检索结果-内蒙古大学图书馆

为验证某型飞机垂尾的颤振特性,获得压缩性修正系数,需要进行垂尾高速颤振模型设计,进行高速风洞试验.在颤振分析中发现方向舵的旋转模态是垂尾临界颤振的主要参与模态,因此有必要在垂尾高速颤振模型设计中模拟方向舵,使其与飞机方向舵旋转模态对应.本文根据飞机刚度数据和质量数据,采用动力学相似的方法对飞机垂尾进行缩比,设计带操纵面的垂尾高速颤振模型.本文给出带操纵面的垂尾高速颤振模型设计方法,重点研究安定面和方向舵的结构形式、刚度和质量设计、操纵面的旋转刚度模拟、安定面与方向舵连接形式等.模型共振试验表明,其振动模态与设计目标基本一致,能够真实反映飞机垂尾动力学特性.

关键词：飞机垂尾颤振特性操纵面模型设计

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

复合材料格栅加筋板屈曲试验及有限元分析

复合材料格栅加筋板屈曲试验及有限元分析

引用

东北三省力学学术会议

作者：白瑞祥王汝刘兴宇雷振坤孙海鹤大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室辽宁大连116024 中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部上海201210

根据试验结果及工程经验,选取某阶特征值屈曲模态作为初始缺陷引入有限元模型,在引入缺陷模型基础上基于扩展Hashin准则编写刚度退化APDL程序对复合材料格栅加筋板轴压试验进行了考虑材料非线性和几何非线性的有限元分析.经过与试验结... 详细信息

根据试验结果及工程经验,选取某阶特征值屈曲模态作为初始缺陷引入有限元模型,在引入缺陷模型基础上基于扩展Hashin准则编写刚度退化APDL程序对复合材料格栅加筋板轴压试验进行了考虑材料非线性和几何非线性的有限元分析.经过与试验结果比较,分析方法计算得出低于试验值12％以内的保守轴压极限载荷,在充分利用材料性能的同时,保留一定的安全储备,对工程设计有重要参考价值.此外,提出的菲线性有限元分析方法捕捉到后屈曲过程中的模态转化过程及损伤的发展演化过程.

关键词：航空航天工程复合材料结构格栅加筋板屈曲试验有限元分析

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

基于静气动弹性修正的低阶阵风响应建模研究

基于静气动弹性修正的低阶阵风响应建模研究

引用

第九届长三角科技论坛——航空航天科技创新与长三角经济转型发展分论坛

作者：陈磊吴志刚中国商飞上海飞机设计研究院强度部颤振室北京航空航天大学航空科学与工程学院

针对离散阵风建立基于静气动弹性修正的低阶阵风响应计算模型。基于该模型采用经典控制理论设计阵风减缓控制律。以机身过载作为反馈信号,通过控制增益环节驱动升降舵偏转,达到抑制机身过载响应的目的。将采用低阶模型设计的阵风减缓控... 详细信息

针对离散阵风建立基于静气动弹性修正的低阶阵风响应计算模型。基于该模型采用经典控制理论设计阵风减缓控制律。以机身过载作为反馈信号,通过控制增益环节驱动升降舵偏转,达到抑制机身过载响应的目的。将采用低阶模型设计的阵风减缓控制律应用到高阶模型,验证阵风减缓控制律对机身过载响应的减缓效果。相关算例的计算结果表明,基于静气动弹性修正的低阶阵风响应建模有利于设计低阶、鲁棒的阵风减缓控制律。该建模方法可用于设计适用于工程应用的低阶阵风减缓控制律。

关键词：气动弹性气动伺服弹性阵风响应阵风减缓低阶模型建模

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

民用飞机翼面结冰颤振特性研究

引用

振动与冲击 2011年第1期30卷 171-174页

作者：范石磊章俊杰李效法中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部上海200232

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款(CCAR25.629)规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态... 详细信息

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款(CCAR25.629)规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态的颤振模型风洞试验,采用希利普法外推得到颤振速度;同时对不同结冰状态进行了理论分析。试验与分析结果表明,该型飞机翼面结冰状态下颤振形式为机翼弯扭耦合;翼面结冰对该型飞机颤振速度无不利影响;该型飞机翼面结冰状态满足颤振包线要求。

关键词：翼面结冰颤振特性风洞试验

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

分布动载荷识别的并行算法研究

引用

国外电子测量技术 2012年第8期31卷 21-25页

作者：殷海涛姜金辉张方侯友政中国商飞上海飞机设计研究院联络工程部上海200436 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016

引入并行算法用于求解分布动载荷识别,以改善串行算法造成的大规模数学计算带来的高耗时和内存不足的问题。以一维分布动载荷识别频域法为例,利用C/C++语言编写CUDA并行计算程序,实现了一维分布动载荷识别的并行计算,通过算例证明了并... 详细信息

引入并行算法用于求解分布动载荷识别,以改善串行算法造成的大规模数学计算带来的高耗时和内存不足的问题。以一维分布动载荷识别频域法为例,利用C/C++语言编写CUDA并行计算程序,实现了一维分布动载荷识别的并行计算,通过算例证明了并行计算的准确性和高效。为提高动载荷识别中的效率提供了新的思路。

关键词：并行算法分布动载荷识别高效 CUDA编程

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

基于试验模态参数及结构动力学优化设计的有限元建模

引用

国外电子测量技术 2012年第9期31卷 18-22页

作者：殷海涛姜金辉张方沈敏中国商飞上海飞机设计研究院联络工程部上海200436 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016

准确的有限元模型是结构动力学分析强有力的工具。采用模态试验和有限元建模相结合的综合建模技术,采用结构质量最小为目标,以试验模态作为约束,分别以物理和几何参数为变量的结构动力学优化设计,对初始的有限元模型进行动力学优化。以G... 详细信息

准确的有限元模型是结构动力学分析强有力的工具。采用模态试验和有限元建模相结合的综合建模技术,采用结构质量最小为目标,以试验模态作为约束,分别以物理和几何参数为变量的结构动力学优化设计,对初始的有限元模型进行动力学优化。以GARTEUR飞机模型为例,在仅有试验模态参数、几何尺寸条件下,得到结构真实动力学特性的有限元模型。

关键词：有限元模型模态试验结构动力学优化 GARTEUR飞机模型

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

用于变体翼梢小翼的伸缩栅格研究

引用

航空学报 2011年第10期32卷 1796-1805页

作者：李伟熊克陈宏王帮峰顾蕴松南京航空航天大学机械结构强度与振动国家重点实验室江苏南京210016 中国商飞上海飞机设计研究院结构部上海200232 南京航空航天大学空气动力学系江苏南京210016

翼梢小翼能抑制翼尖涡流形成、降低机翼的诱导阻力,翼梢小翼的高度是对减阻效果影响较大的参数之一。传统翼梢小翼仅针对巡航状态设计,而在起降、爬升等非设计状态减阻效果不佳。变体翼梢小翼能根据飞行状态主动改变几何外形和尺寸,实... 详细信息

翼梢小翼能抑制翼尖涡流形成、降低机翼的诱导阻力,翼梢小翼的高度是对减阻效果影响较大的参数之一。传统翼梢小翼仅针对巡航状态设计,而在起降、爬升等非设计状态减阻效果不佳。变体翼梢小翼能根据飞行状态主动改变几何外形和尺寸,实时优化减阻效果。为了实现变形,设计了一种用于变体翼梢小翼的伸缩栅格,通过步进电机驱动,可使翼梢小翼的高度主动变化。采用机械系统动力学自动分析软件(ADAMS)研究了伸缩栅格的动力学特性。仿真结果表明:伸缩栅格在***的电机转矩作用下,高度变化率可达13.9%,伸缩周期小于4.4s;模型试验验证了该结果。以飞机起飞阶段的流场特性(马赫数Ma=0.1,迎角α=6°)为例,采用计算流体力学(CFD)与风洞试验相结合的方法,分析了变体翼梢小翼高度的变化对机翼翼尖尾涡流动结构和升阻特性的影响,结果表明:增大翼梢小翼的高度可显著降低翼尖尾涡强度,最大降幅约为47.7%;并可将机翼的升力系数提高3.5%,阻力系数降低4.8%。因此,采用伸缩栅格的变体翼梢小翼具有改善飞机起飞性能的潜力。

关键词：变体翼梢小翼伸缩栅格小翼的高度计算流体力学风洞试验增升减阻

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

作动器参数对飞机操纵面颤振特性影响研究

作动器参数对飞机操纵面颤振特性影响研究

引用

第十二届全国空气弹性学术交流会

作者：张潇中国商飞上海飞机设计研究院，颤振室，上海，200232

作动器参数对于飞机操纵面颤振特性有较大的影响，尤其是在民用飞机初步设计阶段，如何从颤振专业的角度选择合适的作动器参数，将直接影响到详细设计阶段各相关专业如飞控、结构等专业的设计。本文以飞机方向舵为例，基于***分析了作... 详细信息

作动器参数对于飞机操纵面颤振特性有较大的影响，尤其是在民用飞机初步设计阶段，如何从颤振专业的角度选择合适的作动器参数，将直接影响到详细设计阶段各相关专业如飞控、结构等专业的设计。本文以飞机方向舵为例，基于***分析了作动器参数对方向舵颤振特性的影响，给出了飞机初步设计阶段提供方向舵作动器参数的方法。

关键词：颤振操纵面作动器

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

一种流场扰动对飞机T型尾翼跨音速颤振特性的影响

一种流场扰动对飞机T型尾翼跨音速颤振特性的影响

引用

第十二届全国空气弹性学术交流会

作者：梁技杨飞中国商飞上海飞机设计研究院强度部，上海，200232

跨音速颤振试验通常在稳定理想流场中进行，不考虑非稳定流场对颤振特性的影响。在飞机T型尾翼跨音速颤振试验中，通过设置一种流场扰动改变风洞流场以研究流场对T型尾翼跨音速颤振特性的影响。试验结果表明，流场扰动可以将飞机T型尾... 详细信息

跨音速颤振试验通常在稳定理想流场中进行，不考虑非稳定流场对颤振特性的影响。在飞机T型尾翼跨音速颤振试验中，通过设置一种流场扰动改变风洞流场以研究流场对T型尾翼跨音速颤振特性的影响。试验结果表明，流场扰动可以将飞机T型尾翼的颤振耦合模态从平尾弯扭耦合型改为垂尾弯扭耦合型;同时,流场扰动可显著降低飞机T型尾翼的颤振速度，翼面外流场较翼面内流场在流场扰动中影响作用大。其原因在于流场扰动产生的跨音速激波作用在垂尾上改变了垂尾的非定常气动力，引起了颤振耦合模态改变和颤振速度降低。

关键词：跨音速颤振 T型尾翼风洞试验流场扰动

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：

通借通还

建议与咨询 留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

请选择保存的检索档案： 新增检索档案 确定 取消

请选择收藏分类： 新增自定义分类 确定 取消

通借通还

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：