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飞机起落架仿真数学模型建立方法 总被引:16,自引:2,他引:16
阐述了以大系统理论部件建模为基础的轮式起落架仿真建模方法,通过分析机轮的运动特点,介绍了轮胎、减震支柱、前轮转向操纵系统和刹车系统的模型,研究了作用于起落架上的力、力矩及其传递过程,最后,通过计算和结果分析,证明该模型是正确的。 相似文献
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基于NACA0012对称翼型设计了前掠机翼、后掠机翼和平直机翼,采用CFD方法计算了3种机翼的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,通过压力云图和流线图分析了3种机翼的气动特性及流动机理。研究结果表明:前掠机翼上表面的流动是由翼尖流向翼根,翼根首先出现分离,而后掠机翼上表面的流动是由翼根流向翼尖,翼尖首先出现分离,平直机翼由于受翼尖涡的下洗影响,翼根首先出现分离;在30°斜掠角下,前掠机翼形成了机翼前缘涡,表现出旋涡流态气动特性。研究结果揭示了不同机翼之间的流动差异,有助于在飞行器设计过程中选择合适的气动布局。 相似文献
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结合烟草行业的管理特点,分析了在信息化过程中存在的问题,说明了应用PDM技术是提高烟机制造业核心竞争能力的必要途径,阐述了烟机制造业对PDM系统的应用需求和性能要求,指出目前烟机制造业已具备了实施PDM技术的条件. 相似文献
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针对非线性飞机方程的控制有效率进行了故障检测与诊断,通过将吹风表格数据处理成一种参数化非线性函数,找出了飞机状态量与控制律分离的控制有效率表达式和检测方法,算法中将检测结果与对应故障模式进行了分类处理,提高了算法的鲁棒性,最后用飞机的实例进行了仿真验证,结果表明,该算法具有较高的检测精度和较快的检测速度。 相似文献
77.
气动弹性剪裁中的设计变量和约束导数 总被引:1,自引:0,他引:1
1.前言 设计变量的取法和约束导数的计算,不但影响气动弹性剪裁的结果,而且决定着它的工作量。本文对于两种不同的设计变量取法进行了讨论。在约束导数计算方面,通过一个盒段模型和一个三角翼模型的计算,进行了对比。 相似文献
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介绍了一种新的疲劳寿命估算方法——线性累积破坏率准则,其物理意义明确,简单明了。在对恒幅载荷疲劳寿命统计分析的基础上,求出对应的疲劳寿命概率密度函数,从而利用线性累积破坏率准则可估算出变幅载荷下结构的疲劳寿命。线性累积破坏率准则没有限定试验条件和疲劳寿命分布形式,因此对一般环境下和腐蚀环境下的疲劳均具适用性。利用两组疲劳试验数据对该方法进行了验证,结果表明在中值寿命附近预测寿命与实测寿命非常接近,精度较高、有较好的工程应用价值。 相似文献
79.
杜双明%乔生儒%纪岗昌%韩栋 《宇航材料工艺》2002,32(5):39-41,44
在室温最大应力为250MPa,应力比R=0.1和频率为60Hz条件下,对3D-C/SiC复合材料进行了拉-拉疲劳试验。用共振法和电阻增量仪分别测试了杨氏模量及电阻的变化。结果表明:随循环次数增加,杨氏模量呈显著下降,缓慢下降和突然下降的变化规律。杨氏模量的下降大部分发生在疲劳循环的前600次。缓慢降低阶段约占疲劳寿命的94%以上,此阶段杨氏模量变化率与循环次数的对数近似呈线性关系,电阻变化率除首次循环降低外,随着循环次数增加一直在增加。增加规律大致可分为缓慢增加,台阶式增加和急剧增加三个阶段。材料的电阻变化率基本反映了纤维的损伤程度和破坏形式,可作为表征复合材料纤维损伤的有效参量。 相似文献
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