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1.
介绍了基于制造工艺过程的成本评估模型的基本特点,基于此模型开发了飞机制造成本评估软件,并对复合材料、金属和装配工时进行了估算,与相关文献数据吻合良好。应用该软件对复合材料舱门制造成本进行评估,并与金属舱门进行了比较,同时研究了生产批量及工艺方法等因素对复合材料舱门制造成本的影响。  相似文献   
2.
考虑筋条的扭转弹性支持作用,采用里兹能量法建立了轴压复合材料加筋壁板蒙皮局部屈曲问题的理论模型。考虑筋条下缘条对蒙皮的影响,对该理论模型提出了一种改进计算方法。对典型复合材料加筋平板轴压局部失稳临界载荷进行算例分析,通过理论分析结果、试验结果和有限元仿真结果的比较,验证了本文方法的合理性。同时实验结果表明,采用本文方法可显著提高蒙皮局部屈曲载荷计算结果的精度。本文方法可用于复合材料加筋壁板蒙皮局部稳定性前期分析设计中。  相似文献   
3.
针对高超声速飞行器热结构区域作动器舱环境控制相关技术进行研究,包括耐热结构可重复使用防热设计、外部热结构的作动器舱热防护构型设计和作动器舱动密封设计等。根据舱体的不同部位采用隔热式、辐射式和热沉式的防热构型,而作动器与舱体的运动间隙密封则采用一体式动密封构件。通过隔热特性分析、承载能力分析和热设计仿真分析等手段,优选出合理的热防护系统的适用参数。  相似文献   
4.
孔斌 《民航科技》2005,(3):11-12
本文主要从TCAS工作的相关规定,绕飞雷雨时机组决策和对管制人员工作建议两个方面给大家作了详细的介绍,并希望和同事们进行交流,总结出一些好的工作经验,共同做好空管保障工作,为保障航空安全尽一份力。  相似文献   
5.
热防护系统分区协调耦合推进方法   总被引:1,自引:0,他引:1  
黄杰  姚卫星  陈炎  孔斌 《宇航学报》2018,39(1):27-34
提出一种适用于热防护系统(TPS)热控性能研究的分区协调耦合推进方法,其中采用有限体积法(FVM)进行气动热分析,FVM空间离散采用NND格式,而结构传热采用有限元法(FEM)进行分析,且在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2 s时刻驻点处温度计算值与试验值相对误差为4.95%。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能,非耦合方法获得的防热瓦和应变隔离垫(SIP)最高温度分别比耦合结果高114.4 K和32.6 K,这是由于非耦合方法未考虑壁面温度升高对气动热的反馈作用,而耦合方法充分考虑了此影响。采用高热辐射率的涂层、低导热系数和较厚的防热瓦能有效提高热防护系统的隔热性能和降低主动冷却系统的功率和重量,而防热瓦最高温度对其导热系数和厚度不敏感。  相似文献   
6.
采用了分析力学的方法,基于最小势能原理,DNA弹性曲杆的Euler-Lagrange方程组,运用弹性细杆模型拟合了A-,B-,Z-DNA的r-h曲线,讨论了弹性细杆模型描述3种DNA几何构型的可行性。与实验数据对比发现,通过计算,给定合适的曲率κ、挠率τ、扭转角χ,圆截面弹性细杆模型可以用来描述A-,B-DNA的几何构型;当椭圆截面的长宽比k=0.141时,采用椭圆截面弹性细杆模型拟合Z-DNA的r_0-h曲线与实验结果相一致。此研究内容有望为DNA分子构型的研究与探索提供参考。  相似文献   
7.
8.
考虑铆钉连接对筋条扭转弹性支持作用的影响,利用三角函数构造筋条在铆钉连接情况下的扭转支持刚度,采用里兹能量法建立轴压铆接加筋平板蒙皮局部屈曲问题的弹性支持理论分析模型及分析方法。分别采用试验方法、有限元方法、工程简化分析方法和本文分析方法对典型轴压金属Z形铆接加筋平板的蒙皮局部屈曲临界应力进行算例分析,验证了本文分析方法的合理性。在此基础上进一步研究了不同的铆钉间距和铆钉连接方式对加筋板蒙皮局部屈曲临界应力的影响。结果表明:在Z形加筋板结构形式、尺寸、铆钉间距皆为工程常用范围的前提之下,若铆钉连接方式不变,改变铆钉间距对屈曲临界应力影响不足1%;若铆钉间距不变,单排连接改为双排或者交错排可以提高屈曲临界应力约11%。  相似文献   
9.
建立了热防护系统(Thermal protection system,TPS)缝隙气动热分析的计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)数值模型,将缝隙热流密度分布情况与平板热流进行了对比,结果表明由于缝隙的存在缝隙上端出现了热流峰值,并且缝隙迎风面热流密度大于背风面热流密度,缝隙热流密度主要集中在缝隙上端与缝隙宽度相当的区域内;采用分析获得的缝隙热流密度建立了缝隙热控分析的有限元传热模型,结果表明缝隙气动热和缝隙类空腔辐射会造成机体表面温度的升高,是造成缝隙热短路现象的原因;最后研究了缝隙几何形状(缝隙宽度、缝隙倒圆角以及缝隙台阶)对缝隙热控性能的影响,分析结果表明随缝隙宽度增加,机体表面最高温度升高。随缝隙倒圆角半径增加,机体表面最高温度降低。随缝隙台阶高度增加,台阶正差时机体表面最高温度升高,台阶逆差时机体表面最高温度降低。  相似文献   
10.
复合材料结构已被广泛应用于航空航天领域,为了研究复合材料在不同湿热环境下的力学性能,分别对低温干态(CTD)、室温干态(RTD)和高温湿态(ETW)三种环境下的某型聚酰亚胺复合材料层压板进行拉脱试验,并对RTD 试验过程进行仿真分析;通过试验获得两类典型铺层的拉脱强度与破坏模式,并利用有限元仿真预测失效载荷。结果表明:某型聚酰亚胺复合材料具有优异的热稳定性,CTD 环境下复合材料的拉脱强度较RTD 环境下的拉脱强度提升8.1%~9.0%,ETW 环境下某型聚酰亚胺复合材料的拉脱强度与RTD 环境下的拉脱强度相当;(30/60/10)铺层的拉脱强度略高于(50/40/10)铺层。  相似文献   
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