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101.
102.
液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性 总被引:1,自引:0,他引:1
为了深入研究流固耦合(FSI)作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)(非耦合)模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%. 相似文献
103.
当飞机发生非对称结构损伤时,飞机的质量、重心位置和气动特性都会发生突变,飞机机体的对称性遭到破坏,致使飞机的横纵向间运动产生强烈的耦合。针对飞机发生非对称结构损伤时导致的飞行控制问题,建立了非对称结构损伤飞机的损伤模型,并基于一种新型鲁棒容损控制策略,采用非线性扩张状态观测器和非线性动态逆相结合的方法,对飞机的姿态控制器进行了设计,兼顾了飞机系统的性能和对损伤的鲁棒性。最后,基于NASA的通用运输机模型,对所设计控制器的控制效果进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的姿态控制器有效地抑制了非对称结构损伤给飞机控制系统带来的不确定性和扰动,具有较好的控制性能。 相似文献
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105.
发动机进排气效应对民机构型气动特性影响 总被引:1,自引:2,他引:1
基于非结构混合网格技术,通过数值求解Navier-Stokes方程,分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响,采用单独发动机短舱风洞试验模型,验证了计算方法的可靠性。在此基础上,分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响,结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起;尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大,机翼上表面压力逐渐减小,激波位置逐渐后移;不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响,在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。 相似文献
106.
107.
108.
基于等效模态应变/动能理论,提出了一种利用实际结构的测试数据识别结构中损伤位置的方法。在此基础上,研究了利用模型修正技术识别结构中损伤强度的方法。分别以一个单损伤平板结构和多损伤平板结构为例,通过仿真分析了以上方法的有效性。结果表明,以上方法可以有效识别结构中的损伤位置和损伤强度。 相似文献
109.
基于滑窗包络线法辨识复合圆柱壳结构的模态阻尼 总被引:1,自引:0,他引:1
由于复合圆柱壳阻尼机理的复杂性,目前还没有通用而有效的方法辨识该类结构的模态阻尼,因此提出一种基于滑窗包络线法的模态阻尼测试方法.首先,详细说明了滑窗包络线法测试复合圆柱壳阻尼的原理和总体思路;然后,提出了具体的测试复合圆柱壳结构模态阻尼的流程;最后,以局部涂敷约束层阻尼材料的复合圆柱壳为研究对象,对其阻尼特性进行了测试,并讨论了激励幅度对模态阻尼的影响.测试结果表明,所提出的方法获得的前5阶阻尼结果对应的方差最大不超过0.02%,具有较好的可重复性,从而确保具有较高的测试精度. 相似文献
110.