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本文首先按部件的不同特点和研究的专业不同将某直升机的动力/传动/旋翼(尾浆)系统分为变形互不重叠的旋翼、主减速器与其它传动轴系统的三类分枝系统,然后根据此三类分技系统的扭振模态参数采用分枝模态综合/惯性耦合法对其机械扭振系统进行扭振动力学研究。 相似文献
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导弹舵机/舵面系统模态试验方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对导弹舵机/舵面系统非线性较强的特点,将"猝发随机法"和"纯模态法"相结合,得出准确测试舵机/舵面系统模态参数的模态试验方法。首先采用"猝发随机法"获取系统的频响函数估计,然后采用多参考最小二乘复频域(PolyMax)法进行模态参数识别,得到系统初步的模态参数,最后利用"纯模态法"剔除虚假模态,准确测试结构的模态参数。该方法提高了导弹舵机/舵面系统模态参数的识别质量和效率,为导弹颤振特性分析及气动伺服弹性分析提供了准确的动特性参数,具有重要的工程应用价值。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模 总被引:3,自引:1,他引:3
高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。 相似文献
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基于MFCS直升机协调转弯模态设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为了消除直升机的侧滑,在已设计完成的具有优良操纵特性的直升机显模型跟踪控制系统(MFCS)基础上,开发了协调转弯模态;按照直升机协调转弯基本要求,开发了基于 MFCS协调转弯模态控制律,给出了结构配置及系统参数设计方法。经仿真表明,所开发的直升机协调转弯模态具有优良的特性。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(5):1-16
The Stereo Particle Image Velocimetry (SPIV) technology is applied to measure the wingtip vortices generated by the up-down symmetrical split winglet. Then, the temporal bi-global Linear Stability Analysis (bi-global LSA) is performed on this nearly equal-strength co-rotating vortex pair, which is composed of an upper vortex (vortex-u) and a down vortex (vortex-d). The results show that the instability eigenvalue spectrum illustrated by (ωr, ωi) contains two types of branches: discrete branch and continuous branch. The discrete branch contains the primary branches of vortex-u and vortex-d, the secondary branch of vortex-d and coupled branch, of which all of the eigenvalues are located in the unstable half-plane of ωi > 0, indicating that the wingtip vortex pair is temporally unstable. By contrast, the eigenvalues of the continuous branch are concentrated on the half-plane of ωi < 0 and the perturbation modes correspond to the freestream perturbation. In the primary branches of vortex-u and vortex-d, Mode Pu and Mode Pd are the primary perturbation modes, which exhibit the structures enclosed with azimuthal wavenumber m and radial wavenumber n, respectively. Besides, the results of stability curves for vortex-u and vortex-d demonstrate that the instability growth rates of vortex-u are larger than those of vortex-d, and the perturbation energy of Mode Pu is also larger than that of Mode Pd. Moreover, the perturbation energy of Mode Pu is up to 0.02650 and accounts for 33.56% percent in the corresponding branch, thereby indicating that the instability development of wingtip vortex is dominated by Mode Pu. By further investigating the topological structures of Mode Pu and Mode Pd with streamwise wavenumbers, the most unstable perturbation mode with a large azimuthal wavenumber of m = 5–6 is identified, which imposes on the entire core region of vortex-u. This large azimuthal wavenumber perturbation mode can suggest the potential physical-based flow control strategy by manipulating it. 相似文献
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飞机的伺服-气动弹性稳定性 总被引:3,自引:1,他引:2
现代飞机的自动控制系统都具有控制与增稳两种功能,它通过伺服系统与控制面相连。这种系统与控制对象——飞机之间形成一个闭合回路,如图1所示。考虑到控制系统与飞机两者间动力学特性的相互作用,构成一系列性质各异的回路问题。根据他们不同的外部条件和涉及面的特性差异,形成了多种现象,其中一个引人注目的问题就是闭合回路的稳定性问题。通常在把控制系统或结构作为单独分支而设计时是稳定的,而把它们串联起来成为一个整体时,系统的稳定性就发生了变化。 相似文献
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求解结构动力逆问题时参数敏感性分析方法 总被引:1,自引:0,他引:1
敏感性分析在求解结构动力逆问题、自动控制、故障诊断、网络设计、工程测量等方面都有重要用途,它也是结构优化设计方法的基础。为使结构具有事先给定的振频和(或)振型而对它进行振动设计或动力修改时,首先就应当寻求其敏感元件或敏感位置,以避免遗漏一些满足要求的结构布局。 相似文献
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当振动系统的质量矩阵和刚度矩阵作小修改时,不重复求解大型广义特征问题,在初始的模态坐标变换基础上,用矩阵摄动法给出修改系统的振动频率和振型;然后利用修改系统的振动频率与比例阻尼参数求出修改系统的阻尼比。工程算例表明,这种方法计算简单,具有较高的精度。 相似文献
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失谐叶片轮盘的减缩建模及动力响应预测方法 总被引:3,自引:1,他引:2
为解决高保真失谐叶盘计算量大的问题,提出了一种新的减缩建模及动力响应预测方法。该方法对叶盘单扇区有限元模型进行圆周对称分析,获取谐调叶盘在局部坐标系下的基本模态特性。同时,运用主节点的概念,仅对少量节点进行模态分析,在大大降低矩阵维度的同时获取准确的失谐模态特性。在动力响应预测分析时,利用失谐固有频率点处响应的基本特性,仅选取危险频段内、危险叶片上的危险节点进行响应分析计算,既极大地提高了运算效率,又能够准确地获取叶盘最大受迫响应幅值。实例分析结果表明:相较于传统的有限元方法,该方法中模态分析的求逆过程矩阵维度从150万下降到384,计算所得的前50阶固有频率的精度保持在0.005%以内,最大响应计算过程运算量下降超过99%时,仅存在-0.35%的误差。 相似文献
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Tomasz Goetzendorf-Grabowski Dawid Mieszalski Ewa Marcinkiewicz 《Progress in Aerospace Sciences》2011,47(8):636-646
The SDSA (Simulation and Dynamic Stability Analysis) application is presented as a tool for analysing the dynamic characteristics of the aircraft just in the conceptual design stage. SDSA is part of the CEASIOM (Computerized Environment for Aircraft Synthesis and Integrated Optimization Methods) software environment which was developed within the SimSAC (Simulating Aircraft Stability And Control Characteristics for Use in Conceptual Design) project, funded by the European Commission 6th Framework Program. SDSA can also be used as stand alone software, and integrated with other design and optimisation systems using software wrappers. This paper focuses on the main functionalities of SDSA and presents both computational and free flight experimental results to compare and validate the presented software. Two aircraft are considered, the EADS Ranger 2000 and the Warsaw University designed PW-6 glider. For the two cases considered here the SDSA software is shown to be an excellent tool for predicting dynamic characteristics of an aircraft. 相似文献
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通过交替求解流体运动方程和结构动力方程来计算时域内二维机翼的结构动力响应,并研究了结构参数对系统稳定性的影响,使用控制中的相平面图对计算结果进行分析,来判断系统的结构稳定性。计算中流体运动方程采用二维非定常Euler方程,并用Jameson提出的有限体积方案,四步Runge-Kutta时间推进求解;结构模型采用二自由度PAP模型。经分析,计算结果合理。 相似文献
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基于适当控制翼型演化历程的气动设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提出一种翼型设计的新方法,它基于适当控制翼型演化历程,采用求解非定常流动控制方程的方法,实现了翼型反问题的高效求解.同时在笛卡尔坐标系中应用Level-Set函数,避免了贴体动网格的采用,从而大大减少了所需计算工作量. 相似文献