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911.
截至2012年12月中旬,由中航工业直升机所和中航工业哈飞联合研制的先进中型多用途直升机AC352成功完成了雷击试验、鸟撞试验以及中机身极限载荷静强度试验。鸟撞和雷击试验是对直升机飞行过程中抗击意外飞行物和应对雷电不良自然天气的安全性检验,极限载荷静强度试验是对直升机机身材料在持续运行状态下寿命极限的考核。试验过程和结果必须同时满足中国民用航空局 相似文献
912.
针对高超声速巡航类飞行器面临的复杂流动下的热气动弹性问题,发展了一种时变热模态适用的非定常气动力降阶模型,建立了基于流-热-固时空耦合分析策略的热气动弹性分析方法,对高超声速飞行器前体进气压缩面进行了实际飞行加热过程的时变颤振分析。结果表明,在局部高热流载荷下,压缩面固有模态频率和振型随时间发生了大幅度变化,而所建方法能够适应上述变化,在获得高置信度非定常广义气动力的同时,避免了重复性的非定常气动力数值计算,可将热颤振分析中的气动力计算效率提升若干量级;此外,在达到热平衡后,进气压缩面的颤振动压降为初始时刻的0.64%,使得飞行包线大幅收窄。相关方法有效缓和了热气动弹性分析效率与精度的矛盾,提升了热气动弹性问题的工程分析能力。 相似文献
913.
小展弦比飞翼布局是中国新型战斗机布局的选择之一,其动态特性尤为重要。针对小展弦比飞翼标模在较大攻角下出现的非定常流动与自由摇滚现象,采用延迟脱体涡模拟(DDES)方法以及动力学模态分解(DMD)方法研究了飞翼标模在Ma=0.6下的非定常流动特性、脉动压力特性、自由摇滚特性,分析运动失稳机理,探索失稳运动控制方法。研究表明:飞翼标模大攻角下非定常流动特性主要体现为,头部发展的集中涡、涡破裂、螺旋波流动结构,其中旋涡破裂点以St=0.12~0.23的频率沿涡轴振荡,螺旋波频率在St=1.16~2.33范围内。数值模拟获得的飞翼标模自由摇滚特征与风洞试验吻合较好,摇滚运动出现在俯仰角24.5°~26°,滚转角平衡位置为28°。对摇滚机理的研究发现,背风侧的集中涡流动与迎风侧的分离流动相互“博弈”是摇滚运动发生与维持的物理机制。上扰流板打开30°时,对自由摇滚运动控制效果不明显,外侧副翼向下打开30°时,自由摇滚现象能够得到较好的抑制。 相似文献
914.
结合制造企业对三维CAD零件尺寸自动标注的需求,探讨了以国标GB/T 24734为依据的在CAD系统中实现三维尺寸自动标注的技术.设计并实现了三维自动标注的算法,详细阐述了其相关的技术.该算法涉及零件基准识别、特征简化、表面分组、垂向投影标注以及零件特征还原等一系列技术.其中,特征简化和还原主要涉及特征和草图级别的倒角、圆角及阵列操作.为了便于尺寸的布局和识别,采用了表面分组和垂向投影标注的方法来对零件进行分解.以CAXA实体设计软件为平台,实现了上述算法,开发了自动标注模块,并验证了算法的可行性. 相似文献
916.
针对多旋转关节空间太阳能电站构型,利用基于能量等效原理的连续体等效方法将其等效为柔性梁模型,并考虑重力梯度影响,建立了姿态运动与结构振动的耦合动力学模型;结合Runge-Kutta 法和Newmark法的优点,提出了适用于求解姿态运动与结构振动耦合动力学方程的改进算法,相比于经典Runge-Kutta 法大幅提高了效率;利用改进算法得到了不同参数下的动力学响应。在此基础上,推导了结构振动量级随结构尺寸的六次方量级增加的规律,仿真结果表明尺寸过大引发不稳定现象;分析了姿态运动和重力梯度对结构振动频率和振幅的影响;发现了姿态运动周期受结构柔性影响而增大的现象,这种现象在低轨以及大初始姿态角下影响更为明显。 相似文献
917.
利用递归Gibbs-Appell方法研究了多重柔性的空间机器人动力学建模与特性分析。首先,根据Timoshenko beam theory与集中刚度分别对连杆与关节进行柔性描述,其次,利用旋转矩阵R3×3与平移向量L1×3的简化了齐次变换矩阵T4×4以降低递推运动学难度,利用递归Gibbs函数与势能函数推导了柔性空间机器人的逆向动力学模型,再次,利用反向递归法获取了惯量矩阵与耦合矩阵,并构建了正向动力学模型。最后数值仿真结果表明,Matlab与Adams的仿真结果相对偏差不超过0.1%,Z弯曲变形相对于X剪切变形与Y扭转变形数量级超过了103,这验证所建模型的正确性。在一定范围内,关节刚度增加50 N·m/rad时,连杆最大变形增量不超过1.5×10-3 m,关节摩擦成5倍增长时,连杆最大变形增量不超过2×10-3 m,帆板的增量变形具有相同变化趋势。 相似文献
918.
919.
传统的旋转式电动机构电气限位装置,零部件数量多、结构复杂,装配工艺性差。为推动旋转式电动机构小型化设计,通过对电气限位装置开展小型化设计,达到减少零部件数量,优化结构,简化装配工艺性,为最终实现旋转式电动机构小型化设计奠定基础。 相似文献
920.