共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
从试验设计、模态测试、数据修正三个方面,运用优化、虚拟、仿真的手段,探讨了大型飞机全机地面振动试验技术。分析了大型飞机弹簧小车支托方式寄生模态的存在性、附加质量和附加刚度对试验结果的影响,提出了支托参数优化的可行性方法。提出了准相似有限元模型辅助模态分离和基于纯模态/有限元模型的激振力矢量的优化方法。针对大展弦飞机,分析并提出了机翼航向模态的特殊性和测试与分离原则。分析了GVT数据修正技术的可行性和工程应用前景。 相似文献
2.
飞机机翼—外挂干扰颤振特性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了飞机机翼一外挂干扰颤振特性。在颤振特性分析中所需要的广义气动力是根据亚音速非定常升力面理论,采用马蹄涡一振荡压力偶极子格网法计算的。利用某型飞机全机带外挂物的地面共振试验结果,对飞机机翼一外挂干扰的颤振特性进行了分析研究。探讨了由于振动频率、颤振自由度、广义质量等参数的变化对机翼一外挂干扰颤振特性影响的一些特点。 相似文献
3.
<正> 带有发动机吊舱的机翼颤振临界参数是悬臂在柔性支柱上短舱质量的固有振动模态。以前的做法是认真地设计和分析,以确保满足颤振分析对支柱特殊频率的要求,然后,做悬臂情况下,发动机短舱的振动试验来论证从分析得到的这些参数是否正确。 目前,已经研究出一种分析方法,从修改飞机分析结果去匹配飞机的地面振动试验结果入手来识别这些短舱模态。并已经成功地应用该方法来代替单独的舱/支柱的地面振动试验。 相似文献
4.
5.
6.
跨声速风洞颤振试验模型激振与数据处理方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
简述了几种主要激励方法在颤振实验中的优缺点,分别用瞬态激励、有限带宽白噪声激励和单频激励进行地面模态实验,测量机翼模型的振动响应,并用STD、ARMA和复指数模态参数识别等时域方法识别固有频率和模态阻尼,通过与软件计算结果对比分析得知,实测的固有频率与计算结果吻合很好。 相似文献
7.
8.
VXI-640 GVT系统是以当前国际上最先进的VXI总线技术为平台而研制成功的国内最大规模的全机地面振动试验系统,该系统由Agilent VXI数据采集前端和MTSI—DEAS Test模态测试分析软件,并配以自行研制的纯模态软件组成。介绍了VXI—640系统的主要组成及系统特点,该系统已成功地应用于飞机振动试验和其它结构的振动测试。 相似文献
9.
为提升无尾飞翼布局飞机航向控制能力,以典型飞翼布局飞机模型为研究对象设计了翼尖可绕弦线方向偏转结构。基于FL-14风洞单自由度动态试验系统开展了静态和动导数试验,研究了飞翼布局飞机基本气动特性及翼尖偏转对全机气动特性的影响。结果表明:无尾飞翼布局飞机航向呈静不稳定,航向动稳定性极弱,航向增稳设计及控制很有必要;翼尖偏转有助于增强飞机的航向静、动稳定性,并很好地解决了传统阻力类舵面航向增稳时导致全机升阻比下降气动效率降低的问题;翼尖偏转能够有效改善飞翼布局飞机恶化的荷兰滚模态使之趋近于常规布局飞机模态,这有利于简化飞机横航向控制律设计方法。弯折翼尖结构具有舵面少、效率高的特点,是航向增稳的有效手段,具有应用价值。 相似文献
10.
为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。 相似文献
11.
通过求解非定常N-S方程研究了弹性机翼在低速气流中振动时的气动特性,并与刚性机翼气动特性做了比较。通过结构有限元方法计算出模型机翼的结构模态和相应振动频率,假设机翼以最小刚度的弯曲模态振动,计算了不同振幅下不同迎角、尤其是失速迎角附近的升力特性。计算结果表明,在小振幅下机翼的平均升力特性和刚性机翼相差很小,但当振幅达到一定幅度后,振动机翼下平均升力特性与刚性机翼的结果有较明显的差别,主要表现在最大升力系数的降低和失速迎角的减小。此结果可以解释实际风洞实验中最大升力系数往往小于CFD结果、实验中最大升力系数对应的迎角也比CFD结果小的现象。 相似文献
12.
13.
以多舵面组合下的无尾飞翼布局为基础,建立全机的结构动力学有限元模型,进行固有模态分析。对颤振计算方法进行改进,分析了多舵面下的颤振和振动特性,研究了在机身后缘机翼外侧的副翼改成对开式双舵面后无尾飞翼布局的颤振和振动特性,提出了一种建模和计算的方法。 相似文献
14.
本文介绍了一种多输入/多输出频域模态识别方法,并由计算机仿真和实际对称结构实例检验了本方法的精度、可靠性以及处理密集和重根模态的能力。文中给出了在某型现代歼击机全机地面振动试验中的应用,结果表明:和传统多点正弦激振相位共振技术相比,试验操作简单(无需调力),试验周期短,识别精度高;和80年代发展的多输入/多输出时域方法相比,能直接识别系统的阶(模态数),从而减少计算工作量,避免区分真实结构模态和“噪声模态”。 相似文献
15.
16.
17.
粘弹阻尼结构模态灵敏度分析的模态展开方法 总被引:3,自引:0,他引:3
建立了粘弹阻尼结构的模态灵敏度分析的模态展开方法,其形式较为简单,与粘性阻尼结构灵敏度分析的模态展开法相类似,计算较为简便。并对有限自由度的离散粘弹阻尼结构的算例进行了振动模态灵敏度分析。 相似文献
18.
19.
边条翼飞机气动特性改进研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对边条弯扭及改变双立尾展向位置对全机纵横向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明 :边条弯扭可以在一定程度上提高最大升力系数,增加航向稳定的迎角范围,但对滚转稳定的迎角范围没有什么影响。当双立尾分别移到机身外侧置于机翼上时,可以显著提高全机最大升力系数,同时使航向和滚转稳定的迎角范围大为扩展。 相似文献
20.
以某型无人机研制为背景,采用MSC.Patran建立了全机柔性有限元模型Ⅰ。在模型Ⅰ的基础上,简化次要受力部件,建立了全机柔性有限元模型Ⅱ。运用模态分析方法,利用MSC.Nastran对两个全机柔性模型进行仿真模态分析,得到全机各阶固有频率和振型。通过比较两个模型的模态分析结果,得到了关于全机材料及结构方面的有益结论。提出的全机有限元简化模型及模态分析方法,为无人机全机结构动态特性试验和设计提供了参考。 相似文献