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结构优化设计剪裁是减轻结构质量、提高设计品质和产品竞争力的重要手段。以某无人机复合材料机翼为例,采用复合材料结构优化设计系统COMPASS进行满应力设计,给出满足结构静强度约束条件(应力、应变)的结构件总体尺寸分布;在初步设计尺寸基础上,进行以结构质量最小为目标,以复合材料铺层厚度、铺层角度为设计变量的数学规划法优化设计,最终确定满足翼尖变形、自振频率、颤振速度、操纵效率等约束条件的结构件尺寸分布。结果表明,通过复合材料结构优化设计剪裁实现了对大展弦比复合材料机翼结构的静力、动力和气动弹性综合优化设计,有效缩短研制周期,提高了结构效率。 相似文献
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推导了相似率比例关系 .依据机翼几何尺寸、风洞特性 ,确定了试验模型缩比比例系数 .计算了机翼振动特性、颤振临界速度的理论值 .通过用梁的动力相似模型模拟机翼振动特性 ;用框段模拟机翼外形 ,论述了颤振吹风试验模型研究的过程 相似文献
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总结了经典活塞理论以及几种改进的活塞理论在超声速颤振计算中的应用方法,并研究了颤振速度随攻角的变化规律.以MSC.Nastran软件气动弹性算例HA145G为研究对象,通过建立有限元模型获得了与试验较为吻合的模态计算结果.推导了利用所介绍的活塞理论用于颤振计算的具体方法,在零攻角情况下,计算了模型的颤振速度,并与试验值对比.采用修正的三阶活塞理论和当地流活塞理论两种气动模型,求解了不同攻角的颤振速度.结果表明,颤振速度随攻角的增加而降低. 相似文献
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文中介绍了颤振分析的主要理论,以及用PK法求解颤振方程的基本思路.利用MSC.NASTRAN软件对某大展弦比弹翼在不同支持条件进行了颤振的对比分析,定量地给出了不同支持条件对弹翼颤振的影响.提出了弹翼的设计过程中,关于其连接形式设计的建议. 相似文献
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在飞行器空气舵结构系统的设计中不可避免会存在摩擦、间隙、阻尼等非线性因素,在模态试验中表现为舵系统的模态试验结果随着激振力、舵面负载的变化产生明显的变化,而模态数据作为颤振设计的重要结构参数,对颤振分析结果有重大影响.工程设计中采用何种工况下的模态数据来进行颤振分析没有定论,保守设计认为所有模态状态下均不发生颤振则舵系统设计满足要求.以某空气舵系统为研究对象,给出了舵系统的模态变化范围,以不同工况下的模态数据为输入进行了颤振分析,最后采用当前的颤振设计思路,给出了在弯、扭频率最接近的模态状态下的颤振动压. 相似文献
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非刚性机翼的颤振是其从气流中吸收能量引起的一种自激振荡。颤振的后果往往是灾难性的。本文采用超声电机作为作动器来实现含控制舵面的二元机翼的颤振主动抑制。首先设计了带有控制面的二元机翼颤振模型,建立了超声电机作动器的传递函数模型。在此基础上推导出机翼-控制面的三自由度气动弹性状态空间方程,并根据输出反馈设计了次最优控制律。数值仿真结果表明,次最优控制可以有效地提高颤振速度并抑制颤振的发生。 相似文献
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本文在对理论和实验结果以及某些成功导弹实况的调查基础上,探讨了弹翼-操纵面的两个防颤振设计问题:一是主面的弯、扭频率比多少为宜;二是“质量平衡”和“不可逆”这两个设计措施哪个更可取,以及操纵面偏转频率多大才算足够。 相似文献
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分析某飞行器弹翼的颤振问题,首先建立弹翼有限元模型,计算弹翼模态,根据试验结果,对模型进行修正;用NASTRAN计算单独弹翼和全弹翼的颤振速度和颤振频率,用偶板子格网法计算亚声速非定常气动力,将模态计算结果插值到气动网格上,编程计算弹翼的颤振速度,并与NASTRAN计算结果对比.分析表明,弹翼在飞行速度范围内不会发生颤振. 相似文献
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对折叠串翼无人机发射展开过程的动力学分析是无人机总体设计和展开机构设计的关键。基于Newton-Euler方法建立描述串翼无人机展开的多刚体动力学模型。基于嵌套动网格方法计算机翼展开过程中的非定常气动特性,并与稳态气动参数进行比较。结合展开过程的气动特性变化和多刚体动力学模型,分析机翼展开速度和展开顺序对发射展开段弹道扰动的影响。仿真结果表明:机翼展开速度过快或者过慢都会对展开段弹道有较大扰动,当展开速度过快时惯性力起主要作用,当展开速度较慢时气动变化起主要作用;同时,前翼先展开、后翼后展开不利于初始发射段弹道的稳定,而前翼后展开、后翼先展开有利于初始发射段弹道的稳定;采用前后机翼同时展开且展开时间为0.20 s的展开方式能够满足尽量减小对弹道的扰动要求。 相似文献
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无伞末敏弹的稳定尾翼在母弹开舱前包裹于子弹外壁,因威力要求,子弹直径需要尽可能大,导致稳定尾翼的厚度较小,而末敏子弹下落速度较快,尾翼极易在空气动力的作用下发生挠曲变形。为深入分析尾翼结构参数对末敏弹气动特性及尾翼挠曲变形的影响规律,采用双向流体-固体耦合方法对S-S型旋翼末敏弹进行分析。研究结果显示:末敏弹阻力系数随弯折角α21的增大呈递增趋势,而随其余3个弯折角的增大呈递减趋势;转动力矩系数随4个弯折角的增大均呈递增趋势,随4个弯折比的增大均呈现准线性递增趋势,随两翼长宽比的增大呈递减趋势。高塔自由飞行试验结果表明,末敏弹阻力系数和转动力矩系数的仿真误差分别不超过7.8%和6.1%,证明了双向流体-固体耦合方法分析无伞末敏弹气动特性的可行性与正确性。 相似文献
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为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明:在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。 相似文献
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为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明:2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。 相似文献
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基于复合材料的三维厚壁梁理论,考虑梁的三维应变、挠曲等效应,建立了圆形电磁轨道炮身管纤维缠绕复合外壳的等效抗弯刚度计算模型。采用组合梁的等效抗弯刚度计算法,对纤维缠绕的轨道炮身管的整体抗弯刚度进行了分析,并与层合板理论法、有限元法做了对比。结果显示,3种计算方法在缠绕角度较大时,计算结果一致性较好。分析了纤维缠绕角度的变化、不同径向位置的碳纤维缠绕角度变化以及不同内膛绝缘材料对身管轴向抗弯刚度的影响。研究结果表明:身管的轴向抗弯刚度在缠绕角度较小时,随着缠绕角度的增大,呈明显的下降趋势,并且其受内层碳纤维的缠绕角度影响要比外层碳纤维的要大;高密度、高弹性模量的内膛绝缘材料并不一定就能提高身管的轴向抗弯刚度。 相似文献