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301.
302.
303.
飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究 总被引:10,自引:3,他引:10
本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 ,验证了分析结论 相似文献
304.
某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验 总被引:1,自引:2,他引:1
以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。 相似文献
305.
This paper presents a novel optimization technique for an efficient multi-fidelity model building approach to reduce computational costs for handling aerodynamic shape optimization based on high-fidelity simulation models. The wing aerodynamic shape optimization problem is solved by dividing optimization into three steps—modeling 3D(high-fidelity) and 2D(lowfidelity) models, building global meta-models from prominent instead of all variables, and determining robust optimizing shape associated with tuning local meta-models. The adaptive robust design optimization aims to modify the shape optimization process. The sufficient infilling strategy—known as adaptive uniform infilling strategy—determines search space dimensions based on the last optimization results or initial point. Following this, 3D model simulations are used to tune local meta-models. Finally, the global optimization gradient-based method—Adaptive Filter Sequential Quadratic Programing(AFSQP) is utilized to search the neighborhood for a probable optimum point. The effectiveness of the proposed method is investigated by applying it, along with conventional optimization approach-based meta-models, to a Blended Wing Body(BWB) Unmanned Aerial Vehicle(UAV). The drag coefficient is defined as the objective function, which is subjected to minimum lift coefficient bounds and stability constraints. The simulation results indicate improvement in meta-model accuracy and reduction in computational time of the method introduced in this paper. 相似文献
306.
307.
非线性二元机翼气动弹性近似解析研究 总被引:6,自引:3,他引:3
建立了不可压流动中多项式迟滞非线性二元机翼的气动弹性运动方程,然后利用谐波平衡法进行了求解。与数值积分结果比较分析表明,在系统发生二次分叉以前,谐波平衡法可以准确地预测极限环振荡的频率和振幅,通过频谱分析与时间响应历程讨论了谐波平衡法产生误差的原因。另外还研究了弹性轴位置对颤振特性的影响,随着弹性轴不断靠近翼弦中点,俯仰振幅不断增大,而沉浮振幅则存在一个极小值点。 相似文献
308.
文章利用基于双剪屈服线准则所导出的钢筋砼壳体的屈服条件,并利用塑性屈服线方法求解钢筋砼轴对称双曲扁壳在竖向荷载下的极限载荷。 相似文献
309.
舒忠正 《南京航空航天大学学报》1987,(2)
本文叙述了在IBM-PC个人计算机上,研制成功的LISP跳棋智能程序中,如何成功地使用启发式搜索进行设计的方法,特别对作者自行设计的顺序递归搜索算法进行了分析和评价。 相似文献
310.
二项分布参数整体推断方法 总被引:5,自引:0,他引:5
针对工程中常见的二态数据,提出了二项分布参数整体推断方法,该方法可以很好地确定二项分布参数与状态变量之间的数学关系式,给出了整体推断的点估计和置信限、置信区间估计公式。它能够将不同状态下的二态数据作为一个整体来进行统计推断,全面开发利用了不同状态下二态数据之间相互提供的横向信息,从而使其可利用的信息量远远大于只能分别在各自状态下对二态数据进行统计分析的传统方法。所以,在精度相同的情况下,可以节省大量试样;而在试样数一定的条件下,又能提高预测精度。最后给出了应用实例。 相似文献