搜索结果: 91-105 共查到“知识库 飞行器结构力学”相关记录157条 . 查询时间(5.175 秒)
网格存在大变形时,传统的超限插值(TFI)动网格方法易于引起网格正交性问题。依据几何关系并考虑其插值特点,提出了一种带旋转修正的TFI动网格方法。对结构网格块进行分块,在子块角点间建立弹簧元,并基于弹簧类比法计算角点位移;子网格内部结点位移采用修正后的TFI动网格方法进行计算,从而形成具有弹簧-TFI混合特征的动网格新方法。以典型二维及三维黏性网格为例进行方法的有效性研究。结果表明,在显著大变形情...
针对小推力深空探测四维轨道优化设计，给出了一种组合优化算法，采用该算法基于二体模型进行了深空探测四维轨道全局优化。该组合优化算法由动态规划算法、静态参数优化算法与共轭梯度算法组成。动态规划算法和静态参数优化算法用以选择最优的发射窗口、返回窗口及相应的近似飞行轨道；基于该近似轨道方案，采用共轭梯度算法（解决两点边值问题）求解精确的最优轨道。通过大量的数值仿真计算，得到了航天器的全局最优飞行轨道，及相...
一维连续体的释放和回收过程由时变的动力学方程描述。将一维连续体离散为有限单元,建立其时变自由度的高维离散动力学模型。通过重新划分单元,重置系统质量、阻尼和刚度矩阵,以及位移和荷载向量,并基于改进的有限差分法,提出了一维连续体释放和回收过程的一种构形计算方法。以柔性索的面内运动为例,计算了其释放和回收过程的动力学构形,实现了一维连续体释放和回收过程的动力学模拟。
根据地效飞行器（WIG）的特点确定了3类地效飞行器的任务剖面，分析其与一般飞行器任务剖面和相关性能的异同点以及重量估算方法的适用度。通过现有地效飞行器数据和资料的整理，研究其起飞重量与空机重量以及其他各项参数的统计关系。比照一般飞行器重量估算的燃油系数法，确定地效飞行器各任务阶段的燃油系数及其相关计算过程中选择参数的修正。通过数据分析计算起飞重量和空机重量估算中的线性回归值，形成适用于各类地效飞行...
基于7杆闭环机构提出一种新型四棱锥单元，其可作为一种基本可展机构单元，组合成大型可展机构。利用机构学方法研究，分析了单元机构的自由度、运动学和奇异性，给出了单元组合方法并基于四棱锥单元机构设计了一平板式可展开收拢机构，最后计算了机构的伸缩比。分析结果表明，这种单元机构组合方便简单，组合后的机构自由度为1，便于机构的展开收拢控制。当机构完全展开时，由于其奇异特性，机构有较好的力学性能。利用这种单元可...
针对小型无人飞行器在执行任务时传感器测量精度低、受风场扰动影响大的问题，提出了一种利用矢量域与滑模控制相结合的复合控制方式，有效地实现了对小型无人飞行器的轨迹与航向的自适应跟踪。将复杂航迹分解为直线段与圆弧段分别构建矢量域，从而确定基于位置误差的航迹信息，并通过机载传感器获得状态和位置信息，利用滑模控制方法抑制风场扰动对小型无人飞行器的影响。试验结果表明，本文提出的控制算法能够保证阵风干扰情况下小...
将模拟退火算法(SAA)与具有交叉和高斯变异的人工鱼群算法(AFSA)相结合，提出了一种基于混合人工鱼群算法(HAFSA)的结构有限元模型修正方法；针对外编有限元模型修正程序直接嵌入Patran/Nastran软件存在困难的情况，设计了一种灵巧且方便的接口模块。以试验模型测试数据与有限元模型计算值的向量残差建立目标函数，在基本AFSA中引入交叉和高斯变异算子用于加快全局优化搜索速度，将目标函数优化...
低速冲击与集中准静态压痕(QSI)力对复合材料层合板所造成的损伤具有等效性。通过两类损伤方式对比试验，获得了冲击能量（或准静态压痕力）与层合板损伤面积、损伤宽度和凹坑深度3组对应关系。3组关系的对比分析表明，凹坑深度是表征损伤的最佳参数，因此将凹坑深度等效性公式能够很好地反映落锤冲击能量与准静态压痕力之间的关系，可为今后由集中准静态压痕试验代替落锤冲击试验提供理论支持作为损伤参数来建立落锤冲击损伤...
提出了一种直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制方法。分别设计了基于线性矩阵不等式（LMI）的鲁棒保性能控制的直升机四通道多变量控制器和涡轴发动机转速控制器;为了进一步提高发动机自由涡轮转速环的抗扰能力，结合自抗扰控制(ADRC)方法，构建了涡轴发动机转速鲁棒保性能控制+扭矩ADRC补偿的控制方案,充分利用了ADRC控制强的干扰补偿能力，避免了鲁棒设计方法的保守性。在UH-60直升机/涡轴发动机综...
分析和讨论3种典型载荷(单轴拉压、纯扭及90^\circ非比例)情况下的5组损伤控制参数, 提出了一种以临界面上最大剪切应力幅和最大法向应力的非线性组合作为损伤控制参数的多 轴高周疲劳寿命预测模型, 该模型考虑了平均应力对疲劳寿命的影响, 比现有的疲劳预测模 型具有更宽的金属材料适用范围. 两种不同类型材料下的多轴非比例试验的预测结果表明, 模型的预测结果与试验符合较好.
结构动力学模型修正的三步策略及其实践
三步策略 模型结构调整 参数修正 模型确认 灵敏度分析 GARTEUR19模型
2010/9/6
首先构建了由模型结构调整、模型参数修正以及模型确认组成的三步模型修正策略。该方法优于传统模型修正方法的是：在模型修正之初基于误差定位、灵敏度分析以及工程经验进行的模型结构调整可以给出一个适于参数修正的初始有限元模型，从而保证了模型修正的成功。然后，采用三步法针对国际上模型修正的标准考题——GARTEUR19结构动力学模型进行修正，详尽论述了模型结构调整、参数修正以及模型确认的过程，并将修正结果与国...
针对卫星的隔振要求，提出一种新型半主动整星隔振平台，采用磁流变(MR)阻尼器作为半主动作动器。为增加平台的横向转动刚度，提出一种套筒式防摇结构。建立新型整星隔振系统的详细有限元(FE)模型，对隔振系统进行基础随机激励下的响应分析和隔振平台的振级落差分析,并建立星箭系统的详细有限元模型，分析星箭结合后对整星隔振性能的影响情况，以及加入新型隔振平台后对火箭动态特性的影响。结果表明：新型整星隔振平台具有...
高雷诺数下的翼型绕流LBM数值模拟
格子Boltzmann方法 高雷诺数流动 非均匀 贴体网格 翼型
2010/9/7
采用格子Boltzmann方法（LBM）的二维9速度（D2Q9）模型和贴体网格，通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理，分别结合Baldwin-Lomax（B-L）湍流模型和Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究，两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好，相比之下，采用S-A模型能更好地...
将机翼颤振问题对应的气动伺服弹性系统动态，看做沿飞行轨迹或特定飞行动作的若干模型的连续切换，引入切换系统描述其包线内的动态特性。进而，基于多Lyapunov函数方法和模型参考自适应控制(MRAC)理论，提出一种机翼颤振鲁棒自适应切换控制方案。该方案允许不同速度设计点的模型及对应控制器进行快速切换，以全面覆盖飞行包线内的系统动态，获得良好的机翼颤振主动抑制效果，有效规避自适应控制需?问郝浠娜毕...