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961.
三维球坐标系下重力波波包非线性传播过程听数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用全隐欧拉(FICE)格式,对三维球坐标系下重力波波包在中层大气的非线性传播过程进行了数值模拟,模拟结果完整地反映了重力波波包在中层大气的非线性传播过程,并与线性重力波理论进行了定量比较。 相似文献
962.
不同头部形状单孔位微吹气扰动控制实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在亚临界流动范围内,对具有不同头部形状的尖拱形细长旋成体在无侧滑大迎角下进行单孔位微吹气扰动控制实验.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和以前细长旋成体结果的对比和分析,发现单孔位微吹气扰动对于细长旋成体横侧向控制作用在于模型头部背风侧非对称二涡结构对扰动的敏感性.实验分析表明,单孔位微吹气扰动这一大迎角非对称控制手段具有较强的适应能力,其控制能力的大小则由该头部形状的初始状态决定. 相似文献
963.
基于矩阵逆特征值法的结构动力学设计 总被引:2,自引:0,他引:2
结构刚度矩阵和质量矩阵是关于设计参数的函数,而且事实上一般是非线性函数.结构动力学设计通常要求结构具有指定的动力特性,结构动力学设计问题可以归纳为一类含设计参数的广义逆特征值问题.首先给出了结构动力学设计问题的数学描述以及相应的求解准则和方法,然后,利用矩阵逆特征值问题的特点,将原来对整体矩阵的计算转化为对特定的局部矩阵的计算,整体矩阵与局部矩阵之间的数学和物理性质有明确的对应关系,既大大降低了计算量,又能保证计算精度.算例证明了本文方法良好的性能. 相似文献
964.
直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求. 相似文献
965.
绳系卫星释放及工作态动力学分析 总被引:2,自引:0,他引:2
考虑强系卫星系统强索质量的影响,导出三维空间动力学方程,运用Pontryagin极小值理论求出释放过程中张力优化控制规律;得到最佳释放速度变化曲线,对子星工作阶段进行动力学分析。讨论系统质心沿椭圆轨道运动与姿态运动的耦合,文中附有算例。 相似文献
966.
967.
968.
利用非局部作用思想的近场动力学理论,可以通过求解空间积分方程描述物质点运动规律,准确描述切削过程材料剧烈塑性变形导致的裂纹扩展和断裂破坏行为。本文基于常规态基近场动力学方法构建Ti2AlNb弹塑性本构模型,融合材料失效和接触准则,求解离散处理的近场动力学基本运动方程,建立了适用于Ti2AlNb切削仿真研究的态型近场动力学数值模型,模拟分析了Ti2AlNb直角切削切屑形成过程。通过试验验证,表明近场动力学仿真可以准确模拟Ti2AlNb切削切屑形成过程中材料变形和损伤演化规律。本方法预测的切屑形成剪切角40.23°与试验结果 38.89°相比,误差为3.45%;定义损伤空间分布的半峰宽值(FWHM)为切削第1变形区宽度,其预测值为0.06mm,预测误差小于7%。 相似文献
969.
为考察可变弯度导叶(VIGV)调节机构在运动过程中各零件的变形以及变形对调节精度、各叶片调节角度一致性的影
响,利用有限元软件ABAQUS建立VIGV调节机构的柔性和刚性多体动力学3维模型。研究了柔性与刚体模型调节机构运动差
异,并分析了变形量对叶片角度调节的影响。在此基础上,对联动环径向限位、驱动力加载速率以及运动副摩擦阻力对机构调节
精度等影响进行分析。结果表明:在调节角度较小时,柔性模型与刚体模型分析结果基本相当,随着调节角度的增大,各零件的变
形对调节角度的影响逐渐增大,当L形杆转动0.5 rad时,二者可调叶片调节角度相差约0.9。;在运动过程中,运动副摩擦阻力的增
大将增大机构运动所需的驱动力,驱动力加载速率对叶片角度调节的影响在一定范围内可以忽略;联动环径向限位的取消或分布
的不均匀均将引起叶片调节角度不同程度的差异,无联动环径向限位下,各摇臂之间的调节角度存在最大相差约0.3°的差异。 相似文献
970.