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飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位容易受到随机波动干扰产生误差,提出基于电控机械式误差调节的飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正方法,构建飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位校正的执行机构控制模型,采用位移传感器进行垂尾壁板制孔系统孔位的误差偏移测量,在执行机构中进行误差的自适应调节和输出稳定性控制,结合迭代学习控制方法进行飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正过程中的误差偏移修正,采用电控式的机械误差调节方法,实现机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正优化。仿真结果表明,采用该方法进行机翼垂尾壁板制孔系统孔位校正的自动性较好,误差修正能力极强,提高了飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位主动调节和误差自适应修正性能。 相似文献
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大展弦比复合材料机翼动力学分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对结构非线性对大展弦比机翼动力学特性影响很大的问题,使用MSC Patran和MSC Nastran软件进行有限元建模及分析,将大展弦比机翼建成薄壁盒型梁模型.研究大变形对机翼动力学特性的影响,比较复合材料盒型梁模型和金属盒型梁模型的计算结果,并讨论复合材料铺层顺序的改变对机翼动力学特性的影响.研究表明:复合材料机翼的各阶固有频率明显高于铝合金机翼;铺层顺序会影响复合材料机翼的固有频率. 相似文献
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针对飞行器采用机翼前缘复合材料结构抗鸟撞的设计要求,提出一种新的设计构型,即张力蒙皮结构。使用显式碰撞动力分析软件PAMCRASH,建立了四种复合材料张力层乎板模型,并采用流固耦合方法对其进行鸟撞仿真分析和比较,从而确定张力层有限元模型形式;依据上述情况对复合材料张力蒙皮构成的机翼前缘结构抗鸟撞性能进行仿真分析。计算结果得到了张力层展开的位移、撞击最大接触力、鸟体动能下降百分比等几方面数据。结果表明:在同等条件下复合材料张力蒙皮结构与普通机翼蒙皮相比,能更好地防止鸟体穿透机翼蒙皮,证明可用于机翼结构的抗鸟撞设计中。 相似文献
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超声速飞行器外表具有大量的蒙皮壁板结构,其在巡航过程中会受到气动、热、声及机械等载荷的联合作用.本文针对超声速气流中的复合材料壁板结构,基于一阶剪切变形理论(First-Order Shear Deformation Theory,FSDT)和超声速活塞理论,推导得到了复合材料壁板的气热弹动力学的能量泛函,并运用Hamilton原理变分求得系统的控制方程,利用牛顿迭代法结合Newmark法,求解获得了壁板的临界颤振动压和时域动力学响应.通过变参数计算,分析了不同参数对于壁板动力学响应的影响.最后,应用非线性能量阱(Nonlinear Energy Sink,NES)对复合材料壁板的动力学响应进行颤振控制,结果表明,NES可以有效降低壁板的颤振极限环振幅,从而极大提高超声速飞行器的可靠性和寿命. 相似文献
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针对大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合颤振问题,首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性,结果表明水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度;然后研究了复合材料的铺层主刚度方向角对机翼非线性振动特性和颤振特性的影响规律,提出了大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计的新方法.结果表明主刚度方向角的变化主要引起了水平一弯模态振型的改变,一般表现为主刚度方向角从机翼后梁向后缘偏转,该阶模态的相对扭转振型节线位置向前缘移动;反之,该节线位置后移.进一步非线性颤振分析,发现水平一弯模态振型的变化引起了该阶模态参与耦合颤振速度的明显改变,主要表现为该颤振型的颤振速度随该阶模态的相对扭转振型节线位置前移量的增加而增大.通过两个算例验证了结论的正确性. 相似文献
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为使复合材料层合板低频声辐射性能最优,根据无限域声场的特点,介绍将有限元与无限元耦合进行声辐射性能分析的理论和方法,采用2个算例验证该方法的有效性.将有限元软件Abaqus与数值优化软件Isight相结合完成复合材料铺层角的优化,并提出逐层优化的思路.以含有8层单层板和1层阻尼芯层的复合材料层合板为研究对象,以铺层角为设计变量,采用逐层优化方法(layer-wise optimization method,LOM)优化层合板的声学性能,并分析阻尼芯层对层合板声辐射的影响.结果表明:合理的铺层角可以提高复合材料层合板的1阶固有频率,达到减少声辐射谱峰数量和降低辐射声功率的效果;增加阻尼芯层可以抑制声辐射谱峰,有利于提高层合板的低频声辐射性能. 相似文献