飛機仿真的案例
基于ANSYS的飛機機翼仿真分析模板庫建立
摘 要：飛機機翼的力學(xué)性能對整個飛機的飛行影響非常重要。隨著計算力學(xué)的發(fā)展，飛機機翼的有限元性能分析朝著集成化、結(jié)果一致性的方向發(fā)展。本文通過ANSYS的ACT平臺，建立了基于ANSYS Workbench的飛機機翼仿真分析模板庫，可以實現(xiàn)機翼參數(shù)化建模、強度分析和模態(tài)分析。通過調(diào)用該模板庫，可以提升仿真分析的效率，同時可以確保分析結(jié)果的一致性。
關(guān)鍵詞：飛機機翼模板庫;ANSYS Workbench;ACT平臺;仿真分析;
一、引言
飛機機翼作為關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，對飛機的飛行性能影響至關(guān)重要。采用有限元分析對機翼進(jìn)行正向設(shè)計或者設(shè)計優(yōu)化已成為當(dāng)前機翼設(shè)計的通用做法。機翼的優(yōu)化迭代需要重復(fù)地繪制機翼幾何模型，降低了設(shè)計效率。而參數(shù)化的機翼模型可以快速進(jìn)行建模，減少工作量，提高效率，縮短了設(shè)計周期，并且方便修改[1]。基于參數(shù)化模型的基礎(chǔ)，整合強度分析、模態(tài)分析性能評估，形成機翼仿真分析模板庫，提升效率的同時，可以確保仿真分析的一致性。
二、機翼仿真分析模板庫的建立過程及案例展示
2.1機翼仿真分析模板庫構(gòu)建
ACT平臺的全稱是ANSYS Customization Tools，是ANSYS Workbench應(yīng)用環(huán)境的客戶化定制開發(fā)工具，主要解決用戶在工程仿真應(yīng)用中遇到的功能自定義和程序擴展的問題。借助ACT，用戶可以在ANSYS已有功能的基礎(chǔ)上，定制開發(fā)適合自身專業(yè)特點與特殊業(yè)務(wù)需求的新功能。使用ACT平臺，可在Workbench Project標(biāo)簽中定制仿真工作流，將仿真工作流集成，過程和腳本組合進(jìn)ANSYS生態(tài)系統(tǒng)。
整個機翼仿真分析模板庫在ANSYS ACT平臺進(jìn)行實現(xiàn)，建立過程包括搭建用戶輸入界面、機翼參數(shù)化建模、分析計算等。
展開 多物理場仿真提升飛機的雷電防護(hù)性能
在為客戶提供雷電測試服務(wù)前，首先需要客戶制作價格昂貴的飛機模型，而模型往往因為在測試后受損而無法重復(fù)使用。針對此問題，愛邦雷電實驗室的研究人員希望通過仿真分析來完成對飛機雷電初始附著點的考察。
研究人員在 COMSOL Multiphysics? 軟件中建立了飛機的幾何模型，并創(chuàng)建了飛機的仿真計算坐標(biāo)系，用于考察飛機不同的飛行姿態(tài)（圖 3 上圖）。研究人員隨后對飛機模型的整體進(jìn)行了網(wǎng)格剖分，選用了穩(wěn)定性較好的自由四面體為基本網(wǎng)格單元對模型進(jìn)行網(wǎng)格剖分。飛機模型的網(wǎng)格見圖 3 下圖。
圖 3.上圖：飛機仿真坐標(biāo)系；下圖：飛機網(wǎng)格設(shè)計。
在完成了模型創(chuàng)建和網(wǎng)格剖分后，研究人員對飛機遭受雷擊后表面的電勢分布情況進(jìn)行了仿真分析。圖 4 顯示了當(dāng)飛機處于左旋下降時飛機表面的歸一化電勢分布情況，1 表示電勢最高，0 表示電勢最低。在飛機的飛行過程中，雷電將從飛機表面上高電勢的部位流入，并從電勢較低的部位流出。當(dāng)飛機處于左旋下降時，電勢在尾翼尖、后掠翼尖或右翼尖較高，最低電勢位于飛機頭部及左翼。因此尾翼尖、后掠翼尖和機翼尖均可能成為雷電的流入點，而機頭部位則成為雷電的流出點。因此，尾翼和機頭部位便是左旋下降時雷電的初始附著區(qū)域。
圖 4.飛機雷電的初始附著點仿真結(jié)果。
“飛機遭受雷擊的過程是一個典型的多物理場問題，涉及電場、磁場、傳熱、力學(xué)等多種物理現(xiàn)象。”段雁超工程師說道，“COMSOL Multiphysics 軟件強大的多物理場建模分析能力，以及后處理功能，讓我們可以非常方便地研究雷電對飛機性能的影響。”
在找到了飛機在不同飛行姿態(tài)下的雷電初始附著區(qū)域后，愛邦電磁的工程師便開始著手針對此區(qū)域進(jìn)行雷電防護(hù)方案設(shè)計。飛機的機頭布置有雷達(dá)、天線等重要的機載設(shè)備，極易受到雷電的影響，因此機頭是飛機雷電防護(hù)中最為重要的部位。
展開 飛機設(shè)計中的仿真技術(shù)
仿真技術(shù)在飛機設(shè)計中發(fā)揮著越來越重要的作用，本文闡述了國內(nèi)外在飛機設(shè)計中廣泛使用的結(jié)構(gòu)強度計算，多體動力學(xué)仿真、多學(xué)科多目標(biāo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、內(nèi)外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯(lián)合仿真分析等，介紹了各種仿真技術(shù)的應(yīng)用范圍，為飛機的機械設(shè)計及研究提供參考。
一、引言
機械產(chǎn)品設(shè)計是一個近代完善的過程，尤其對于飛機等航空器是集各種先進(jìn)科技成果于一體的產(chǎn)品，設(shè)計結(jié)果都需要進(jìn)行反復(fù)多次的地面試驗，才能驗證設(shè)計結(jié)果能否符合要求。
在仿真技術(shù)獲得大規(guī)模應(yīng)用之前，大部分試驗都是依靠產(chǎn)品樣機進(jìn)行的，不僅成本高昂，而且試驗一旦失敗，對后續(xù)設(shè)計將會產(chǎn)生極大影響，無形之中增加研制成本，研制周期也得不到保證，隨著現(xiàn)代計算機仿真技術(shù)的發(fā)展，在飛機設(shè)計中，越來越多的使用虛擬仿真技術(shù)。在概念設(shè)計階段，仿真技術(shù)可以快速預(yù)測產(chǎn)品強度及性能，是試驗無法取代的。
目前，使用較為廣泛的有：結(jié)構(gòu)強度計算，多體動力學(xué)仿真、多學(xué)科多目標(biāo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、內(nèi)外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯(lián)合仿真分析。
二、飛機設(shè)計中的仿真技術(shù)
1、結(jié)構(gòu)強度分析
飛機的設(shè)計中，滿足結(jié)構(gòu)強度要求是設(shè)計的首要要求，可以一票否決設(shè)計成果。影響結(jié)構(gòu)強度的主要因素有材料的種類和性質(zhì)、截面積、形狀等，數(shù)年來，新材料的發(fā)展還不成熟，因此在飛機設(shè)計中應(yīng)用的不多。
設(shè)計人員往往考改變結(jié)構(gòu)的形狀來提高設(shè)計產(chǎn)品的強度，在機械產(chǎn)品的最薄弱部位增加受力面，隨著仿真軟件的發(fā)展，這些已不是困擾設(shè)計員的主要問題，在飛機的零組件設(shè)計中，更為突出的強度問題是無法得到零組件所受真實荷載，有時候設(shè)計員甚至靠估算或放大載荷數(shù)來計算產(chǎn)品的強度，估計結(jié)果不利于產(chǎn)品的輕量化設(shè)計，目前是困擾設(shè)計員強度計算的主要問題，亟待要求更為準(zhǔn)確的荷載計算方法。
展開 飛機結(jié)構(gòu)分析—如何實施飛機結(jié)構(gòu)全局仿真過程（附文檔）
飛機結(jié)構(gòu)分析：如何實施飛機結(jié)構(gòu)全局仿真過程
端到端的飛機結(jié)構(gòu)開發(fā)流程使飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計過程更加高效
飛機制造項目往往大量延誤，造成高達(dá)50%的成本超支。這些延誤不僅造成數(shù)百萬美元的資金消耗，還造成數(shù)十億美元的違約金。飛機60%的一次性費用花費在飛機結(jié)構(gòu)開發(fā)方面，任何結(jié)構(gòu)開發(fā)流程的改進(jìn)都會帶來重大影響。
通過使用飛機結(jié)構(gòu)工程和分析的端到端過程，在整個產(chǎn)品生命周期充分利用仿真功能，制造商已經(jīng)能夠及時、以可預(yù)測的性能提供創(chuàng)新產(chǎn)品。此過程使得制造商能夠：
縮短模型準(zhǔn)備時間
減少設(shè)計-分析迭代
評估不同學(xué)科之間的取舍
簡化及時交付并提高設(shè)計質(zhì)量
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飛機設(shè)計中的仿真技術(shù)
仿真技術(shù)在飛機設(shè)計中發(fā)揮著越來越重要的作用，本文闡述了國內(nèi)外在飛機設(shè)計中廣泛使用的結(jié)構(gòu)強度計算，多體動力學(xué)仿真、多學(xué)科多目標(biāo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、內(nèi)外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯(lián)合仿真分析等，介紹了各種仿真技術(shù)的應(yīng)用范圍，為飛機的機械設(shè)計及研究提供參考。
一、引言
機械產(chǎn)品設(shè)計是一個近代完善的過程，尤其對于飛機等航空器是集各種先進(jìn)科技成果于一體的產(chǎn)品，設(shè)計結(jié)果都需要進(jìn)行反復(fù)多次的地面試驗，才能驗證設(shè)計結(jié)果能否符合要求。
在仿真技術(shù)獲得大規(guī)模應(yīng)用之前，大部分試驗都是依靠產(chǎn)品樣機進(jìn)行的，不僅成本高昂，而且試驗一旦失敗，對后續(xù)設(shè)計將會產(chǎn)生極大影響，無形之中增加研制成本，研制周期也得不到保證，隨著現(xiàn)代計算機仿真技術(shù)的發(fā)展，在飛機設(shè)計中，越來越多的使用虛擬仿真技術(shù)。在概念設(shè)計階段，仿真技術(shù)可以快速預(yù)測產(chǎn)品強度及性能，是試驗無法取代的。
目前，使用較為廣泛的有：結(jié)構(gòu)強度計算，多體動力學(xué)仿真、多學(xué)科多目標(biāo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、內(nèi)外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯(lián)合仿真分析。
二、飛機設(shè)計中的仿真技術(shù)
1、結(jié)構(gòu)強度分析
飛機的設(shè)計中，滿足結(jié)構(gòu)強度要求是設(shè)計的首要要求，可以一票否決設(shè)計成果。影響結(jié)構(gòu)強度的主要因素有材料的種類和性質(zhì)、截面積、形狀等，數(shù)年來，新材料的發(fā)展還不成熟，因此在飛機設(shè)計中應(yīng)用的不多。
設(shè)計人員往往考改變結(jié)構(gòu)的形狀來提高設(shè)計產(chǎn)品的強度，在機械產(chǎn)品的最薄弱部位增加受力面，隨著仿真軟件的發(fā)展，這些已不是困擾設(shè)計員的主要問題，在飛機的零組件設(shè)計中，更為突出的強度問題是無法得到零組件所受真實荷載，有時候設(shè)計員甚至靠估算或放大載荷數(shù)來計算產(chǎn)品的強度，估計結(jié)果不利于產(chǎn)品的輕量化設(shè)計，目前是困擾設(shè)計員強度計算的主要問題，亟待要求更為準(zhǔn)確的荷載計算方法。
展開 Abaqus在飛機機翼仿真分析中的應(yīng)用
縫翼滑軌模型裝配件分析
飛機的前緣縫翼是民用客機、大型飛機常用的增升活動面，是通過滑軌在滑輪組架中的運動來改變機翼的翼型，以達(dá)到增加升力的目的。滑軌在滑輪組架中的運動就是一個典型的接觸問題。
滑輪組架內(nèi)在每根滑軌的安裝位置沿滑軌法向和側(cè)向各布置了兩組滾輪。當(dāng)縫翼翼面上的載荷傳到滑軌上時，滑軌受力變形，其上下表面就會有滾輪與滑軌表面發(fā)生接觸，從而限制滑軌的法向運動；其左右兩側(cè)也會有滾輪與滑軌腹板表面發(fā)生接觸，從而限制滑軌的側(cè)向運動。
在結(jié)構(gòu)受載過程中，究竟是哪一個或哪些滾輪與滑軌發(fā)生接觸，從而為其邊界約束就是邊界非線性有限元分析所要考慮的主要問題。
Abaqus在飛機機翼仿真分析中的應(yīng)用.pdf
展開 在飛機設(shè)計中的仿真技術(shù)
仿真技術(shù)在飛機設(shè)計中發(fā)揮著越來越重要的作用，本文闡述了國內(nèi)外在飛機設(shè)計中廣泛使用的結(jié)構(gòu)強度計算，多體動力學(xué)仿真、多學(xué)科多目標(biāo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、內(nèi)外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯(lián)合仿真分析等，介紹了各種仿真技術(shù)的應(yīng)用范圍，為飛機的機械設(shè)計及研究提供參考。
機械產(chǎn)品設(shè)計是一個近代完善的過程，尤其對于飛機等航空器是集各種先進(jìn)科技成果于一體的產(chǎn)品，設(shè)計結(jié)果都需要進(jìn)行反復(fù)多次的地面試驗，才能驗證設(shè)計結(jié)果能否符合要求。
在仿真技術(shù)獲得大規(guī)模應(yīng)用之前，大部分試驗都是依靠產(chǎn)品樣機進(jìn)行的，不僅成本高昂，而且試驗一旦失敗，對后續(xù)設(shè)計將會產(chǎn)生極大影響，無形之中增加研制成本，研制周期也得不到保證，隨著現(xiàn)代計算機仿真技術(shù)的發(fā)展，在飛機設(shè)計中，越來越多的使用虛擬仿真技術(shù)。在概念設(shè)計階段，仿真技術(shù)可以快速預(yù)測產(chǎn)品強度及性能，是試驗無法取代的。
目前，使用較為廣泛的有：結(jié)構(gòu)強度計算，多體動力學(xué)仿真、多學(xué)科多目標(biāo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化、內(nèi)外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯(lián)合仿真分析。
01結(jié)構(gòu)強度分析
飛機的設(shè)計中，滿足結(jié)構(gòu)強度要求是設(shè)計的首要要求，可以一票否決設(shè)計成果。影響結(jié)構(gòu)強度的主要因素有材料的種類和性質(zhì)、截面積、形狀等，數(shù)年來，新材料的發(fā)展還不成熟，因此在飛機設(shè)計中應(yīng)用的不多。
設(shè)計人員往往考改變結(jié)構(gòu)的形狀來提高設(shè)計產(chǎn)品的強度，在機械產(chǎn)品的最薄弱部位增加受力面，隨著仿真軟件的發(fā)展，這些已不是困擾設(shè)計員的主要問題，在飛機的零組件設(shè)計中，更為突出的強度問題是無法得到零組件所受真實荷載，有時候設(shè)計員甚至靠估算或放大載荷數(shù)來計算產(chǎn)品的強度，估計結(jié)果不利于產(chǎn)品的輕量化設(shè)計，目前是困擾設(shè)計員強度計算的主要問題，亟待要求更為準(zhǔn)確的荷載計算方法。
展開 Paper Plane Simulation 紙飛機運動仿真 ￥1
altitude, distance, velocity, and flight-path angle
狀態(tài)向量 x=[H;R;v;γ]
狀態(tài)空間方程為
H_dot=v? sinγ
R_dot=v? cosγ
v_dot=(-D - W? sinγ) / m
γ_dot=(L - W? cosγ) / (m? v)
下面用MATLAB對紙飛機的運動進(jìn)行仿真，
首先在MATLAB中建立四階方程的函數(shù)如下：
function xdot = EqMotion(t,x)
global CL CD S m g rho
V = x(1);
Gam = x(2);
q = 0.5 * rho * V^2;
xdot = [(-CD * q * S - m * g * sin(Gam)) / m
(CL * q * S - m * g * cos(Gam)) / (m * V)
V * sin(Gam)
V * cos(Gam)];
其次建立主程序，
>>>>>>
>>>>>>
這是一個非常簡單的運動分析，我沒有直接給出代碼文件，而是通過描述把每段代碼展示出來。讀者獲取這些代碼后可以自己組織形成文件進(jìn)行建模仿真。
最后，大家可以在這個模型基礎(chǔ)上嘗試各種初始條件，并通過實際的飛行測試，盡可能地驗證模型。
高度和航程是可以輕松驗證的變量。如果試飛結(jié)果與仿真分析不符，可以調(diào)整升力系數(shù)和阻力系數(shù)。可以通過監(jiān)控飛機到達(dá)地面所需的時間來幫助修正這些系數(shù)。
不過試飛結(jié)果和仿真模型產(chǎn)生誤差是再正常不過的，因為仿真模型是簡化的，近似的模型。
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展開 結(jié)構(gòu)專欄 | 防空彈碎片對飛機的侵徹仿真
重點介紹防空彈產(chǎn)生的破片對飛機不同位置侵徹過程進(jìn)行仿真，以說明防空彈的威力。
限于作者研究領(lǐng)域有限和軟件操作習(xí)慣等因素，錯誤必然很多，對于文中不正確的地方，歡迎大家批評指正。
1、艦載導(dǎo)彈-RIM162增程海麻雀
比如艦載中程防空導(dǎo)彈中紅旗-16B射程有70公里左右，僅從射程來看遠(yuǎn)勝美海軍的RIM162增程海麻雀，但卻存在導(dǎo)彈存在尺寸大，只能1彈1坑布置等問題，所以作為軍迷個人將最強艦載中程防空導(dǎo)彈的桂冠賦予了能實施“1彈4坑”布置的RIM162增程海麻雀。
2、陸基遠(yuǎn)程防空導(dǎo)彈
陸基遠(yuǎn)程防空導(dǎo)彈：美國THAAD“薩德”防空導(dǎo)彈系統(tǒng)，就目前來看，最先進(jìn)最牛叉的，除了防空導(dǎo)彈本身厲害以外，采用動能殺傷技術(shù)，攔截彈的破壞機理則是“碰撞-殺傷”，以高速撞擊來引爆目標(biāo)彈頭，作戰(zhàn)高度為40至150公里，最大射程300公里，可防衛(wèi)半徑200千米的區(qū)域。
最厲害的是其X波段雷達(dá)系統(tǒng)，探測距離高達(dá)2000公里以上，能夠攔截射程為3500公里的彈道導(dǎo)彈，在870千米距離探測到雷達(dá)截面積較小的隱形目標(biāo)，故具備相當(dāng)?shù)姆措[型戰(zhàn)機能力。
THAAD“薩德”系統(tǒng)能在580千米左右的距離精確評估目標(biāo)彈頭的預(yù)計位置，并識別假彈頭；是唯一能在大氣層內(nèi)和大氣層外攔截彈道導(dǎo)彈的防空系統(tǒng)，事實上屬于末段高空區(qū)域防御系統(tǒng)。（以上內(nèi)容引用知乎）以下是筆者對防空彈產(chǎn)生的破片對飛機不同位置侵徹過程進(jìn)行仿真，說明防空彈的威力。
一、模型建立
根據(jù)飛機的尺寸建立仿真模型，如圖1所示，為了降低網(wǎng)格劃分周期及計算機的占用率，用3D對稱模型（即一半模型進(jìn)行分析）。
展開 從“文件傳輸”到“云端協(xié)同”：2026年飛機研發(fā)工程師如何用戴西DTS重塑設(shè)計仿真工作流？
——這曾是飛機研發(fā)工程師老張的日常：跨洋傳輸大模型、苦等下載、格式轉(zhuǎn)換、版本混亂……無數(shù)個深夜，都耗在了數(shù)據(jù)的搬運而非真正的工程分析上。</p><p>然而2026年的今天，一種全新的研發(fā)范式正在航空工程師群體中悄然普及：</p><p>他們只需打開瀏覽器，輸入賬號，就能實時訪問云端的最新模型，與全球同事在同一虛擬空間中協(xié)作，在普通筆記本上流暢剖切千萬級網(wǎng)格的仿真結(jié)果。</p><p>這標(biāo)志著飛機研發(fā)效率 從“本地單機+文件傳輸”到“云端協(xié)同+實時交互”的根本性跨越。</p><p><strong>PART/1</strong></p><p><strong><em>范式轉(zhuǎn)移：從“本地單機”到“云端協(xié)同”</em></strong></p><p>傳統(tǒng)飛機研發(fā)的設(shè)計仿真流程，是一個線性且高度依賴本地算力的過程：</p><p>設(shè)計師用CATIA繪制三維模型，另存為STEP格式，發(fā)給仿真工程師；仿真工程師導(dǎo)入Abaqus或Fluent，劃分網(wǎng)格、求解計算，生成GB級的結(jié)果文件；再將結(jié)果壓縮、上傳、通知遠(yuǎn)在異國的氣動專家下載；氣動專家等待半天，打開后發(fā)現(xiàn)版本不對，或者模型太大本地工作站卡死……整個過程充斥著等待、轉(zhuǎn)換、重復(fù)和溝通成本。</p><p><strong>戴西DTS 3D遠(yuǎn)程圖形可視化云桌面與3DViz輕量化轉(zhuǎn)換工具</strong>等系列產(chǎn)品的成熟融合，正在徹底改變這一流程。</p><p>“研發(fā)協(xié)同”的定義，正從“傳輸文件并等待反饋”演變?yōu)?<strong>“實時訪問并共同操作同一模型”:</strong></p><p>從管理本地文件與版本，轉(zhuǎn)向私有云端數(shù)據(jù)管理與協(xié)同意識；</p><p>從精通單一工具，轉(zhuǎn)向掌握跨專業(yè)協(xié)同與實時溝通能力；</p><p>從關(guān)注模型細(xì)節(jié)，轉(zhuǎn)向聚焦物理本質(zhì)與設(shè)計優(yōu)化。</p><p>戴西DTS云桌面正是這一范式轉(zhuǎn)移中的代表性工具。
展開 飛機葉片機匣摩擦仿真
模型介紹&前處理
節(jié)點數(shù)：18866；單元數(shù)：10605；
角速度載荷：1323rad/s
殼單元公式：2---Belytschko-Tsay，計算速度快，用于大變形問題是最穩(wěn)定有效的公式，
體單元公式：單層/多層常應(yīng)力六面體單元，8節(jié)點控制，中心單點積分，需要沙漏控制，如尺寸允許，盡量畫成多層。
沙漏控制：對于高速沖擊的固體結(jié)構(gòu)部件，推薦采用基于粘性的沙漏控制。
Mat Information
*MAT_Johnson_
COOK
RHO
G
E
NU
DTF
A
B
7.8E-9
8.3E4
1.9E5
0.33
0
283
496
*MAT_PLASTIC_
KINEMATIC
RHO
E
NU
SIGY
ETAN
BETA
7.8E-9
2.1E5
0.3
956
Defult
Defult
*MAT_THERMAL_
ISOTROPIC
TRO
HC
TC
TGRLC
TGMULT
TLAT
HLAT
7.8E-9
5E8
40
展開 
基于GCKontrol實現(xiàn)飛機渦扇發(fā)動機系統(tǒng)的建模與仿真
渦扇發(fā)動機模型架構(gòu)
2.2 參數(shù)設(shè)計
本模型可以仿真渦扇發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)特性。
仿真流程化的飛機艙門研發(fā)
仿真流程化的飛機艙門研發(fā)
作者：Simwe 來源：Altair
仿真流程化的飛機艙門研發(fā)
歐洲直升機公司應(yīng)用仿真技術(shù)縮短研發(fā)周期并實現(xiàn)飛機閉合系統(tǒng)研發(fā)流程自動化
公司介紹
歐洲宇航防務(wù)集團(tuán)（EADS）直屬的歐洲直升機公司集團(tuán)（簡稱歐直公司）是全球商用和軍用直升機開發(fā)商，同時它也參與歐洲空客飛機艙門與整流罩項目的開發(fā)。該公司于1992年由宇航馬特拉公司（法國）直升機分部和戴姆勒-克萊斯勒宇航公司（德國）組建而成。
歐直公司的產(chǎn)品和服務(wù)涉及設(shè)計、生產(chǎn)、飛行試驗、持續(xù)適航、培訓(xùn)、維修和質(zhì)量等多個領(lǐng)域，其主要目標(biāo)是確保飛機飛行安全。與此同時，它還提供創(chuàng)新的產(chǎn)品以滿足來自150多個國家的客戶的不同需求。
在產(chǎn)品創(chuàng)新方面，歐洲直升機公司一直尋找方法來提高包括閉合系統(tǒng)等在內(nèi)的飛機部件的性能和效率。為此，歐洲直升機公司選擇使用一流的軟件以確保飛機安全、改善飛機的性能以及定制艙門分析流程自動化。
挑戰(zhàn)
飛機的閉合系統(tǒng)是由多個零部件組成的復(fù)雜系統(tǒng)。無論是直升機還是其它類型飛機，艙門都需要具有開門、關(guān)門和緊急情況下工作等功能。
針對不同的產(chǎn)品，我們不能使用相同的設(shè)計方案。艙門系統(tǒng)是根據(jù)各個飛機尺寸和政府法規(guī)設(shè)計的，整個研發(fā)過程需要平衡不同的需求。閉合系統(tǒng)的設(shè)計不但要求可靠工作，而且需要輕量設(shè)計。另外，設(shè)計方案必須充分滿足客戶的需求，甚至這些需求會發(fā)生變化。同時，還要保證產(chǎn)品研發(fā)過程與客戶項目關(guān)鍵時間節(jié)點保持同步。
一般來說，設(shè)計方案必須考慮結(jié)構(gòu)可靠性、包裝、重量、加工性和成本要求。具體來說，工程師使用與約束協(xié)調(diào)的目標(biāo)評估艙門的結(jié)構(gòu)和運動特性以考察艙門的使用壽命和緊急情況的安全性。
展開 飛機零部件加工過程工藝仿真
飛機零部件加工過程工藝仿真(1).pdf
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AMESim仿真技術(shù)在飛機液壓系統(tǒng)中的應(yīng)用
AMESim 仿真技術(shù)在飛機液壓系統(tǒng)中的應(yīng)用
郭 軍吳亞峰儲妮晟
西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院陜西 西安 710072
摘 要對法國Imagine 公司推出的專門用于工程系統(tǒng)建模仿真和動態(tài)性能分析的高級液
壓/機械系統(tǒng)建模仿真平臺AMESim 的主要特點和功能進(jìn)行分析. 以飛機前起落架液壓收放
系統(tǒng)為例應(yīng)用AMESim 建模仿真技術(shù)使用圖形化建模方法建立系統(tǒng)元件的仿真模型對飛機
前起落架收放系統(tǒng)進(jìn)行仿真結(jié)果分析并提出采用AMESim 的批處理方式優(yōu)化系統(tǒng)參數(shù)的方
法.
關(guān)鍵詞AMESim 仿真建模液壓系統(tǒng)飛機起落架批處理
中圖分類號V233.91; TP391.9 文獻(xiàn)標(biāo)志碼A
Application of AMESim in aircraft hydraulic
system
GUO Jun, WU Yafeng, CHU Nisheng
(School of Engine & Energy, Northwestern Polytechnical Univ., Xi an Shannxi 710072, China)
Abstract: The features and functions of AMESim developed by Imagine Co. are analyzed,
which is specialized in engineering system modeling, simulation and dynamic
performance analysis for advanced hydraulic/mechanical system.
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