【摘 要】
：
提出了一种新的有限元热应力求解方法用于集成式热防护系统热弹性特性分析.采用多变量有限元方法进行几何非线性单元列式,将温度的影响转化成热载荷进行静力学非线性有限元分析得到结构内部热应力.针对典型弹道,计算了在变热流密度情况下结构的热应力分布特性.根据载荷-位移曲线对结构的热屈曲特性进行了分析.验证算例表明,所提出的多变量有限元热应力计算方法与nastran计算结果相差在10％以内,该方法特别适用于板
论文部分内容阅读
提出了一种新的有限元热应力求解方法用于集成式热防护系统热弹性特性分析.采用多变量有限元方法进行几何非线性单元列式,将温度的影响转化成热载荷进行静力学非线性有限元分析得到结构内部热应力.针对典型弹道,计算了在变热流密度情况下结构的热应力分布特性.根据载荷-位移曲线对结构的热屈曲特性进行了分析.验证算例表明,所提出的多变量有限元热应力计算方法与nastran计算结果相差在10％以内,该方法特别适用于板、壳结构的热应力计算与分析.对于集成式热防护系统的热应力及热屈曲分析为后续研究其热气动弹性特性提供了基础.
其他文献
采用带预处理技术的Roe方法求解非定常可压缩N-S方程,对低雷诺数下NACA4415翼型上表面振动流场展开数值模拟.研究表明翼型上表面采用适当的参数振动,升阻力特性显著提高,时均化分离泡尺寸减小,分离区范围缩小,流动结构显著改善.在此基础上,文章详细探讨了翼型上表面振动频率对气动特性和流动结构的影响规律,激振频率在有效频率区间内可显著改善层流分离流动结构,提高升力系数与升阻比,初步分析表明翼型表面
基于流-固耦合分析的思路对不同初始攻角、不同振幅和不同Re数时NACA0012翼型的气动特性进行分析.利用基于分块迭代耦合(block-iterative coupling)的改进型网格控制算法,采用自有程序结合商用软件解决流-固耦合问题.计算了NACA0012翼型的气动导数,并与理论值进行比较.通过对计算结果和流场特性进行分析,描述了不同条件下NACA0012翼型气动特性的变化情况.分析结果表明
阵风载荷研究一直是气动弹性力学的一个重要方面.本文以某常规布局飞机为研究对象,采用“1-cosine”型离散阵风模型,计算比较飞机在不同后掠角角度下离散阵风载荷结果.研究发现,在9°到35°范围内该飞机后掠角取约25°时,阵风产生的翼尖加速度最小.后掠角变化对于飞机阵风载荷影响较大.
阵风减缓是弹性飞行器研究的重要方面,针对某大展弦比弹性无人机,通过耦合刚体模态俯仰控制回路提出了阵风减缓的控制方案,通过模型降阶设计得到一个低阶的输出反馈鲁棒控制律,结果显示对于离散突风翼尖加速度响应最大振幅减小21.8％,重心加速度响应最大振幅下降39％;对于连续阵风整个频带内阵风响应都得到有效控制,且在6.024Hz处翼尖过载响应振幅下降53％,重心过载响应振幅下降45％.
本文围绕弹性飞机进行滚转机动响应及载荷减缓控制分析.基于刚弹耦合理论和非定常气动力有理函数拟合,建立弹性飞机的状态空间方程,加入舵机系统及控制系统,得到闭环系统的状态空间方程;针对某小展弦比正常式布局飞机,建立结构有限元模型并划分气动网格,采用多控制面联合作动的控制方案,减缓滚转机动中飞机关键部位载荷.仿真结果表明,本文所提出的控制方案对载荷减缓是有效的.
飞机载荷计算是飞机设计流程中的重要环节,作为结构强度设计的初始数据输入,准确的飞行载荷关乎飞机结构减重设计的效果,与飞机的安全性、经济性密切相关.对于大型民用飞机而言,大展弦比柔性机翼的结构弹性变形会对气动载荷分布产生显著影响,因此,对刚体气动载荷进行准确的弹性修正至关重要.本文提供了一种根据风洞试验测压数据进行载荷弹性修正计算并选取飞机极限状态下关键载荷的方法，并得到以下结论：插值方式的选取对载
由于大变形几何非线性效应的影响,传统线性气动弹性的分析方法无法准确描述大展弦比机翼的阵风响应特性.本文采用非线性有限元与曲面非定常涡格法,对大展弦比机翼进行结构动力学分析与非定常气动力计算.建立了大展弦比机翼简谐阵风激励下的时域气动弹性响应进行非线性理论分析并与风洞试验进行对比.同时在大展弦比机翼的非线性静平衡位置进行线化,进行了机翼大变形的颤振分析.讨论在机翼在不同载荷静变形以及不同阵风激励下的
非线性控制环节如舵机限速、时间延迟和控制面间隙等会影响到飞行器的性能和安全,阵风减缓中需要根据传感器信号迅速偏转操纵面,研究这些非线性环节的影响是非常必要的.以往的文献在阵风建模计算中,将舵机考虑成三阶传递函数或者改写成状态空间形式,不能考虑限速、限幅;本文使用时域方法在Matlab/Simulink(R)中构建阵风仿真框架,给出了可以考虑限速、限幅以及控制面间隙的舵机模型.针对某风洞试验飞翼模型
本文以国外飞翼布局飞机为参考,从总体设计方案、模型有限元设计、结构详细设计、传感器布置等方面进行弹性飞机低速风洞模型的设计研究.通过风洞、加工厂、仿真计算几方面的协调确定最终的模型方案,并动手完成制作工作.最后得到了可以进行阵风减缓试验的风洞模型.
飞行器遭遇大气湍流等阵风作用将导致飞行器结构剧烈振动,影响旅客舒适度,严重的将导致结构破坏.CFD(Computational fluid dynamics)模拟目前广泛应用于飞行器气动分析、优化设计当中.如何将高精度的CFD模型应用于控制设计及阵风减缓中,在工程设计中具有重要意义.对此,本文从非线性流固耦合系统方程出发,通过对流固耦合系统微扰理论而建立考虑阵风影响的气动伺服弹性系统状态空间方程,