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51.
对外径为Φ10 mm碳纤维复合材料管成型工艺及性能进行了研究。结果表明,采用热缩工艺成型的碳纤维复合材料管工艺简单、质量可靠,Φ10 mm碳纤维复合材料管件弯曲刚度与不锈钢管相当,弯曲强度为不锈钢的3倍以上,质量仅为不锈钢的50%,尺寸精度满足设计要求。 相似文献
52.
在民用飞机生产过程中,存在紧固件孔进入对接结构R 区但换新超差结构较为困难的情形,对该类问题在R 区加弧形垫后,由于应力集中系数的变化及非标准连接,结构的疲劳品质会受到影响。本文通过疲劳试验研究对接结构高锁螺栓孔进R 区(平行载荷方向)加弧形垫对结构细节疲劳额定值的影响;在试验件设计时通过有限元法分析部分参数对结构应力集中的影响,根据有限元分析结论进行三组疲劳试验以得到相应的细节疲劳额定值修正系数,对试验结果与工程算法结果进行比较。结果表明:高锁螺栓孔进R 区的超差程度优于高锁螺栓HST12AG6 的孔进R 区1.0 mm,对接结构细节疲劳额定值下降在10% 以内;试验对照组的试验件破坏形式与参照组完全吻合,细节疲劳额定值差异在合理的范围内。 相似文献
53.
在应用模糊逻辑建模与辨识方法建立微下击暴流风切变模型的基础上,根据恒定俯仰姿态改出微下击暴流的飞行引导策略,提出了一种改出微下击暴流风切变的模糊反馈控制系统,并将遗传算法应用于该模糊逻辑控制器的设计。结果表明,本文提出的建模方法能够更真实地反映出飞机穿越微下击暴流风场的动态特性;采用模糊逻辑控制器,可使得飞机在穿越微下击暴流风场时具有较好的改出性能;另外,遗传算法的应用对已设计的模糊逻辑控制器进行了优化,进一步改善了飞机穿越微下击暴流的性能。 相似文献
54.
雷诺数对粗糙表面翼型气动性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用Spalart-Allmaras湍流模型研究风力机专用翼型DU00-W-212的气动性能。在雷诺数小范围变化的情况下,应用数值模拟的方法对粗糙翼型和光滑翼型的气动特性进行对比。探讨雷诺数小范围变化对粗糙翼型气动特性的影响,并分析升阻力的变化机理。比较升阻力曲线,发现粗糙度对升力系数影响最大的区域在迎角10°附近。小迎角的情况下,前缘粗糙度会使得翼型的升力系数下降,阻力系数反而上升。在大迎角失速的情况下,粗糙翼型的阻力系数反而小于光滑翼型的阻力系数。为了增加叶片适应恶劣沙尘环境的能力,在叶片设计和翼型排布的过程中应该尽量避开升力系数最大的迎角处。 相似文献
55.
应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。 相似文献
56.
尹强周丽 《南京航空航天大学学报》2012,44(1):43-49
采用Bouc-Wen模型建立橡胶隔震支座的非线性动力学方程,基于已有研究成果,缩减模型参数简化模型,建立不同数量参数的迟滞模型模拟橡胶隔震支座的非线性特性。对橡胶隔震支座进行振动台实验,基于测得的加速度信号和广义卡尔曼滤波(Extended Kalman filter,EKF)方法在线识别橡胶隔震支座的参数和位移。对不同参数数量的Bouc-Wen模型在不同地震波激励下,EKF方法识别得到的橡胶隔震支座模型参数一致,且识别的位移和实际测量得到的位移曲线吻合良好,验证了本文所得模型参数的有效性和准确性及模型简化的合理性,也证明了EKF方法在橡胶隔震支座参数识别中的有效性。 相似文献
57.
58.
空间交会最终平移段控制策略 总被引:3,自引:1,他引:3
提出空间交会最终平移段的控制方法,选取追踪航天器的相对位置与姿态角作为控制变量,同步控制追踪航天器的质心运动与姿态运动,修正制导机动执行偏差的影响,使目标航天器保持在光学导航视场范围之内,且满足对接操作对追踪航天器状态的要求。 相似文献
59.
为了提高近距空空导弹离轴发射和攻击载机后半球目标的能力,在俯仰平面内研究了使用反作用喷气控制空空导弹敏捷转弯的问题.为了实现导弹的敏捷转弯,提出了通过控制导弹姿态来控制导弹速度方向的方法,从理论上证明了该方法的可行性.考虑到反作用喷气输入的开关特性,使用滑动模态方法设计了导弹的姿态控制系统,滑动模态可达的一个充分条件为反作用喷气提供的可控力矩不小于导弹的最大气动俯仰力矩.反馈增益可以通过非线性仿真或者优化来选择.非线性仿真的结果再次表明本文提出的转弯方法的可行性,同时也表明了滑动模态姿态控制方法的有效性. 相似文献
60.
气动控制在低动压时其效率会有相当下降,为了使导弹在低动压时仍然具有一定的快速响应性,在导弹上安装脉冲姿控发动机参与姿态控制是一条可行的途径.对此方法的应用作了初步研究.分析了脉冲发动机作用对导弹动力学的影响,在一系列的简化后设计了俯仰平面内的控制策略,其设计思想是用气动舵平衡气动力矩使总的气动力矩为零,使导弹姿态主要由脉冲姿控发动机来控制,并用俯仰角的变化代替攻角的变化设计脉冲姿控发动机控制策略.给出了对阶跃加速度指令的响应仿真结果,表明在具有足够动压时气动控制仍可同脉冲姿控发动机控制媲美,而在低动压时脉冲姿控发动机相对气动控制具有较大优势. 相似文献