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961.
航天器随机振动设计载荷比较 总被引:1,自引:0,他引:1
将直接影响航天器结构质量的随机振动载荷等效为准静态的设计载荷,是航天器结构设计分析中的一项重要内容。文章简要介绍了基于加速度峰值响应等效的设计载荷与基于位移峰值响应等效的设计载荷的原理与方法;重点运用解析法与有限元仿真比较了两种方法的差别,分析得出基于加速度的设计载荷要大于基于位移的设计载荷。文章推荐使用基于位移峰值响应等效的设计载荷,该方法将有效减轻结构质量。 相似文献
962.
963.
964.
基于改进的速度同步控制的电液负载模拟器 总被引:3,自引:0,他引:3
对地面半实物加载仿真实验中存在的"多余力"问题进行分析和研究。首先建立了电液加载系统的数学模型,提出"多余力干扰系数"的概念,并给出定义方法。利用多余力干扰系数对多余力"成分"进行定量分析,理论分析传统"速度同步控制"抑制多余力的机理以及存在的问题,并提出了改进方法。在传统"速度同步控制"的基础上,提出利用舵机和加载系统的速度差对"多余力"进行二次抑制。实验结果验证了改进方案的有效性。基于改进方法,电液负载模拟器取得了理想的动态加载效果,"多余力"抑制能力较传统的"速度同步控制"方法提高了25%以上。 相似文献
965.
寿命系数定寿的原理和方法 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对疲劳载荷谱损伤值的研究,发现金属材料的疲劳寿命与疲劳试验载荷谱损伤值成线性关系,即金属材料的疲劳寿命随疲劳试验载荷谱的轻重成线性关系。由此规律推导出寿命系数,通过寿命系数可以降低全尺构件的疲劳试验时间。根据已有的疲劳试验数据研究的寿命系数值显示,在平均谱(疲劳损伤值为50%)基础上加重至58.33%损伤谱可降低全尺寸疲劳试验时间11%,75%损伤谱可降低36%,91.5%损伤谱可降低51%。由此得出:为了减少全尺疲劳试验时间,可以用加重载荷谱进行全尺寸疲劳试验,获得重谱下的寿命,再利用样件的寿命系数将其还原到平均谱下的平均寿命,然后用规范规定的疲劳分散系数除以平均寿命,给出使用寿命。这样既实现了减少疲劳试验时间的目的,又不违背规范规定的疲劳分散数值,使飞机定寿既经济又可靠。 相似文献
966.
967.
基于RANS-LES混合方法的翼型大迎角非定常分离流动研究 总被引:3,自引:0,他引:3
使用雷诺平均Navier-Stokes方程-大涡模拟(RANS-LES)混合方法中的延迟分离涡模拟(DDES)方法,模拟了NACA 0015翼型在大迎角下的静态绕流和强迫振荡运动并与实验值进行了比较。在大迎角静态翼型大分离流动模拟中,DDES方法捕获了非定常RANS计算未能获得的机翼背风面的涡脱落现象。在所采用的RANS和DDES模型中,基于剪切应力输运(SST)湍流模型的SST-DDES混合方法给出的时均压力系数分布与实验吻合得最好。在大迎角强迫振荡翼型绕流模拟中,DDES方法得到的非定常气动载荷与实验值吻合得很好,正确地反映了最大迎角处阻力和俯仰力矩的阶跃性突变,而非定常RANS计算则给出了完全错误的趋势。 相似文献
968.
一种DSMC方法的并行策略 总被引:1,自引:1,他引:0
为提高直接模拟蒙特卡罗(DSMC)仿真模拟的并行计算效率,基于消息传递接口(MPI)的并行环境,通过对比分析主从模式及对等模式两种程序设计模式下的并行效率,探讨了对等模式下非结构网格DSMC并行程序实现的关键技术及实施途径。提出了一种非结构网格下动态负载平衡DSMC仿真模拟的并行策略,设计了基于对等模式动态负载平衡的DSMC并行算法。最后以钝锥外形的高超声速绕流问题进行仿真模拟,验证本文并行算法的有效性,结果表明,本文设计的基于对等模式动态负载平衡的DSMC并行算法能够以高效的并行效率给出合理的结果。 相似文献
969.
《中国航空学报》2021,34(2):229-239
This study aims to provide the pilot with optimal control time histories for stabilization of a helicopter after releasing the slung load in aerial delivery missions. A model with 21 degrees of freedom (21-DOF) has been developed and validated for a helicopter slung load system. The control history is generated with detailed procedure based on trajectory optimization. Effects of the objective function formulation on the results are discussed and rules are obtained to assist in the objective function determination. We conclude that the pilot should first decrease and then increase the collective control and adjust the longitudinal control to stabilize the helicopter after the in-hover slung load release. The obtained control history is reasonable and helpful for safety and efficiency improvement. Effects of path constraints and the Flight Control System (FCS) are studied. More stringent path constraints will lead to longer time spent and more controls. Stronger stiffness and weaker damping from the FCS will cause milder control histories but sharper on-axis state histories. 相似文献
970.
轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。 相似文献