检索结果-南通市图书馆

维普期刊数据库博看期刊

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

飞机用电磁屏蔽橡胶材料

化工新型材料 2014年第1期42卷 177-178页

作者：李素琴李喜民刘刚中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院西安710089

分析了电磁屏蔽技术对飞机安全飞行的重要性,介绍了电磁屏蔽橡胶材料的性能特点,并对国产电磁屏蔽橡胶材料的性能及工艺性能进行了试验验证,为飞机设计选材积累数据。

关键词：电磁屏蔽橡胶性能

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

1.2米高速风洞双天平支撑试验技术研究

航空学报 2022年

作者：衣秉立刘博宇张铁军鲁丹赵彦中国航空工业集团公司空气动力研究院中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院

双天平支撑试验技术是采用两台天平进行全模测力，其中，翼下双天平支撑对机身后体的绕流干扰很小，很适合模型后体的精确测量以及支撑干扰评估试验；另外，对于双体飞机（某层流验证机）高速风洞试验中存在的支撑困难问题，双天平支撑... 详细信息

双天平支撑试验技术是采用两台天平进行全模测力，其中，翼下双天平支撑对机身后体的绕流干扰很小，很适合模型后体的精确测量以及支撑干扰评估试验；另外，对于双体飞机（某层流验证机）高速风洞试验中存在的支撑困难问题，双天平支撑能最大程度地继承单尾支优点，具备较大范围的纵、横向试验能力。基于双天平测量机理，研究并发展了适合于1.2米高速风洞的双天平试验技术，通过综合加载验证及风洞试验对双天平支撑试验技术进行了验证，研究结果表明,双天平支撑试验数据合理可靠,重复性精度满足国军标合格指标。本文详细描述了1.2米高速风洞翼下双天平支撑系统，介绍了双天平支撑试验技术在1.2米高速风洞中的应用。

关键词：双天平支撑支撑干扰双体飞机层流验证机风洞试验

在线全文

同方期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

氢化环氧树脂体系形状记忆效应的研究

航空材料学报 2012年第3期32卷 57-62页

作者：魏堃唐玉生朱光明李喜民门倩妮师瑞峰西北工业大学理学院应用化学系西安710129 中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院西安710089

将顺丁烯二酸酐(MA)与不同比例的氢化环氧树脂、聚丙二醇二缩水甘油醚(PPGDGE)共混,经完全固化制备出一种新型的形状记忆氢化环氧树脂体系。利用DMA,DSC、弯曲测试和U型形状记忆测试系统研究了该固化体系的动态力学性能、力学性能和形... 详细信息

将顺丁烯二酸酐(MA)与不同比例的氢化环氧树脂、聚丙二醇二缩水甘油醚(PPGDGE)共混,经完全固化制备出一种新型的形状记忆氢化环氧树脂体系。利用DMA,DSC、弯曲测试和U型形状记忆测试系统研究了该固化体系的动态力学性能、力学性能和形状记忆性能,结果表明:该固化体系交联点之间存在较长的柔性链段,导致部分结晶现象的出现;固化体系的玻璃化转变温度(Tg)最高达124℃,并且Tg随PPGDGE含量的增加而线性降低;该形状记忆氢化环氧固化体系具有优良的形状记忆性能,经过5次形状记忆测试,变形的试样均能在数分钟内完全恢复到变形前的状态,形变恢复率达100%。

关键词：氢化环氧形状记忆玻璃化转变温度结晶

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

航空学报 2010年第4期31卷 679-686页

作者：乐挺王立新艾俊强北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院陕西西安710089

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性... 详细信息

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。

关键词：变体飞机 Z型翼多体动力学纵向建模仿真

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

表面不连续特征双站散射特性的试验研究

航空学报 2009年第12期30卷 2322-2327页

作者：刘战合黄沛霖高旭北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院陕西西安710089

采用一种新颖的不连续特征双站雷达散射截面(RCS)测试方法,通过系列化测试,研究了单直缝隙板、单直台阶板的双站散射特性,提出了不连续特征双站散射具有相似性、对称性和平移性的特点,分析了不同不连续特征具有的异同点。试验结果表明:... 详细信息

采用一种新颖的不连续特征双站雷达散射截面(RCS)测试方法,通过系列化测试,研究了单直缝隙板、单直台阶板的双站散射特性,提出了不连续特征双站散射具有相似性、对称性和平移性的特点,分析了不同不连续特征具有的异同点。试验结果表明:对不连续特征,不同双站下的RCS散射曲线均具有和对应入射频率下的单站散射曲线分布形式相似的特点,同时不同的不连续特征对幅值的影响不同;如果测试方式和试验件对称,则双站和单站散射曲线均具有关于峰值所在方位角对称的特点,单直缝隙板由于试验件本身的对称性表现为较好的曲线对称性,而单直台阶板则表现为稍弱的对称性;散射曲线随双站角的增大,具有明显的平移特性,平移的幅度为双站角的1/2,平移方向为从发射天线指向接收天线,平移后的曲线峰值处于发射天线和接收天线夹角平分线上。

关键词：电磁散射缝隙台阶双站雷达散射截面

多控制面机翼阵风减缓主动控制与风洞试验验证

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空学报 2009年第12期30卷 2250-2256页

作者：陈磊吴志刚杨超唐长红楚龙飞北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院陕西西安710089

针对某大展弦比多控制面弹性机翼风洞模型,分别从频域和时域进行阵风响应分析和阵风响应减缓控制律设计。采用经典控制理论设计控制律,通过操纵位于0.6和0.8翼展处的内外侧控制面减小由正弦阵风引起的翼尖加速度(WTA)。低频段的阵风减... 详细信息

针对某大展弦比多控制面弹性机翼风洞模型,分别从频域和时域进行阵风响应分析和阵风响应减缓控制律设计。采用经典控制理论设计控制律,通过操纵位于0.6和0.8翼展处的内外侧控制面减小由正弦阵风引起的翼尖加速度(WTA)。低频段的阵风减缓的数值分析与风洞试验结果均表明:多控制面的阵风减缓效果优于单控制面。当来流速度为14 m/s时,针对频率为2～5 Hz的阵风,采用多控制面得到的WTA减小10%～24%;当来流速度在8～16 m/s时,针对频率为2 Hz的正弦阵风,闭环状态下的翼尖加速度减小10%～40%;结构有限元模型与真实模型存在工程允许的误差导致理论与试验结果存在一定的误差。本文的工作对工程实际中采用阵风减缓技术具有参考价值。

关键词：气动弹性气动伺服弹性阵风响应阵风减缓风洞试验验证

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性研究

航空学报 2012年第8期33卷 1355-1363页

作者：吴志刚楚龙飞杨超唐长红北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院陕西西安710089

对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性(ASE)问题。为对其耦合原理及影响进行研究,以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、... 详细信息

对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性(ASE)问题。为对其耦合原理及影响进行研究,以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、冲压发动机以及控制系统之间的相互耦合作用,建立了推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性问题的一般建模框架和分析流程。采用牛顿冲击理论计算高超声速非定常气动力,基于准一维流动假设分析发动机性能。算例结果表明,考虑发动机推力的耦合影响后,飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变,气动伺服弹性稳定裕度下降可达16%,应当引起飞行控制系统设计部门的重视。

关键词：高超声速飞行器气动伺服弹性超燃冲压发动机推力耦合牛顿冲击理论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

导弹自适应结构滤波器的设计与仿真

航空学报 2011年第2期32卷 195-201页

作者：楚龙飞吴志刚杨超唐长红北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院陕西西安710089

由于飞行过程中飞行环境与自身特性的大幅度变化,导弹的飞行动力学特性和结构模态参数变化范围很大,难以精确建模,对导弹的气动伺服弹性稳定性带来潜在危险,传统结构滤波器的适用性也难以保证。提出一种自适应结构滤波器的设计方法,利... 详细信息

由于飞行过程中飞行环境与自身特性的大幅度变化,导弹的飞行动力学特性和结构模态参数变化范围很大,难以精确建模,对导弹的气动伺服弹性稳定性带来潜在危险,传统结构滤波器的适用性也难以保证。提出一种自适应结构滤波器的设计方法,利用导弹输入指令和传感器输出的采样信号,建立导弹的自回归滑动平均(ARMA)模型;采用递归最小二乘算法,在线辨识飞行器的结构模态参数并用于实时更新滤波器的中心频率。仿真结果表明:相对于传统设计方法,自适应结构滤波器在较大参数摄动范围内都可明显提高导弹的气动伺服弹性稳定裕度,对于导弹飞行环境和结构特性的变化都有较强的鲁棒性。

关键词：气动伺服弹性结构滤波器自适应控制系统在线辨识导弹

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空领域企业集团数字档案馆建设实践

中国档案 2024年第11期 44-45页

作者：柴晓燕徐菲中国航空工业集团第一飞机设计研究院

2022年,中国航空工业集团公司申请国家档案局企业集团数字档案馆(室)建设试点并通过评审,同年集团公司确定70多家试点单位,试点单位同步编制工作方案并完成评审及备案,中国航空工业集团第一飞机设计研究院(以下简称“一飞院”)是试点单... 详细信息

2022年,中国航空工业集团公司申请国家档案局企业集团数字档案馆(室)建设试点并通过评审,同年集团公司确定70多家试点单位,试点单位同步编制工作方案并完成评审及备案,中国航空工业集团第一飞机设计研究院(以下简称“一飞院”)是试点单位之一。试点工作启动后,一飞院迅速成立以院领导为组长的建设团队,编制企业集团数字档案馆实施方案,在单位内组织专家通过实施方案评审后,投入建设经费。

关键词：航空工业集团国家档案局设计研究院数字档案馆航空领域建设经费方案评审实施方案