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911.
适用于直升机俯仰与滚转机动分析的广义动态尾迹模型 总被引:4,自引:2,他引:4
现有的直升机操纵响应计算方法,给出的他轴耦合响应往往与飞行实测结果符号相反,这是由于仿真模型未计入机动时的尾迹弯曲。本文建立了尾迹弯曲的模型,推导出角速率与一次谐波入流分量之间的关系,据此对旋翼的广义动态入流模型进行了增广和修正;以某机型为算例,分析了直升机俯仰或滚转运动对他轴耦合响应的影响。本增广模型为通用模型,适用于任意机型,无需依赖特定机型的经验公式,即可正确计算直升机的他轴响应。 相似文献
912.
对多项式非线性系统进行模态分析,并由此对非线性系统频响特性的零、极点频率进行分析。此方法不受非线性强弱的限制。 相似文献
913.
声振预示及试验统计与置信限分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文利用统计能量分析 (SEA)原理 ,对噪声引起的仪器舱段振动响应作了预示 ;文中还提出基于噪声试验的试验外推预示公式 ;用加速度级 (参考 lg)对舱段的多次噪声试验引起的结构振动数据及其外推预示结果进行了统计和比较及置信限分析 ,结果是满意的。 相似文献
914.
915.
用支撑超平面法分析了多自由度振动系统对积分能界界限凸集荷载荷的响应,导出了时间上限为有限和无限两种情况下可达集的边界方程。最后给出了一个实例,得到了不同积分上限时的响应可达集,并将凸集响应与谐波响应及非平衡随机响应作了对照。 相似文献
916.
建立带挤压油膜阻尼器耦合双转子系统的动力学模型,分析挤压油膜阻尼器对双转子系统稳态不平衡振动的影响以及临界转速下阻尼器对不平衡振动的控制效果。结果表明,挤压油膜阻尼器能显著降低临界转速附近时双转子系统的振动幅值;阻尼器不仅能改善系统的稳定性,而且能使轴间的耦合作用力变化趋缓,轴承工作平稳,有利于延长其工作寿命。 相似文献
917.
板壳结构非线性动态随机响应的模态降阶分析 总被引:4,自引:0,他引:4
航空航天飞行器中的板壳结构在强噪声、高温和机械力载荷共同作用的环境中常会产生大振幅非线性随机振动响应,对非线性动态随机响应问题的模态降阶分析方法进行了综述。先介绍了模态降阶分析的基本原理,然后总结模态降阶技术的实现方法。分析每种方法的优缺点和适用范围,提出了目前研究存在的一些问题及今后的研究方向。 相似文献
918.
919.
采用含阻尼项的简化碰撞模型模拟铰接式旋翼桨叶与限动块之间碰撞时的碰撞力变化,并研究了桨叶扬起下坠动响应过程。运用Hamilton原理建立桨叶扬起下坠动力学方程,并采用Newmark积分法求解桨叶下坠过程的动响应。分析扭转弹簧刚度、阻尼比和积分步长对挥舞铰处碰撞力矩的影响,计算结果表明:扭转弹簧刚度增大1 000倍时,碰撞力矩的峰值相应增大22.0倍;阻尼比从0增大到0.05时,碰撞力矩的峰值增加10.4%;积分步长变小时,计算的精度有所提高,但计算效率却有所降低。 相似文献
920.
基于网格速度方法,对阵风条件下风力机翼型运动的气动特性进行数值计算。中心格式有限体积法、双时间推进法求解预处理后的非定常N-S方程。计算结果表明:在弦向阵风作用下,翼型的运动能有效降低响应波动峰值,即弦向阵风对运动影响较小;而在法向阵风作用下,气动响应波动很大。计算翼型在不同参数阵风作用下的响应过程,阵风的频率变化对响应影响不大。弦向阵风的幅值增大,叶片运动对阵风响应峰值减缓效果增加;法向阵风的幅值增大1倍,响应峰值也增加1倍。 相似文献