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241.
直升机地面共振的非线性稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了计及起落架缓冲器和桨叶减摆器非线性阻尼时的直升机极限环的简化分析方法,讨论了由桨叶摆振运动的几何非线性和阻尼非线性引起的“混沌”(chaos)现象,以及初始扰动对不稳定响应的影响。试验结果与理论分析相一致。 相似文献
242.
利用配重改善平尾颤振特性方法的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某型飞机平尾颤振速度偏低的实际问题,详细探讨了利用配重提高颤振速度的方案。分析方法及所得结果将有助于改善平尾的颤振特性,从而提高颤振速度。 相似文献
243.
提出了一种具有厚顶箔特征的箔片动压轴承(TTF-GJFB),并对其进行了建模及分析。针对这种型轴承,采用Newton-Raphson迭代法求解静态气膜雷诺润滑方程和箔片受力方程;采用折合系数法和小扰动法,推导了厚顶箔轴承的动态刚度系数与动态阻尼系数。以此为基础,对厚顶箔轴承和传统箔片轴承进行了对比,并对初始轴承间隙、波箔宽度、顶箔质量对厚顶箔轴承动静态特性的影响进行了研究。结果表明:厚顶箔轴承比传统箔片轴承拥有较大的承载力及偏位角,承载力增幅至少为23%;厚顶箔轴承的动态特性与传统箔片轴承有较大差异;厚顶箔轴承的初始间隙会影响偏位角和承载力,小初始间隙在所有偏心率范围内可以提高承载力和减小偏位角;波箔宽度对轴承静态特性的影响较小,但对动态特性的影响较大,在中低激振比范围内,动态系数基本随着箔片宽度的变窄而变小;厚顶箔的质量会在高激振比下对轴承的动态特性产生影响,使得动态刚度系数上升,动态阻尼系数下降。 相似文献
244.
基于CFD的带控制舵导弹的动导数计算 总被引:4,自引:4,他引:0
介绍了基于计算流体动力学(CFD)的阻尼导数预测方法以及其在复杂带控制舵导弹外形的俯仰/滚转阻尼导数预测中的应用.方法采用求解三维非定常ALE(arbitrary Lagrangian-Eulerian)形式RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程加湍流模型的方法得到模型强迫运动的气动力时间历程,再通过绕模型非定常运动过程得到的气动力迟滞曲线计算得到俯仰及滚转阻尼导数.为了验证采用数值方法的正确性,针对基本带翼导弹外形,采用强迫模型按正弦形式振动,计算得到了超声速范围内马赫数从1.5到2.5的俯仰及滚转稳定性参数,通过与风洞试验及弹道数据结果的比较发现,两者吻合较好. 相似文献
245.
246.
为了加强对叶轮机三维气动弹性机理的理解,为数值模拟方法提供试验验证数据,开展了压气机线性叶栅气动弹性试验研究。本研究分为两部分,本文为第1部分,研究压气机线性振荡叶栅的气弹稳定性,第2部分重点辨别叶尖间隙对此振荡叶栅气弹稳定性的影响。组建了线性叶栅试验台,其试验段由7个真实可控扩散叶型组成,中间叶片由凸轮机构驱动模拟三维一阶弯曲振动。使用外置压力传感器在6个叶高处测量叶片表面的定常压力分布和3个折合频率下叶片表面非定常压力分布。由管传递函数修正连接管造成的非定常信号失真。运用影响系数法构造协调叶栅任意叶片间相位角下的非定常气动响应结果。试验结果表明:非定常气动响应具有完全的三维特征;折合频率和叶片间相位角对叶栅的气动弹性稳定性具有决定性影响。 相似文献
247.
248.
在多体系统动力学建模方法中,传统非等参梁单元的建模方法主要基于Euler-Bernoulli梁或Timoshenko梁理论,无法准确描述截面变形;而传统绝对节点坐标列式索梁单元虽然能够准确描述截面变形,但需引入额外描述及处理闭锁问题;与上述单元不同,绝对节点坐标列式实体单元可以通过节点坐标直接描述截面变形,避免单元变形带来的闭锁问题。本文在实体单元方法基础上,首次提出了考虑单元连续性条件和黏弹性阻尼模型的绝对节点坐标列式实体梁单元,并使用实体梁单元实现了对多体系统的建模。仿真结果表明,对比传统有限单元及绝对节点坐标列式单元,实体梁单元能够更好地表征柔性梁的非线性特性,满足大变形柔性计算的需求。 相似文献
249.
欠驱动航天器滑模速率阻尼控制 《空间控制技术与应用》2013,39(4):12-17
针对具有推力器执行机构的航天器,在一轴推力器失效的情况下,设计滑模变结构速率阻尼控制器,证明系统的稳定性;分析控制器的抗干扰能力,给出控制器参数选取的指导原则;通过将惯量积视为外界干扰的方法,解决了非对角惯量阵航天器的欠驱动控制设计问题.从工程实际情况出发,考虑了推力器的开关工作特性、角速度测量幅值受限、外界干扰和非对角惯量阵的影响.最后通过数学仿真验证了控制器的有效性和工程实用性. 相似文献
250.