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21.
本文应用广义阶梯函数对承受边缘弯矩和局部线性分布荷载的筒支圆板进行塑性极限分析,文中考虑了局部线性分布荷载的4种可能分布形式,给出了简支圆板在Tresca屈服条件下边缘弯矩和线性荷载所满足的关系式。 相似文献
22.
本文对海洋平台在风、浪及海流等多种载荷组合作用下的可靠性进行了分析计算,采用优选随机载单元法进行结构数的随机域离散。文中的海洋平台算例结构表明了优选随机域单元法的高效性,以及在海洋工程的结构系统可靠性计算中的考虑载荷组合作用的必要性。 相似文献
23.
本文研究了阻尼介质对刚塑性圆板在高载(冲击荷载)作用下塑性动力响应的影响,得到了解析解并对此解进行了讨论。当阻尼介质参数趋于零时,本文结果与无阻尼解一致。文中还画出了荷载与阻尼介质对圆板运动时间和板中心点残余挠度的影响曲线。 相似文献
24.
高空高速无人飞行器热控制系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对飞行时间短、速度和高度变化快、表面温度波动大的无人飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)热控制系统设计难题,提出了一种可解决实际工程问题的热分析计算方法.即把热天工况、冷天工况和标准天工况作为设计/试验工况;采用参考温度法、高超音速工程预测法或计算流体动力学CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟法,确定了飞行器表面温度分布,并把其作为后续热分析数学模型的外边界条件;分析结构热容量对瞬态热载荷的影响,建立与之相应的边值问题方程,并采用有限差分法求解;根据高空高速飞行特点及瞬态热载荷值,确定仪器设备舱调温系统方案. 相似文献
25.
根据垂尾载荷校准及建模需求,对飞机V型外倾双垂尾结构受载情况进行了分析和简化,确定了校准试验载荷,研制了垂尾载荷校准试验专用龙门梁架。采用液压协调加载技术,完成了外倾双垂尾载荷校准试验,建立了满足测载要求的载荷模型。此种方法充分利用了左右垂尾外倾、双垂尾之间空间较大的特点,对左右垂尾对称施加向外的单点、多点载荷,加载载荷侧向分量左右自平衡,垂向分量依靠飞机自身重量即可平衡,飞机不需要复杂的固定与约束。试验中采用先搭建龙门框架,再停放飞机的方法,降低了试验风险、加快了试验进度,取得了良好的试验结果,对其他此类结构的载荷校准具有一定的借鉴作用。 相似文献
26.
脑力负荷状态的准确识别对减少因作业人员无效脑力负荷导致的人因事故具有重要意义。针对人-机系统中作业人员脑力负荷客观评估问题开展了基于MATB-Ⅱ平台的3种不同脑力负荷水平下的航空情境实验,记录16名被试的NASA任务负荷指数(NASA-TLX)量表数据和脑电(EEG)信号,提出了一种基于脑电功率谱密度(PSD)和支持向量机(SVM)的个体脑力负荷评估方法。结果表明:随着实验设计脑力负荷水平增加,被试的主观脑力负荷得分显著提高(p<0.001),这表明该实验任务设计较好地诱发了低负荷、中负荷和高负荷情境。在此基础上,通过网格搜索法确定个体脑力负荷评估模型的统一优化参数,惩罚系数取3 000,核函数参数取0.000 1,模型测试正确率达到0.966 5±0.029 8,宏平均的受试者工作特征曲线下的面积(Macro-AUC)达到0.991 0±0.011 4。本文为作业人员脑力负荷状态的客观和准确评估提供了一种新的办法,为后期作业人员脑力负荷状态的实时判别提供模型基础。 相似文献
27.
《中国航空学报》2020,33(10):2535-2554
Introducing active flow control into the design of flapping wing is an effective way to enhance its aerodynamic performance. In this paper, a novel active flow control technology called Co-Flow Jet (CFJ) is applied to flapping airfoils. The effect of CFJ on aerodynamic performance of flapping airfoils at low Reynolds number is numerically investigated using Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes (URANS) simulation with Spalart-Allmaras (SA) turbulence model. Numerical methods are validated by a NACA6415-based CFJ airfoil case and a S809 pitching airfoil case. Then NACA6415 baseline airfoil and NACA6415-based CFJ airfoil with jet-off and jet-on are simulated in flapping motion, with Reynolds number 70,000 and reduced frequency 0.2. As a result, CFJ airfoils with jet-on generally have better lift and thrust characteristics than baseline airfoils and jet-off airfoil when Cμ is greater than 0.04, which results from the CFJ effect of reducing flow separation by injecting high-energy fluid into boundary layer. Besides, typical kinematic and geometric parameters, including the reduced frequency and the positions of the suction and injection slot, are systematically studied to figure out their influence on aerodynamic performance of the CFJ airfoil. And a variable Cμ jet control strategy is proposed to further improve effective propulsive efficiency. Compared with using constant Cμ, an increase of effective propulsive efficiency by 22.6% has been achieved by using prescribed variable Cμ for NACA6415-based CFJ airfoil at frequency 0.2. This study may provide some guidance to performance enhancement for Flapping wing Micro Air Vehicles (FMAV). 相似文献
28.
29.
An aerodynamic optimization method for axial flow compressor blades available for engineering is developed in this paper. Bezier surface is adopted as parameterization method to control the suction surface of the blades, which brings the following advantages:(A) significantly reducing design variables;(B) easy to ensure the mechanical strength of rotating blades;(C) better physical understanding;(D) easy to achieve smooth surface. The Improved Artificial Bee Colony(IABC) algorithm, which significantly increases the convergence speed and global optimization ability, is adopted to find the optimal result. A new engineering optimization tool is constructed by combining the surface parametric control method, the IABC algorithm, with a verified Computational Fluid Dynamics(CFD) simulation method, and it has been successfully applied in the aerodynamic optimization for a single-row transonic rotor(Rotor 37) and a single-stage transonic axialflow compressor(Stage 35). With the constraint that the relative change in the flow rate is less than0.5% and the total pressure ratio does not decrease, within the acceptable time in engineering, the adiabatic efficiency of Rotor 37 at design point increases by 1.02%, while its surge margin 0.84%,and the adiabatic efficiency of Stage 35 0.54%, while its surge margin 1.11% after optimization, to verify the effectiveness and potential in engineering of this new tool for optimization of axial compressor blade. 相似文献
30.