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291.
本文通过对海豚型旋翼桨叶的气动弹性稳定性分析,研究了一类介于铰接式与无饺式之间旋翼桨叶的气动弹性稳定性。首先,从应变张量出发,运用Hamilton原理推导出旋翼浆叶全耦合运动偏微分-积分方程组;然后,运用摄动法对悬停状态的旋翼桨叶作了颤振分析,从而确定了该桨叶某些在生产、使用和改型中易变的参数,如:挥、摆、变距方向上的约束刚度和阻尼的变化,气动扭转的变化,飞行高度的变化等对气动弹性稳定性的影响关系。研究的结果对海豚型旋翼桨叶的国产化具有一定的实际意义,对进一步探求这类旋翼桨叶的气弹稳定性也具有一定的参考价值。 相似文献
292.
293.
294.
295.
基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟 总被引:11,自引:6,他引:11
选择离散型输入输出差分模型,运用最小二乘方法进行非定常气动力建模,并将辨识得到的降阶模型用于气动弹性的数值模拟。1个马赫数下的颤振临界点的计算仅需调用一次非定常流场求解器。计算精度保持与非定常欧拉方程计算方法相当的同时计算效率提高了1~2个量级。计算了跨声速具有S型颤振边界的气动弹性标准算例-Isogaiwing和三维气动弹性标模算例AGARD445.6,辨识模型计算边界与非定常Euler方程计算结果吻合。证明非定常气动力辨识技术可以提供高效的高精度的气动弹性分析。 相似文献
296.
多变量气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
根据现代控制理论,对多输入-多输出气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性进行研究.分别采用小增益原理和最小奇异值理论两种方法,对涉及飞行器互相耦合的横滚和偏航回路的控制系统进行分析,得出了气动伺服弹性系统抵抗建模误差、保持鲁棒稳定的范围.这两种方法都分别给出了稳定性判据,根据判据可以确定其鲁棒稳定性(或稳定裕度).作为系统扰动的表达形式,文中还对系统不确定性矩阵进行了描述.算例是在某ACT战斗机的计算模型上完成的,两种方法的计算结果取得了一致. 相似文献
297.
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
298.
复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析 总被引:5,自引:0,他引:5
新一代航空结构广泛采用复合材料,对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务。应用气动弹性分析理论和方法,对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件发散与颤振工程分析。本文使用MSC/NASTRAN软件,在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上,依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型,固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度,采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力,并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。 相似文献
299.
300.
非线性气动弹性模型参考自适应控制 总被引:1,自引:0,他引:1
首先将含有前/后缘双控制面二元机翼的动态方程以状态空间形式描述,然后考虑俯仰方向的迟滞非线性模型存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论进行了结构化模型参考自适应控制律设计。仿真结果显示:所设计的控制律能够使开环不稳定的气动弹性系统快速地达到稳定状态。由于最大控制面偏转的存在,来流速度较高时闭环系统仍会发生颤振;根据控制面最大偏转的不同取值,文中给出了闭环临界颤振速度的变化曲线。 相似文献