CN112861450A - 一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，首先在多体动力学软件LMS Virtual.Lab中建立包括有飞机结构模型、起落架系统模型及钢索单元模型的全机系留载荷计算模型，所述飞机结构模型内设置有飞机重量、重心及惯量属性，所述起落架系统模型内设置有起落架各结构重量、重心、惯量属性与缓冲属性，所述钢索单元模型内设置有钢索属性；而后在动力学仿真软件导入飞机外形，与飞机起落架系统进行装配，以构建虚拟样机，最后将全机系留载荷计算模型应用至虚拟样机中，根据标准要求对全机系留进行方案设计评估，以获得最优飞机系留方案，能够有效对飞机系留方案进行优化设计，满足飞机结构对系留载荷的设计要求，缩短型号研制周期。
Description
技术领域
本发明涉及飞机系留载荷技术领域，尤其涉及一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法。
背景技术
飞机在地面停放时，需要通过钢索将其固定在地面上，以防止飞机在风力或其他载荷作用下产生运动，合理的系留方案与准确的系留载荷是飞机系留结构的设计基础，飞机系留载荷计算最常用的方法是工程计算方法及静力学仿真计算，这两种计算方法均是基于静力学理论求解超静定方程，但是由于钢索数量多，方程组数目较多，求解效率低，同时由于系留方案多，不便于程序化计算。
传统基于有限元理论的分析模型在进行全机系留载荷计算时，不考虑起落架及轮胎的缓冲性能，不考虑全机惯性系统，分析模型过于理想化，载荷不确定性高，需考虑很大的载荷不确定性系数以保证钢索载荷的可靠性，且可视化程度低。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，以解决上述背景技术中的问题。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，具体步骤如下：
1)建立全机系留载荷计算模型
在多体动力学软件LMS Virtual.Lab中建立全机系留载荷计算模型，所述全机系留载荷计算模型包括飞机结构模型、起落架系统模型及钢索单元模型；
所述飞机结构模型内设置有飞机重量、重心及惯量属性；
一般全机重量、惯量以分布质量形式表示，在建立全机系留载荷计算模型中，为简化模型，将分布质量等效计算至全机重心处，计算方法如下，已知分布质量点质量mi，重心坐标(xi,yi,zi)，惯量：Iixx,Iiyy,Iizz,Iixy,Iiyz,Iizx，全机重心处质量、重心及惯量为：
质量：
重心：
惯量：
惯性积：
依据公式(1)～(8)计算得到重心处质量、惯量数据，而后在飞机结构模型的属性模块中定义重心点，并在重心点定义质量、惯量属性；
所述起落架系统模型内设置有起落架各结构重量、重心、惯量属性与缓冲属性，所述起落架包括前起落架及左主起落架、右主起落架，并在起落架的各部件重心处定义结构重量及惯量以模拟起落架惯性系统；所述缓冲属性包括起落架缓冲性能及轮胎缓冲性能，在缓冲属性处定义弹簧阻尼系统以模拟起落架缓冲器作用，定义轮胎缓冲系统及轮胎类型以模拟轮胎与地面作用，缓冲器为起落架系统提供缓冲载荷，且具有强非线性特点，动力学分析软件LMS Virtual.Lab采用内嵌的弹簧力模块TSDA构成缓冲力TSDA模型，对弹簧力公式进行自定义编辑，而后将缓冲器设计的经典力学公式输入至缓冲力TSDA模型中，从而完成对起落架的缓冲器模拟；其中，弹簧力的计算公式为：
式(9)中，Aa为空气腔有效压气面积，Po、Vo分别为空气腔初始充气压力和气体容积，S为缓冲器行程，γ为气体多变指数，Patm为当前大气压强；
油液阻尼力的计算公式为：
式(10)中，ρ为油液密度，Ah、Ahs分别为主油腔与回油腔的压油面积，Cd、Cds分别为主油腔与回油腔的油液缩油系数；Ad、Ads分别为主油孔和回油孔面积；
且式(9)～(10)中，Aa空气腔有效压气面积、Po空气腔初始充气压力、Vo气体容积、γ气体多变指数、Patm当前大气压强、ρ油液密度、Ah，Ahs主油腔与回油腔的压油面积、Cd，Cds主油腔与回油腔的油液缩油系数、Ad，Ads主油孔和回油孔面积均为已知的设计参数，变量为S缓冲器行程，以在起落架系统模型中建立起落架缓冲力表达式；
用于对起落架进行分析，在全机系留载荷计算模型中建立有轮胎模型，轮胎模型需能够考虑以下因素：
垂向刚度和阻尼，纵向刚度和阻尼，滚动阻力及纵向滑动摩擦力等；考虑到轮胎模型的计算要求，轮胎模型采用complex-tire轮胎模型，该种轮胎模型可有效考虑复杂的轮胎特性，轮胎仿真精度高，根据动力学分析软件LMS Virtual.Lab提供的轮胎力模块，轮胎参数包括轮胎半径、滚转阻力、滚转半径、转向刚度、侧向刚度、垂向刚度、回正力臂和松弛长度，其中，滚转半径公式为滚转半径＝轮胎半径-Delta/3，所述Delta值根据起落架停机载荷得到单个轮胎的垂向力，然后在轮胎静压曲线中找到该垂向力值所对应轮胎压缩量即为Delta值；
转向刚度根据以下公式(11)求解
式(11)中，F为轮胎垂直载荷，δ为轮胎压缩量，D为轮胎充气外直径，W为轮胎充气断面宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr为轮胎额定内压，且若δ/D≤0.0875时：
N＝[1.2(δ/D)-8.8(δ/D)2Cc(pto+0.44ptr)W2 (12)
若δ/D≥0.0875时：
N＝[0.0674-0.34(δ/D)]Cc(pto+0.44ptr)W2 (13)
式(12)～(13)中，N为转向刚度，δ为轮胎压缩量，D为轮胎外直径，W为轮胎最大宽度，pro为轮胎实际充气内压，ptr轮胎额定内压，Cc轮胎偏航系数，可通过轮胎设计手册查询；
侧向刚度根据以下公式(14)求解
Kλ＝τλω(pto+0.24ptr)[1-(0.7δ/ω)] (14)
式(14)中，Kλ为侧向刚度，δ为轮胎压缩量，τλ为类型系数，可通过轮胎设计手册查询，ω为轮胎最大宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr为轮胎额定内压，轮胎模型中其他参数值因对全机系留模型轮胎模型影响小，考虑默认设置；
所述钢索单元模型内设置有钢索属性，钢索属性包括弹簧长度及弹性系数；
根据全机系留方案在动力学分析软件LMS Virtual.Lab中定义地面系留桩与全机各处系留装置之间的弹簧力单元TSDA以模拟钢索连接；但由于缺少实验数据，无法确定钢索材料弹性系数，根据力学公式
推导获得材料弹性系数公式为
其中，N为钢索受拉伸载荷，E为材料弹性模量，L为钢索长度，F为钢索截面面积，ΔL为钢索伸长量，根据材料弹性系数公式(16)计算每根钢索弹性系数，通过弹簧力单元TSDA模块定义钢索属性；
2)装配虚拟样机
在动力学仿真软件LMS Virtual.Lab导入飞机外形，与飞机起落架系统进行装配，构建一个完整的虚拟样机；
3)综合评估飞机系留方案
将步骤1)中建立的全机系留载荷计算模型应用至步骤2)构建的虚拟样机中，而后根据标准要求对全机系留进行方案设计，使得设计方案满足维护性、可达性及系留装置布置要求，并对各受载工况进行仿真计算，对比各个工况下系留载荷的严重程度，及载荷分布规律，得出影响系留载荷的因数，优化评估系留方案，以获得最优飞机系留方案。
有益效果：本发明中全机系留载荷计算模型综合考虑全机质量惯量系统、起落架缓冲系统及轮胎与地面的接触效应，最大程度的接近飞机实际系留环境，且计算速率快，计算精度高，通过批处理进行多工况计算，极大地提高了计算效率，可视化程度高；通过对各工况下钢索载荷进行分析，得出影响钢索载荷分析因数，优化系留方案，以满足系留状态的维护性和可达性及对全机系留方案的细节设计要求，同时能够更有效的对飞机的系留方案进行优化设计，满足飞机结构对系留载荷的设计要求，缩短型号研制周期。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施例，进一步阐述本发明。
一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，具体步骤如下：
1)建立全机系留载荷计算模型
在多体动力学软件LMS Virtual.Lab中建立全机系留载荷计算模型，所述全机系留载荷计算模型包括飞机结构模型、起落架系统模型及钢索单元模型三部分；
所述飞机结构模型内设置有飞机重量、重心及惯量属性，并在飞机结构模型的属性模块中定义重心点，在重心点定义质量、惯量属性；
一般全机重量、惯量以分布质量形式表示，在建立全机系留载荷计算模型中，为简化模型，将分布质量等效计算至全机重心处，计算方法如下，已知分布质量点质量mi，重心坐标(xi,yi,zi)，惯量：Iixx,Iiyy,Iizz,Iixy,Iiyz,Iizx，全机重心处质量、重心及惯量为：
质量：
重心：
惯量：
惯性积：
依据公式(1)～(8)计算得到重心处质量、惯量数据，而后在飞机结构模型的属性模块中定义重心点，并在重心点定义质量、惯量属性；
所述起落架系统模型内设置有起落架各结构重量、重心、惯量属性与缓冲属性，所述起落架包括前起落架及左主起落架、右主起落架，并在起落架的各部件重心处定义结构重量及惯量以模拟起落架惯性系统；所述缓冲属性包括起落架缓冲性能及轮胎缓冲性能，在缓冲属性处定义弹簧阻尼系统以模拟起落架缓冲器作用，定义轮胎缓冲系统及轮胎类型以模拟轮胎与地面作用，缓冲器为起落架系统提供缓冲载荷，且具有强非线性特点，动力学分析软件LMS Virtual.Lab采用内嵌的弹簧力模块TSDA构成缓冲力TSDA模型，对弹簧力公式进行自定义编辑，而后将缓冲器设计的经典力学公式输入至缓冲力TSDA模型中，从而完成对起落架的缓冲器模拟；其中，弹簧力的计算公式为：
式(9)中，Aa为空气腔有效压气面积，Po、Vo分别为空气腔初始充气压力和气体容积，S为缓冲器行程，γ为气体多变指数，Patm为当前大气压强；
油液阻尼力的计算公式为：
式(10)中，ρ为油液密度，Ah、Ahs分别为主油腔与回油腔的压油面积，Cd、Cds分别为主油腔与回油腔的油液缩油系数；Ad、Ads分别为主油孔和回油孔面积；
且式(9)～(10)中，Aa空气腔有效压气面积、Po空气腔初始充气压力、Vo气体容积、γ气体多变指数、Patm当前大气压强、ρ油液密度、Ah，Ahs主油腔与回油腔的压油面积、Cd，Cds主油腔与回油腔的油液缩油系数、Ad，Ads主油孔和回油孔面积均为已知的设计参数，变量为S缓冲器行程；以在起落架系统模型中建立起落架缓冲力表达式；
用于对起落架进行分析，全机系留载荷计算模型内建立有轮胎模型，轮胎模型需能够考虑以下因素：
垂向刚度和阻尼，纵向刚度和阻尼，滚动阻力及纵向滑动摩擦力等；考虑到轮胎模型的计算要求，轮胎模型采用complex-tire轮胎模型，该种轮胎模型可有效考虑复杂的轮胎特性，轮胎仿真精度高，根据动力学分析软件LMS Virtual.Lab提供的轮胎力模块，轮胎参数包括轮胎半径(Radious)、滚转阻力(Rolling Resistance)、滚转半径(RollingRadious)、转向刚度(Cornering Stiffness)、侧向刚度(Lateral Stiffness)、垂向刚度(Vertical Stiffness)、回正力臂(Align Moment)和松弛长度(Relax Length)等，其中滚转半径公式为Rolling Radious＝Radious-Delta/3，所述Delta值根据起落架停机载荷得到单个轮胎的垂向力，然后在轮胎静压曲线中找到该垂向力值所对应轮胎压缩量即为Delta值；
转向刚度(Cornering Stiffness)根据以下公式(11)求解
式(11)中，F为轮胎垂直载荷，δ为轮胎压缩量，D为轮胎充气外直径，W为轮胎充气断面宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr为轮胎额定内压，且若δ/D≤0.0875时：
N＝[1.2(δ/D)-8.8(δ/D)2]Cc(pto+0.44ptr)W2 (12)
若δ/D≥0.0875时：
N＝[0.0674-0.34(δ/D)]Cc(pto+0.44ptr)W2 (13)
式(12)～(13)中，N为转向刚度，δ为轮胎压缩量，D为轮胎外直径，W为轮胎最大宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr轮胎额定内压，Cc轮胎偏航系数，可通过轮胎设计手册查询；
侧向刚度(Lateral Stiffness)根据以下公式(14)求解
Kλ＝τλω(pto+0.24ptr)[1-(0.7δ/ω)] (14)
式(14)中，Kλ为侧向刚度，δ为轮胎压缩量，τλ为类型系数，可通过轮胎设计手册查询，ω为轮胎最大宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr为轮胎额定内压，轮胎模型中其他参数值因对全机系留模型轮胎模型影响小，考虑默认设置；
所述钢索单元模型内设置有钢索属性，钢索属性包括弹簧长度及弹性系数；
根据全机系留方案在动力学分析软件LMS Virtual.Lab中定义地面系留桩与全机各处系留装置之间的弹簧力单元TSDA以模拟钢索连接；但由于缺少实验数据，无法确定钢索材料弹性系数，根据力学公式
通过推导获得材料弹性系数公式为
其中，N为钢索受拉伸载荷，E为材料弹性模量，L为钢索长度，F为钢索截面面积，ΔL为钢索伸长量，根据材料弹性系数公式(16)计算每根钢索弹性系数，通过弹簧力单元TSDA模块定义钢索属性；
2)装配虚拟样机
在动力学仿真软件LMS Virtual.Lab导入飞机外形，与飞机起落架系统进行装配，构建一个完整的虚拟样机；
3)综合评估飞机系留方案
将步骤1)中建立的全机系留载荷计算模型应用至步骤2)构建的虚拟样机中，而后根据标准要求对全机系留进行方案设计，使得设计方案满足维护性、可达性及系留装置布置要求，并对各受载工况进行仿真计算，对比各个工况下系留载荷的严重程度，及载荷分布规律，得出影响系留载荷的因数，优化评估系留方案，以获得最优飞机系留方案。
在本实施例中，上述评估方法能够有效的对飞机在风载及过载等载荷组合作用下的系留载荷进行仿真计算，综合考虑全机质量惯量系统、起落架缓冲系统及轮胎与地面的接触效应，最大程度的接近飞机实际系留环境，且计算速率快、精度高，通过批处理进行多工况计算，极大地提高计算效率，模型可视化程度高；通过对各工况下钢索载荷进行分析，得出影响钢索载荷分析因数，优化系留方案，以满足系留状态的维护性和可达性及对全机系留方案的细节设计要求，同时能够更有效的对飞机系留方案进行优化设计，满足飞机结构对系留载荷的设计要求，缩短型号研制周期。
Claims (8)
1.一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，首先在多体动力学软件LMS Virtual.Lab中建立全机系留载荷计算模型，所述全机系留载荷计算模型包括飞机结构模型、起落架系统模型及钢索单元模型，所述飞机结构模型内设置有飞机重量、重心及惯量属性，所述起落架系统模型内设置有起落架各结构重量、重心、惯量属性与缓冲属性，所述钢索单元模型内设置有钢索属性；而后在动力学仿真软件LMS Virtual.Lab导入飞机外形，与飞机起落架系统进行装配，以构建虚拟样机，最后将全机系留载荷计算模型应用至虚拟样机中，根据标准要求对全机系留进行方案设计评估，以获得最优飞机系留方案。
2.根据权利要求1所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，具体步骤如下：
1)建立全机系留载荷计算模型
在多体动力学软件LMS Virtual.Lab中建立全机系留载荷计算模型，所述全机系留载荷计算模型包括飞机结构模型、起落架系统模型及钢索单元模型；
所述飞机结构模型内设置有飞机重量、重心及惯量属性；
所述起落架系统模型内设置有起落架各结构重量、重心、惯量属性与缓冲属性，所述起落架包括前起落架及左主起落架、右主起落架，并在起落架的各部件重心处定义结构重量及惯量以模拟起落架惯性系统；所述缓冲属性包括起落架缓冲性能及轮胎缓冲性能，在缓冲属性处定义弹簧阻尼系统以模拟起落架缓冲器作用，定义轮胎缓冲系统及轮胎类型以模拟轮胎与地面作用；
所述钢索单元模型内设置有钢索属性，钢索属性包括弹簧长度及弹性系数；
2)装配虚拟样机
在动力学仿真软件LMS Virtual.Lab导入飞机外形，与飞机起落架系统进行装配，构建一个完整的虚拟样机；
3)综合评估飞机系留方案
将步骤1)中建立的全机系留载荷计算模型应用至步骤2)构建的虚拟样机中，而后根据标准要求对全机系留进行方案设计，使得设计方案满足维护性、可达性及系留装置布置要求，并对各受载工况进行仿真计算，对比各个工况下系留载荷的严重程度，及载荷分布规律，得出影响系留载荷的因数，优化评估系留方案，以获得最优飞机系留方案。
3.根据权利要求2所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，所述全机重量、惯量以分布质量形式表示，在建立全机系留载荷计算模型中，为简化模型，将分布质量等效计算至全机重心处，计算方法如下，已知分布质量点质量mi，重心坐标(xi，yi，zi)，惯量：Iixx，Iiyy，Iizz，Iixy，Iiyz，Iizx，全机重心处质量、重心及惯量为：
质量：
重心：
惯量：
惯性积：
依据公式(1)～(8)计算得到全机重心处质量、惯量数据。
4.根据权利要求2所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，所述起落架缓冲器为起落架系统提供缓冲载荷，在动力学分析软件LMS Virtual.Lab采用内嵌的弹簧力模块TSDA构成缓冲力TSDA模型，并对弹簧力公式进行自定义编辑，而后将起落架缓冲器设计的经典力学公式输入至缓冲力TSDA模型中，从而完成对起落架的缓冲器模拟。
5.根据权利要求4所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，所述弹簧力的计算公式为：
式(9)中，Aa为空气腔有效压气面积，Po、Vo分别为空气腔初始充气压力和气体容积，S为缓冲器行程，γ为气体多变指数，Patm为当前大气压强；
油液阻尼力的计算公式为：
式(10)中，ρ为油液密度，Ah、Ahs分别为主油腔与回油腔的压油面积，Cd、Cds分别为主油腔与回油腔的油液缩油系数；Ad、Ads分别为主油孔和回油孔面积；
且在式(9)～(10)中，AA空气腔有效压气面积、Po空气腔初始充气压力、Vo气体容积、γ气体多变指数、Patm当前大气压强、ρ油液密度、Ah，Ahs主油腔与回油腔的压油面积、Cd，Cds主油腔与回油腔的油液缩油系数、Ad，Ads主油孔和回油孔面积均为已知的设计参数，变量为S缓冲器行程，以在起落架系统模型中建立起落架缓冲力表达式。
6.根据权利要求4所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，在全机系留载荷计算模型中建立有complex-tire轮胎模型，用于对起落架进行分析，根据动力学分析软件LMS Virtual.Lab提供的轮胎力模块，轮胎参数包括轮胎半径、滚转阻力、滚转半径、转向刚度、侧向刚度、垂向刚度、回正力臂和松弛长度。
7.根据权利要求6所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，所述滚转半径＝轮胎半径-Delta/3，所述Delta值根据起落架停机载荷得到单个轮胎的垂向力，然后在轮胎静压曲线中找到该垂向力值所对应轮胎压缩量即为Delta值；
转向刚度根据以下公式(11)求解
式(11)中，F为轮胎垂直载荷，δ为轮胎压缩量，D为轮胎充气外直径，W为轮胎充气断面宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr为轮胎额定内压，且若δ/D≤0.0875时：
N＝[1.2(δ/D)-8.8(δ/D)2]Cc(pto+0.44ptr)W2 (12)
若δ/D≥0.0875时：
N＝[0.0674-0.34(δ/D)]Cc(pto+0.44ptr)W2 (13)
式(12)～(13)中，N为转向刚度，δ为轮胎压缩量，D为轮胎外直径，W为轮胎最大宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr轮胎额定内压，Cc轮胎偏航系数，通过轮胎设计手册查询；
侧向刚度根据以下公式(14)求解
Kλ＝τλω(pto+0.24ptr)[1-(0.7δ/ω)] (14)
式(14)中，Kλ为侧向刚度，δ为轮胎压缩量，τλ为类型系数，可通过轮胎设计手册查询，ω为轮胎最大宽度，pto为轮胎实际充气内压，ptr为轮胎额定内压，轮胎模型中其他参数值因对全机系留模型轮胎模型影响小，考虑默认设置。
8.根据权利要求2所述的一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法，其特征在于，所述钢索属性中，根据力学公式
推导获得材料弹性系数公式为
其中，N为钢索受拉伸载荷，E为材料弹性模量，L为钢索长度，F为钢索截面面积，ΔL为钢索伸长量，由材料弹性系数公式(16)计算确定每根钢索材料弹性系数，通过弹簧力单元TSDA模块定义钢索属性。
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110189778.1A Pending CN112861450A (zh) | 2021-02-18 | 2021-02-18 | 一种基于多体模型的飞机系留方案评估方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN112861450A (zh) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| IN183632B (zh) * | 1991-03-27 | 2000-03-11 | Aerospatiale | |
| CN104778336A (zh) * | 2015-04-27 | 2015-07-15 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机系留载荷计算方法 |
| CN104890894A (zh) * | 2015-04-24 | 2015-09-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可调节长度和刚度的飞机系留装置 |
| CN109145419A (zh) * | 2018-08-08 | 2019-01-04 | 中国舰船研究设计中心 | 基于悬链线模型的船载飞机系留载荷计算方法及其装置 |
-
2021
- 2021-02-18 CN CN202110189778.1A patent/CN112861450A/zh active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| IN183632B (zh) * | 1991-03-27 | 2000-03-11 | Aerospatiale | |
| CN104890894A (zh) * | 2015-04-24 | 2015-09-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可调节长度和刚度的飞机系留装置 |
| CN104778336A (zh) * | 2015-04-27 | 2015-07-15 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机系留载荷计算方法 |
| CN109145419A (zh) * | 2018-08-08 | 2019-01-04 | 中国舰船研究设计中心 | 基于悬链线模型的船载飞机系留载荷计算方法及其装置 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 何智航: "舰载飞机弹射起飞起落架性能优化及参数分析", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)工程科技Ⅱ辑》 * |
| 徐方舟: "齿轮齿条式前轮转弯机构设计与分析技术研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 * |
| 靖达等: "船载飞机系留载荷仿真分析", 《2013年中国航空学会结构强度专业学术交流会》 * |
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Legal Events
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