共查询到19条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
基于理性力学非线性几何场理论,建立了热弹性薄板等效速率形式的Karman方程,通过将热弹性薄板大挠度弯曲问题看成平板弯曲问题与平面大变形问题的耦合,在固定坐标系及拖带坐标系上推导出两组边界积分方程,从而建立起新的分析热弹性薄板大挠度弯曲的边界元法。算例表明本文方法理论可靠、精度高。 相似文献
2.
《航空学报》2015,(9)
在飞机数字化装配测量中,激光跟踪仪的转站精度决定着测量精度和装配质量,提高转站精度至关重要。而布置在工装上的公共观测点随温度变化发生的热变形,导致观测点偏离理论位置,往往是降低转站精度的主要原因。以壁板工装为实例,通过有限元模型仿真计算,得到观测点呈线性变形规律,并提出了用单位温度热变形系数矩阵来对理论坐标进行补偿的方法。根据仿真获得的变形规律,又提出了对大量实验数据统计分析来获得系数矩阵的方法。并采用回归分析的方法,检验了仿真和实验两种方式所获得的系数矩阵的相关性和等价性,表明仿真获得的系数矩阵的正确性。最后,用实例验证了工装上观测点热变形的线性关系和用热变形系数矩阵进行补偿的有效性。 相似文献
3.
针对降低外界温度变化对惯性仪表输出精度影响的目标,开展惯性结构热变形控制方法的研究,建立基于伽辽金有限元方法的一维单向稳态热传导有限元方程和热变形方程,提出了4种控制热变形的结构优化设计方法,并进行了有限元仿真分析论证和试验验证,为后续惯组产品的热设计提供了依据。 相似文献
4.
5.
应用ANSYS对实际结构进行了热载荷下接触弹塑性有限元分析,建立了孔边接触弹性模型、孔边接触弹塑性模型和模拟弹性边界孔边接触弹塑性模型等三种不断改进的模型,分别模拟了结构的弹性和弹塑性以及固支边界和弹性边界。通过对计算结果的分析比较,表明弹性边界的弹塑性模型更为精确可靠。 相似文献
6.
长时间通电会造成惯导平台腔内温度场发生较大变化,鉴于惯性仪表对环境场的敏感性,温度的变化将极大影响平台的性能。通过某型气浮惯导平台长时间通电温度场变化有限元热分析,建立了通电时间与平台各部件温度场模型、平台腔内温度场模型以及台体耦合的热弹性结构模型,得到了温度场分布的量化结果,分析了平台台体的热应力分布情况。在温度数据的处理过程中,利用Matlab构建数据模型,预测了各部件及腔内的温度变化趋势,并通过对比试验数据,验证了仿真结果的正确性,为后续研究提供了理论基础。 相似文献
7.
8.
《航空学报》2015,(7)
从描述像空间坐标与物体空间坐标之间几何关系的共线方程出发,推导了风洞模型变形单相机测量试验中展向坐标不变假设诱导的物体空间坐标计算误差的公式。针对2m量级风洞试验段,分析了相机位于不同安装位置对坐标计算误差的影响。基于弹性变形中大展弦比风洞模型剖面近似保持刚性的物理特性,提出了一种展向位移补偿算法,用于减小或消除展向坐标不变假设诱导的空间坐标计算误差。最后,采用数学仿真方法对提出的展向位移补偿算法进行了评估,数据结果表明:在模型表面RX/RY和RZ/RY存在奇性、空间坐标计算结果误差较大需要修正的情况下,该补偿算法可以得到比较准确的展向位移计算结果,从而将空间坐标计算误差控制在比较合理的范围内。 相似文献
9.
10.
直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证 总被引:1,自引:0,他引:1
针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。 相似文献
11.
分析了柱塞泵的工作原理,建立了柱塞泵柱塞的运动方程。在此基础上,利用AMEsim工程仿真软件建立了单个柱塞的仿真模型。根据某型航空发动机上柱塞泵的结构参数设置了仿真参数,分析了分油盘结构对柱塞的影响;并在不同的斜盘角度下,分析了柱塞腔的压力、轴向油压作用力的变化情况;最后,对在不同泄漏间隙条件下的泄漏量进行了分析。本文仿真分析所得结果可为柱塞泵的优化设计提供相关理论依据。 相似文献
12.
夹层板精密成形的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
为了实现基于“点阵钉模、真空负压、蜂窝夹层”的双曲度面板精密成形过程的有限元数值模拟,分析了成形 2个阶段的变形过程,建立了简化的力学模形,以一种广义协调薄板弯曲四边形位移单元为基础构造了具有公共横向位移自由度的几何非线性四边形四节点分别考虑和不考虑横向剪切的多层板单元,通过牛顿 -拉斐逊法结合载荷、位移约束量的增量法求解几何非线性方程,较好地再现了真实成形过程 相似文献
13.
14.
考虑到编织结构陶瓷基复合材料(CMC)在涡轮叶片等航空发动机高温部件应用时,材料内部编织结构特征会导致高温部件的温度场存在波动性。为了研究复合材料温度场的波动特征,以2.5D编织结构复合材料为例,分别建立了基于等效导热系数的均匀化平板模型和基于材料全尺寸细观编织结构的平板模型,计算对比了两种平板模型的温度场分布及内部热量传输特征,同时探究了材料内部编织结构的角度、纤维束轴向与径向导热系数比、纤维束与基体导热系数比等材料结构特征参数和热物性特征参数对材料表面温度波动的影响规律,并开展了编织结构平板的温度场测试实验。研究结果表明:与基于等效导热系数计算得到的平板温度场相比,基于全尺寸编织结构平板模型得到的温度场存在明显的波动特征,当平板内部平均温度梯度为25383K/m时,表面温度波动幅值达到12.41K,表面最高温度由906.96K增加到911.60K,并且在平板内部热量的传输方向沿着纱线发生明显的偏转。同时,随着纱线编织角度的增加,材料表面温度波动幅值下降,但表面的高温区域增加,沿着经纱轴向的温度波动频次增加。随着纤维束轴径向导热系数比的增加,材料表面的高温区域基本不变,温度波动幅值小幅下降,均匀性增强;随着纤维束与基体导热系数比的增加,材料表面的高温区域增加,温度波动幅值降幅较大,均匀性得到较大提高。在本文的研究范围内,当边界温度达到1600K时,基于等效导热系数的方法无法准确地预估复合材料的温度场。 相似文献
15.
16.
金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶(金属骨架陶瓷导叶)耐高温、耐腐蚀、密度小,且韧性好,解决了高温合金难以承受越来越高的涡轮前温度的难题。介绍了金属骨架陶瓷导叶的国内外研究背景,分析了该导叶工程应用的关键技术:认为通过改变陶瓷叶型与金属骨架沿周向的接触方式(柔性接触和点/线接触)可缓解二者的周向热变形协调,尽量减少陶瓷叶型与金属支撑板的刚性接触有益于径向热变形协调;金属与陶瓷基复合材料之间的连接必须解决化学相容性与物理匹配性的问题;探讨了该导叶的力学性能计算及试验验证方法。最后指出了金属骨架陶瓷导叶未来的研究方向。 相似文献
17.
为了研究复合材料构件成型模具温度场,本文以某型飞机壁板的热压罐固化工艺为例,通过模型简化,利用FLUENT等仿真软件建立模具温度场的数值模拟模型,并将模拟数据与实验数据进行对比。结果表明二者平均相对误差为7. 4%。此外通过仿真模拟一组以支撑板厚度为变量的实例,两组以U、V两个方向的支撑板厚度为变量的对照组,通过判断模具型板表面温度方差大小,研究了支撑板厚度对模具温度场分布的影响规律。结果表明,模具温度场的均匀性随着支撑板厚度的增加而逐渐降低,其中U向支撑板厚度的变化对温度场均匀性的影响比V向大。 相似文献
18.
随着高速飞行器技术的快速发展,壁板热颤振成为国内外研究人员的关注热点.壁板热颤振对飞行器性能有重大影响,甚至影响飞行安全.以超音速气流下的无限展长二维壁板结构作为研究对象,计入热效应的影响,根据Kirchhoff平板理论和Von Karman大变形几何非线性壁板理论建立系统的运动微分方程.并以壁板在x =0.25处为算例绘制了其前三阶弯曲构型的静态分岔图,对不同轴向载荷条件下壁板的屈曲构型进行了分析.考虑到温差△T是影响热应力的重要因素,对比了不同温差条件下,壁板的静气动弹性变形图,结果表明,温差越大,壁板偏离静平衡位置的位移越大. 相似文献
19.
为了研究黏度和导热系数对边界层内基本流和流动稳定性的影响,首先通过分析比较Sutherland公式和目前常用的Gupta等人的拟合关系式,建立了高温气体下黏度和导热系数的计算模型,并分别将Sutherland公式和新建立的计算模型应用于7组元化学平衡流的平板模型,在马赫数为10,16和20,飞行高度为30-5km等条件下分别对黏度和导热系数的模型进行比较.计算结果表明:在高温范围内,黏度和导热系数均影响着边界层的基本流、流动稳定性及转捩预测,且两者影响的趋势相反,黏度的增加、导热系数的减小都能使扰动的增长率变大,增长区变宽,转捩位置提前. 相似文献