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271.
推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。 相似文献
272.
随着风电叶片迈入百米量级,叶片尺寸和柔性持续增大,几何非线性对叶片结构动态响应的影响更加明显。为解决大柔性叶片的非线性气动弹性计算问题,采用基于Legendre谱有限元的几何精确梁理论,耦合叶素动量理论,建立了大尺寸风电叶片气动弹性分析方法,通过带有预弯的悬臂梁算例验证了几何精确梁模型的准确性。最后,以NREL5 MW和IEA 15 MW风力机为例,分别采用线性模态叠加法和非线性几何精确梁方法计算了61.5 m叶片和117 m叶片在全工况稳态风和湍流风条件下的动态响应。结果表明,从5 MW到15 MW风力机叶片,由于几何非线性效应引起的叶尖挥舞位移和叶根挥舞弯矩数值偏差分别增加21.35%和21.23%,叶片一阶摆振模态频率也存在3.2%的偏差。百米级叶片非线性效应对叶片动态响应、摆振模态等气动弹性特性影响较大,应充分考虑非线性气动弹性对叶片设计的影响,以保障风力机的运行安全性。 相似文献
273.
274.
275.
悬停状态下旋翼桨叶气动弹性稳定性分析及试验 总被引:2,自引:0,他引:2
研究直升机旋翼桨叶在悬停状态下挥舞-摆振-扭转全耦合运动的气弹稳定性。应用哈密顿原理推导桨叶运动的非线性偏微分方程, 推导气动载荷时采用了准定常气动理论, 并应用Galerkin有限元素法离散空间变量, 利用特征值分析来研究系统的稳定性。以海豚直升机为工程实例, 分析计算了其桨叶的气弹稳定性, 还进行了旋翼模型气弹稳定性试验研究, 确定旋翼结构参数对气弹稳定性的影响, 并同计算结果进行了比较, 得到了一些有意义的结论。 相似文献
276.
从实际应用和数学理论的角度,介绍和评述一体化结构/控制设计的方法。对于性能指标即代价函数的公式,以及个别典型的结果进行了讨论。 相似文献
277.
本文介绍了一种基于全机压力分布数值计算(以下简称CFD计算)的飞机尾翼压力中心位置的计算方法,设计目的是为了和飞机设计规范中的估算方法进行对比分析和讨论。目前,我国飞机尾翼压力中心计算所参考的规范和方法主要有FQG (S) 《飞机强度设计规范》(1975年版)、《尾翼强度设计指南》以及CFD计算积分法,选取不同的规范和方法计算得到的尾翼压力中心位置不同,所得到的尾翼载荷大小也有所区别。本方法关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论,对尾翼气动力设计优化有重要的反馈评估作用。 相似文献
278.
气动弹性系统的阵风减缓与颤振主动抑制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对J8飞机模型,研究了阵风减缓与颤振主动抑制的综合控制问题,应用现代控制理论设计控制系统,分别对机翼/外挂系统模型作开环和闭环分析。由数字式控制实现了阵风减缓与颤振主动抑制的风洞实验,风洞实验结果表明:设计控制律具有抑制颤振和减缓阵风响应的双重功能。 相似文献
279.
<正> 1.引言 本文采用了混合设计变量。对复材蒙皮,由于其连续性,我们用双三次多项式来描述各定向铺层的厚度,将多项式系数做为设计变量,对于其他部件如肋、腹板等,我们仍用其有限单元的截面积或厚度做为设计变量。整个结构采用有限元法做结构分析。固有振型采用高效率的谱变换Lanczos法计算,非定常气动力用亚音速偶极子格网法计算,用可行方向法求解优化问题。 相似文献
280.