点,已成为世界航天强国发展战略中的重点。早在20世纪50—60年代,人类就已经开始了对重复使用运输系统相关技术的探索。本文介绍了20世纪50—60年代美国研究机构提出的多种可重复使用再入飞行器,重点分析了设计性能最为优越的Model176的气动和结构方案。分析结果表明,Model176采用可变机翼构型,在高超声速段升阻比达到3.5,亚声速段升阻比达6.5,远超其他类型再入飞行器,拥有优越的航向范围和横向范围,理论上可以从任何太空轨道再入在美国本土水平着陆;Model176在结构方面采用完整的全金属结构和热防护系统,与陶瓷和碳-碳材料重量(质量)相当,且结构强度更高。Model176作为一款性能优越的可重复使用再入飞行器,能为我国可重复使用高超声速技术研究提供一定的参考价值。 展开更多
关键词 再入飞行器 可重复使用 高超声速 升力式飞行器 Model176
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民机上翘后体绕流流型的实验研究 被引量:5
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作者 黄涛 邓学蓥 +2 位作者 王延奎 李福田 孔繁美 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第1期29-37,共9页
针对民机上翘后体绕流特性为研究目标,在D 1风洞应用油流显示、空间烟线显示、烟线/激光片光显示和测压等多种实验手段,着重研究在不同迎角下,上翘角对后体分离流型的影响。显示实验结果表明随着模型由负迎角向正迎角改变,后体流型按照... 针对民机上翘后体绕流特性为研究目标,在D 1风洞应用油流显示、空间烟线显示、烟线/激光片光显示和测压等多种实验手段,着重研究在不同迎角下,上翘角对后体分离流型的影响。显示实验结果表明随着模型由负迎角向正迎角改变,后体流型按照物面油流图画的表现形式分为上主分离线流型、无主分离线流型和下主分离线流型,对应的空间涡系则称为下涡系、无涡系和上涡系。在相同的迎角下上翘角大的后体分离强于上翘角小的后体。上翘角的存在引起的后体局部迎角改变是上涡系和下涡系产生机理不同的根本原因。 展开更多
关键词 民用飞机 后体 阻力 分离 旋涡
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