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基于等效梁模型的长直机翼动力学与颤振分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对多自由度的复杂结构,建立简化的等效结构模型,可以快速、有效地进行结构分析.采用能量等效的方法,将多自由度、结构复杂的长直结构等效为空间梁,推导得出等效梁的刚度值和惯量值,利用有限元法得到总体刚度阵和质量阵.针对某机翼模型,得出了等效梁的刚度值和惯量值,进行了振动和颤振特性分析,并分别与有限元软件的计算结果作了对比.结果表明:该等效建模法大大降低了结构自由度,振动及颤振分析误差较小,而且其主要参数值方便修改,因此该方法可用于飞行器的初级设计或结构优化设计. 相似文献
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传统的颤振分析方法以及商业软件不能分析带有燃气舵的导弹舵面颤振.为此,提出了一个解决带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法.采用动态子结构方法建立带有燃气舵的导弹舵面颤振状态空间运动方程和分析方法,结构质量矩阵和刚度矩阵分成对应于广义坐标的块矩阵;可以考虑不同来流气动效应和翼-体组合对气流的影响,用非定常气动力有理函数拟合法建立时域非定常气动力求解模型.算例数值结果表明:燃气舵舵轴与空气舵舵轴刚度之间的不利耦合会让空气舵颤振速度降低.上述分析方法和计算结果为导弹设计提供参考. 相似文献
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多控制面机翼阵风减缓主动控制与风洞试验验证 总被引:6,自引:1,他引:5
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. 相似文献
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跟踪问题最优控制律精细积分 总被引:1,自引:1,他引:0
构成有限时间最优跟踪系统的控制律需要求解 Riccati微分方程及外部控制输入向量满足的微分方程 ,前者是非线性矩阵微分方程 ,后者是变系数线性微分方程。在结构力学与最优控制的模拟理论基础上所发展的精细积分方法借鉴了计算结构力学中的算法 ,可以精确有效地求解这些微分方程。这种方法的特点之一在于步长幅度变化较大时 ,Riccati微分方程的数值解仍可以保持很高的精度 ,并且变系数线性微分方程的求解亦可纳入其体系而不必用通常的差分方法。本文介绍了用精细积分方法求解这些方程的过程 ,并给出了数值算例。 相似文献
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导弹滚转通道气动伺服弹性稳定性分析 总被引:2,自引:1,他引:1
弹性飞行器可能由于结构、气动及控制的不利耦合引发气动伺服弹性失稳,为此分析了带有差动舵面及控制系统的细长体导弹滚转通道气动伺服弹性稳定性.导弹的广义非定常气动力采用气动导数方法计算,动力学方程考虑了弹体的刚体滚转运动和一阶弹性扭转振动.由导弹动力学方程求解得到滚转通道的开环传递函数,并应用Nyquist方法进行闭环系统稳定性分析.算例表明,若控制系统设计不当,系统有可能在弹性振动频率处发生气动伺服弹性失稳. 相似文献
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3种气动弹性状态空间建模方法的对比 总被引:2,自引:0,他引:2
研究气动弹性状态空间建模的3种常用方法:最小二乘(LS)法、最小状态(MS)法和拟合状态空间(MA)法.用2个算例从颤振和频响特性角度分析和总结了它们的建模特点.在气动力有理函数拟合建模方法(LS法、MS法)研究中,着重分析滞后根的影响;在MA法的研究中,讨论了建模的特点.最后,系统对比了3种建模方法的建模效果及使用原则,为这些方法的工程应用提供参考.仿真计算结果表明,MS法建立的模型阶数低、精度适中且使用方便,是比较好的方法,而MA法建立的模型频响特性与参考结果最为接近. 相似文献
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考虑物理参数摄动的静气动弹性鲁棒分析 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究静气动弹性系统在不确定性摄动下的稳定性和性能,建立了一种考虑物理参数摄动的静气动弹性鲁棒分析方法。从静气动弹性系统的物理方程出发,应用摄动理论和线性分式变换推导了由物理参数摄动引起的广义刚度、结构模态和广义定常气动力的摄动模型,然后得到了静气动弹性系统不确定性模型。将结构奇异值μ分析推广应用于静气动弹性鲁棒性分析。以一大展弦比长直机翼为例,分析了机翼前梁的材料弹性模态受到一定摄动时的鲁棒静发散稳定性和静气动弹性变形性能。数值结果验证了该方法是准确有效的。 相似文献