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基于等效板模型的弹翼颤振分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于等效板模型发展了一种适用于导弹翼面的动力学和颤振分析方法。在等效板建模过程中,使用简单多项式定义翼面的几何、结构和位移,利用人工弹簧近似边界条件,通过全局Ritz法得到刚度和质量矩阵的解析表达形式,通过特征值问题的求解得到翼面的固有频率和振型。通过频率和模态的初步比较发现,利用该方法得到的弹翼动力学特性与通过有限元方法得到的结果一致。然后利用这两组模态进行弹翼的颤振分析,通过对比发现,两种方法的颤振分析结果吻合,这也进一步验证了等效板方法在弹翼动力学分析方面的准确性。等效板方法为弹翼初步设计阶段的快速建模提供了一种有效工具。 相似文献
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分布式电推进(DEP)飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率,但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈,气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率,降低研制成本,采用线性无黏的涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)、涡格法-非定常涡格法(VLM-UVLM)及加入黏性修正的VLM(Modified-VLM)提出气动特性快速评估方法。对单机翼、单螺旋桨/机翼耦合、X-57机翼(巡航、高升力状态)及分布式螺旋桨/机翼耦合构型的气动特性进行快速评估。与基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器的结果对比,单机翼和单螺旋桨/机翼升力系数和阻力系数一致性良好,误差最大不超过8.2%;俯仰力矩系数在同一数量级。X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的升力系数与RANS方程结果吻合度较高,误差最大不超过10%。考虑黏性修正的VLM所计算的X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的总阻力系数与RANS方程结果趋势一致。分布式螺旋桨滑流增加机翼的动压,使机翼局部有效迎角发生改变,改变了机翼当地升阻特性。所提方法为分布式螺旋桨飞机在早期设计阶段气动特性快... 相似文献
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