氣動彈性
- 基于修正活塞理論的壁板非線性熱氣動彈性分析
合，易引發(fā)熱氣動彈性穩(wěn)定性問題[1]。新型復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用，使得壁板結(jié)構(gòu)易出現(xiàn)極限環(huán)振蕩、混沌等復(fù)雜非線性熱氣動彈性響應(yīng)形式，影響飛行安全，亟需開展壁板結(jié)構(gòu)非線性熱氣動彈性分析方法研究[2-3]。大變形引起的幾何非線性和非定常氣動力的高效預(yù)示是非線性熱氣動彈性分析應(yīng)考慮的主要問題。壁板顫振、超聲速顫振和熱顫振廣泛采用簡單、高效的活塞理論預(yù)示非定常氣動力[4-8]，活塞理論也在應(yīng)用中不斷改進(jìn)和發(fā)展[9]，先后提出了Van Dyke活塞理論[10]、當(dāng)?shù)亓骰?/div>
強(qiáng)度與環(huán)境 2022年5期2022-12-02
- 民用飛機(jī)大變形靜氣動彈性載荷設(shè)計
，傳統(tǒng)的線性氣動彈性分析手段無法滿足要求，對此類大變形的柔性飛機(jī)不能進(jìn)行準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)動力學(xué)描述和氣動力建模，由此提出了大變形幾何非線性[3-4]氣動彈性載荷設(shè)計技術(shù)。本文通過研究結(jié)構(gòu)幾何非線性效應(yīng)以及曲面氣動力效應(yīng)[5]對靜氣動彈性載荷的影響，詳細(xì)分析了民用飛機(jī)考慮非線性效應(yīng)的彈性載荷分布特性，通過比較線性與非線性彈性載荷的差異，表明了在對大柔性飛機(jī)進(jìn)行靜氣動彈性載荷分析時，必須同時考慮結(jié)構(gòu)非線性和氣動力非線性。1 計算方法在進(jìn)行工程分析時，線性靜氣動彈性載機(jī)械設(shè)計與制造工程 2022年10期2022-11-11
- 翼面熱靜氣動彈性的流固熱交錯迭代耦合分析*
引言翼面的靜氣動彈性是飛行器設(shè)計必須考慮的問題，它涉及到氣動力與結(jié)構(gòu)彈性變形之間的耦合。隨著飛行器速度越來越快，氣動加熱引起翼面結(jié)構(gòu)溫度升高［1-3］，導(dǎo)致翼面結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化［4-5］，并由此提出了熱靜氣動彈性的問題，熱靜氣動彈性的研究對高超聲速飛行器的設(shè)計至關(guān)重要。最早的高超聲速翼面熱靜氣動彈性分析方法假設(shè)翼面結(jié)構(gòu)具有均勻的溫度場分布，分析不同溫度下的翼面熱剛度，并在此熱剛度下進(jìn)行翼面的靜氣動彈性分析。隨著氣動熱分析技術(shù)研究的深入，一些學(xué)者采用以Eck振動、測試與診斷 2022年5期2022-11-04
- 翼型氣動彈性系統(tǒng)的三種狀態(tài)方程的等價性*
大量關(guān)于翼型氣動彈性響應(yīng)預(yù)測和分析的研究［1-3］。作用在機(jī)翼上的亞音速來流，通常采用Theodorsen理論來進(jìn)行氣動力建模［4-5］。在該理論中，升力和俯仰力矩系數(shù)均由卷積積分建立［6］。由于系統(tǒng)方程同時包含微分和積分算子，因此使用數(shù)值方法直接求解是相當(dāng)困難的［6］。并且從計算的角度來看，求解積分方程比解微分方程困難得多。眾所周知，通過Newmark-β法等時程積分方法［7-8］，可以方便地模擬僅包含微分算子的狀態(tài)空間模型。但倘若同時存在積分項，此類振- 民機(jī)概念設(shè)計階段的氣動彈性優(yōu)化設(shè)計*
040）引言氣動彈性是研究飛行器在相對氣流中、氣動力和彈性力相互作用下的力學(xué)行為的一門學(xué)科，在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計過程中占有相當(dāng)重要的地位［1］.考慮氣動彈性問題時，主要是設(shè)計合理、可行的剛度分布，因此剛度設(shè)計成為結(jié)構(gòu)設(shè)計的首要任務(wù)，也是后續(xù)設(shè)計的重要依據(jù).飛機(jī)設(shè)計過程中，常常需要進(jìn)行結(jié)構(gòu)再設(shè)計，以滿足氣動彈性穩(wěn)定性要求［2］.以往，飛機(jī)的氣動設(shè)計和結(jié)構(gòu)設(shè)計都是串行開展的，通常采用剛性飛機(jī)進(jìn)行氣動外形初始設(shè)計，然后根據(jù)氣動外形進(jìn)行載荷和結(jié)構(gòu)設(shè)計.這種傳統(tǒng)的設(shè)計方法動力學(xué)與控制學(xué)報 2021年6期2022-01-06
- 間隙非線性氣動彈性系統(tǒng)顫振及控制問題研究進(jìn)展
松間隙非線性氣動彈性系統(tǒng)顫振及控制問題研究進(jìn)展李家旭1田瑋2谷迎松2(1 陜西飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）公司設(shè)計院，漢中，723213；2 西北工業(yè)大學(xué)結(jié)構(gòu)動力學(xué)與控制研究所，西安，710072)含有間隙結(jié)構(gòu)的氣動彈性系統(tǒng)非線性顫振問題是飛行器氣動彈性力學(xué)工程領(lǐng)域的研究熱點和難點。根據(jù)目前現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計及更大機(jī)動性能的發(fā)展趨勢，非線性顫振問題日益突出，直接關(guān)系到飛行器的安全與性能。因此綜述了近幾十年來帶間隙非線性的非線性氣動彈性力學(xué)模型、非線性系統(tǒng)辨識及非強(qiáng)度與環(huán)境 2021年4期2021-12-31
- 變后掠翼的參變氣動彈性建模與分析1)
，固定翼下的氣動彈性系統(tǒng)建模已經(jīng)成熟，ZAERO 軟件和NASTRAN 中的氣動彈性分析模塊均可對固定翼飛行器進(jìn)行顫振速度的計算和動態(tài)響應(yīng)分析.而在可變后掠機(jī)翼的氣動彈性建模和分析方面的研究較少.飛行器在變體過程中，系統(tǒng)的動力學(xué)特性隨著變體控制參數(shù)的變化而變化，相應(yīng)的氣動彈性方程本質(zhì)上是隨參數(shù)時變的.對于參數(shù)慢變情形，可采用時間凍結(jié)法，獲得某一變體參數(shù)下的氣動彈性模型.在變體飛機(jī)方面，Zhao 和Hu[4]和Huang 等[5]提出了一種利用子結(jié)構(gòu)綜合和偶力學(xué)學(xué)報 2021年11期2021-12-21
- 基于流形切空間插值的折疊翼參數(shù)化氣動彈性建模1)
參數(shù)的參數(shù)化氣動彈性模型,在全參數(shù)空間內(nèi)實現(xiàn)氣動彈性力學(xué)行為的高效、高精度預(yù)測,是變體飛行器研制過程中亟待解決的動力學(xué)問題.當(dāng)前變體飛行器動力學(xué)建模研究可分為兩大類:一類是多剛體動力學(xué)模型(如Newton-Euler 方法[6-8]、Lagrange 方法[9-10]、Kane 方法[11-13]等);另一類是柔性體動力學(xué)模型(如浮動坐標(biāo)法[14]、絕對節(jié)點坐標(biāo)法[15-16]等).相較于多剛體動力學(xué)模型,柔性體動力學(xué)模型更加貼近工程實際狀況且能夠應(yīng)用于折力學(xué)學(xué)報 2021年4期2021-05-30
- 大攻角失速下翼型非線性顫振速度計算分析
展弦比機(jī)翼的氣動彈性穩(wěn)定性進(jìn)行了研究[6]。航天航空領(lǐng)域和船舶與海洋工程領(lǐng)域中,失速問題對飛行器的機(jī)翼、水下航行器的控制舵和高速船舶的水翼等舵面結(jié)構(gòu)的設(shè)計和使用產(chǎn)生重大的影響。尤其在失速狀態(tài)下,機(jī)翼、舵葉可能發(fā)生非線性顫振,進(jìn)而會導(dǎo)致機(jī)翼、舵葉結(jié)構(gòu)發(fā)生持續(xù)的振動,誘發(fā)結(jié)構(gòu)疲勞損傷。因而,對于失速下的顫振分析是十分必要的。通過對翼型顫振進(jìn)行時域分析,可以有效預(yù)測翼型顫振速度,并且直觀展現(xiàn)氣動彈性響應(yīng)。對于建立在非定常力氣動模型基礎(chǔ)上的氣動彈性問題的研究是于2南京理工大學(xué)學(xué)報 2021年1期2021-03-09
- 基于降階模型的翼型顫振主動抑制研究
CSD)建立氣動彈性分析系統(tǒng)求解顫振，但在跨聲速時該方法的預(yù)測精度大幅下降。而基于計算流體動力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)耦合計算結(jié)構(gòu)動力學(xué)的高精度氣動彈性分析方法迅速發(fā)展，成為研究人員分析與改善跨聲速顫振問題時的首選。但是，基于CFD/CSD的高精度氣動彈性時域分析方法計算效率低下，嚴(yán)重制約著其在工程中的應(yīng)用，而基于系統(tǒng)辨識的降階模型(Reduce-order Model, ROM)是解決這一問題的主要方法之一。西安航空學(xué)院學(xué)報 2020年1期2020-06-01
- 機(jī)翼氣動彈性的研究綜述
要：機(jī)翼的氣動彈性直接關(guān)系著飛行的安全與穩(wěn)定，有關(guān)氣動彈性的研究對于提高飛機(jī)的性能十分重要，國內(nèi)外的專家學(xué)者為此做了大量的研究工作。本文對國內(nèi)外機(jī)翼氣動彈性的研究工作從結(jié)構(gòu)模型、氣動力模型、分析方法等方面進(jìn)行了簡單的總結(jié)和評述，特別是關(guān)于機(jī)翼顫振方面的研究，并提出了未來分析機(jī)翼氣動彈性可能的發(fā)展方向和一種新思路。關(guān)鍵詞：機(jī)翼? 氣動彈性? 性能? 顫振中圖分類號：V211? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A? ?科技創(chuàng)新導(dǎo)報 2020年20期2020-03-02
- 試述大型飛機(jī)設(shè)計中的氣動彈性關(guān)鍵技術(shù)
理出大型飛機(jī)氣動彈性設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)，并進(jìn)行深入研究。關(guān)鍵詞 大型飛機(jī);設(shè)計;氣動彈性;關(guān)鍵技術(shù)氣動彈性直接關(guān)系飛機(jī)的飛行安全，一旦發(fā)生氣動彈性失穩(wěn)，通常會導(dǎo)致災(zāi)難性的后果，因此，需要通過嚴(yán)謹(jǐn)細(xì)致的計算分析和大量可靠的相關(guān)試驗來確保飛機(jī)的氣動彈性滿足要求。1翼面剛度指標(biāo)設(shè)計技術(shù)剛度是決定翼面在一定載荷作用下變形情況的關(guān)鍵因素，而翼面變形情況又影響翼面的載荷分布，同時直接影響操縱面的操縱效率和反效速度，也直接影響著飛機(jī)的總體性能。因此，翼面剛度在飛機(jī)設(shè)計中具有舉科學(xué)與信息化 2019年30期2019-10-21
- 試析無人機(jī)氣動彈性與控制
摘 ?要：氣動彈性是航天領(lǐng)域的一個重要概念，早在上世紀(jì)初期飛機(jī)誕生時，人們就發(fā)現(xiàn)了機(jī)翼的氣動彈性問題。如果不能有效控制氣動彈性，將可能導(dǎo)致機(jī)翼折斷等嚴(yán)重后果。對于無人控制的飛行器來說，控制氣動彈性的難度更大?；诖?，本文就針對無人機(jī)的氣動彈性問題展開研究，在闡述其分類和特征的基礎(chǔ)上，針對氣動彈性的控制展開探討，希望能為相關(guān)人士提供些許參考。關(guān)鍵詞：無人機(jī);氣動彈性;飛行事故中圖分類號：V211.47;V279 ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：2096-現(xiàn)代信息科技 2019年16期2019-09-10
- 基于全解析法的氣動彈性剪裁方法研究與軟件實現(xiàn)*
形式，這使得氣動彈性問題更為突出。為了解決大型飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼這種涉及多學(xué)科耦合的氣動彈性問題，常常需要引入氣動彈性剪裁技術(shù)對設(shè)計方案進(jìn)行綜合和折中。國內(nèi)外很多學(xué)者對復(fù)合材料機(jī)翼的氣動彈性剪裁進(jìn)行了研究，分別對復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計［2～6］。但是目前大多數(shù)氣動彈性剪裁設(shè)計只考慮了蒙皮的厚度為設(shè)計變量，并沒有引入鋪層比例、鋪層順序等設(shè)計變量，沒有充分利用復(fù)合材料的性能。并且，氣動彈性剪裁時常常需要考慮顫振、發(fā)散、固有頻率、變形、強(qiáng)度、載荷等各種約束條件艦船電子工程 2019年6期2019-07-08
- 基于共旋有限元格式的非線性連接翼氣動彈性響應(yīng)分析
在機(jī)翼結(jié)構(gòu)的氣動彈性問題上，連接翼有別于傳統(tǒng)的單翼布局機(jī)翼。LIVNE總結(jié)了2001年之前關(guān)于連接翼結(jié)構(gòu)氣動彈性研究的現(xiàn)狀和面臨的挑戰(zhàn)，指出在進(jìn)行連接翼氣動彈性分析時必須考慮機(jī)翼的屈曲和氣動彈性之間的耦合情況，并且屈曲是比顫振影響更大的失穩(wěn)模式[2]。WEISSHAAR等研究了連接翼結(jié)構(gòu)的體自由度顫振問題，認(rèn)為體自由度顫振受機(jī)翼后掠角和飛行器質(zhì)心位置的影響較大，應(yīng)該在設(shè)計中予以考慮[3]。LEE等采用分段線性方法研究了時域下考慮屈曲影響的連接翼非線性氣動彈空天防御 2019年2期2019-04-26
- 基于氣動彈性的風(fēng)力機(jī)葉片氣動與結(jié)構(gòu)性能研究★
斷增大，忽略氣動彈性效應(yīng)將使其性能偏離原設(shè)計值，甚至產(chǎn)生破壞[2]。因此，研究氣動彈性問題對大型葉片的設(shè)計具有重要意義。許多學(xué)者已展開了相關(guān)研究工作[1-6]，但側(cè)重點大多偏向于氣動性能分析，鮮有同時對結(jié)構(gòu)性能進(jìn)行研究的報道。本文提出一種基于動量葉素理論與有限元法相結(jié)合的方法，對某1.5 MW葉片進(jìn)行考慮氣動彈性效應(yīng)的氣動與結(jié)構(gòu)性能研究。1 葉片氣動與結(jié)構(gòu)性能計算模型1.1 葉片氣動性能計算模型采用動量葉素理論計算載荷與葉片氣動性能。作用在長度為dr的葉素山西建筑 2019年9期2019-04-12
- 基于隨機(jī)森林算法的非定常氣動力建模研究
降階模型，是氣動彈性力學(xué)研究的重要組成部分和關(guān)鍵技術(shù)之一?；贑FD技術(shù)的氣動彈性分析對氣體流動的刻畫越細(xì)致，則氣動彈性系統(tǒng)的維數(shù)就越高，從而導(dǎo)致氣動彈性模擬計算時間耗費巨大，特別是涉及氣動彈性優(yōu)化問題時，有時能達(dá)到難以接受的地步。因此，發(fā)展非定常氣動力降階模型ROM（Reduced Order Model）已成為一個熱門的研究領(lǐng)域?；跉鈩恿惦A模型的氣動彈性分析，可以快速求解該氣動彈性系統(tǒng)對任意輸入的響應(yīng)，僅需利用CFD求解器求解給定狀態(tài)下流場的輸入輸計算力學(xué)學(xué)報 2018年6期2019-01-09
- 高超聲速飛行器氣動彈性的近期進(jìn)展與發(fā)展展望
質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計和氣動彈性方面將面臨巨大的技術(shù)壓力。1 高超聲速氣動彈性計算方法近期研究進(jìn)展近十幾年來，針對高超聲速熱氣動彈性的研究有了長足進(jìn)步，國內(nèi)外眾多學(xué)者都對其進(jìn)行了總結(jié)分析。McNamara[2]對2011年以前國外熱氣動彈性的發(fā)展、現(xiàn)狀和未來進(jìn)行了詳細(xì)的總結(jié)和介紹。楊超[3-4]綜述了高超聲速熱氣動彈性以及氣動伺服彈性的進(jìn)展，提出了高超聲速飛行器在氣動彈性領(lǐng)域需要解決和關(guān)注的若干問題。陳剛[5]全面系統(tǒng)地介紹了非定常流場降階模型的國內(nèi)外研究進(jìn)展。Gup空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年6期2018-12-09
- 無人機(jī)氣動彈性與控制綜述
50003)氣動彈性力學(xué)問題在航空航天技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展初期就已經(jīng)出現(xiàn)。早在1903年Langley進(jìn)行他的“空中旅行者”號有動力飛機(jī)試飛時就出現(xiàn)了機(jī)翼氣動彈性發(fā)散問題[1]，導(dǎo)致了機(jī)翼折斷。第一次世界大戰(zhàn)中，德國戰(zhàn)機(jī)AlbatrosD-III和FokkerD-VIII也由于氣動彈性發(fā)散而發(fā)生了致命的破壞。20世紀(jì)50年代初期，隨著飛行器進(jìn)入超音速范圍，新出現(xiàn)的氣動彈性問題引起了諸多學(xué)者的關(guān)注和深入研究，從而使用氣動彈性力學(xué)開始快速發(fā)展，并形成了一門獨立的學(xué)科兵器裝備工程學(xué)報 2018年11期2018-12-04
- 大展弦比柔性機(jī)翼氣動彈性分析中的氣動力方法研究進(jìn)展
類新的非線性氣動彈性問題開始受到關(guān)注，即大柔性飛行器的大變形幾何非線性氣動彈性問題。采用輕質(zhì)材料的大展弦比機(jī)翼是該問題的主要研究對象，其力學(xué)本質(zhì)在于結(jié)構(gòu)求解中的小變形假設(shè)不再適用，結(jié)構(gòu)受力變形后的平衡態(tài)相對未變形的結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)明顯的幾何差異，結(jié)構(gòu)的承載和變形狀態(tài)引起的幾何非線性因素使得結(jié)構(gòu)靜、動特性發(fā)生改變，并且改變靜、動氣動彈性耦合關(guān)系，從而使氣動彈性的研究及應(yīng)用面臨新的挑戰(zhàn)。幾何非線性氣動彈性的研究從理論方面與一般氣動彈性力學(xué)主要有以下區(qū)別：其一為結(jié)構(gòu)幾何空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年6期2018-12-03
- 超大規(guī)模氣動彈性數(shù)值模擬軟件研制(2017)
的軟件基礎(chǔ)，氣動彈性問題的數(shù)值模擬屬于典型的多學(xué)科耦合數(shù)值模擬問題。始于2010年、由AIAA組織的DPW(Drag Prediction Workshop)系列會議已經(jīng)成功舉辦了六屆，其主要目的是評估現(xiàn)代CFD技術(shù)模擬運輸機(jī)高速構(gòu)型的阻力預(yù)測能力，為CFD技術(shù)下一步的發(fā)展提出建議和意見。為考核現(xiàn)有流固耦合軟件的數(shù)值模擬能力，2016年6月召開的第六屆DPW組委會將CRM(Common Research Model)翼身組合體模型的流固耦合數(shù)值模擬(Cas空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年6期2018-12-03
- 轉(zhuǎn)速對小展弦比壓氣機(jī)葉片靜氣動彈性的影響
同作用下的靜氣動彈性變形問題越來越突出。隨著級負(fù)荷的進(jìn)一步提高，葉型幾何形狀細(xì)微差別都將使得壓氣機(jī)工作偏離理想設(shè)計工況，非設(shè)計工況甚至引起葉片的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和疲勞壽命問題。因此，研究小展弦比壓氣機(jī)葉片不同工作轉(zhuǎn)速下的靜氣動彈性問題，對于高性能渦扇發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)設(shè)計十分重要。壓氣機(jī)葉片工作過程中因承受氣動力、離心力和非均勻溫度載荷，導(dǎo)致葉片產(chǎn)生一定的靜氣動彈性變形，從而影響葉片氣動性能。國內(nèi)外學(xué)者對此開展了大量的研究工作。Mahajan等[3]分析了GE公司E3發(fā)燃?xì)鉁u輪試驗與研究 2018年4期2018-09-19
- 多級壓氣機(jī)氣動彈性不穩(wěn)定性計算方法綜述
（Vibration UTC,Mechanical Engineering，Imperial College London,London,UK）0 IntroductionUnsteady turbulent high-speed compressible flows often give rise to complex aeroelasticity phenomena by influencing the dynamic behaviour of str風(fēng)機(jī)技術(shù) 2018年2期2018-06-22
- 基于CFD/CSD方法的跨聲速靜氣動彈性數(shù)值模擬應(yīng)用研究
聲速范圍內(nèi)靜氣動彈性造成的飛機(jī)升力損失最大，使焦點前移最甚[2]。隨著氣動彈性計算技術(shù)的進(jìn)步，近年來國內(nèi)外在這方面已經(jīng)開展了大量的研究工作。70年代，基于線化位流理論發(fā)展起來的面元法開始廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的氣動彈性計算，現(xiàn)在采用該方法的NASTRAN等商業(yè)軟件仍被許多工程單位廣泛使用[3]。1974年，Ballhaus與Steger提出了一種二維全隱式有限差分格式構(gòu)造方法，這個方法導(dǎo)致了第一個專業(yè)氣動彈性計算軟件LTRANS的誕生。80年代初期，跨聲速小擾動方空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年1期2018-03-09
- 大展弦比機(jī)翼跨聲速靜氣動彈性風(fēng)洞試驗
機(jī)翼跨聲速靜氣動彈性風(fēng)洞試驗郭洪濤1,2,*,陳德華1,呂彬彬2,余 立2,祖孝勇2(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川 綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000)基于靜氣動彈性風(fēng)洞試驗研究了某翼身組合體的跨聲速靜氣動彈性效應(yīng)。試驗結(jié)果表明：在設(shè)計巡航點，靜氣動彈性對大展弦比超臨界機(jī)翼的氣動特性影響明顯，可使機(jī)翼的升力系數(shù)降低21%、升阻比增加8%、焦點前移約1%bA；在超空氣動力學(xué)學(xué)報 2017年6期2017-12-25
- 低速流場中柔性懸臂板的后顫振響應(yīng)
個新的非線性氣動彈性模型,對低速流場中柔性懸臂板的后顫振響應(yīng)特性進(jìn)行了分析。建模中考慮了結(jié)構(gòu)幾何非線性、氣動力非線性以及兩者之間的強(qiáng)耦合效應(yīng)。通過實驗數(shù)據(jù)對所建立的氣動彈性模型進(jìn)行了驗證。發(fā)現(xiàn)在低速流場中柔性懸臂板可能會以周期加倍的方式進(jìn)入混沌運動。結(jié)構(gòu)幾何非線性效應(yīng)和翼尖渦引起的非定常氣動力效應(yīng)對柔性懸臂板的結(jié)構(gòu)響應(yīng)有顯著影響，而尾渦變形引起的非定常氣動力對結(jié)構(gòu)運動的影響較小。還研究了不同耦合算法的差異，給出了小展弦比大柔性結(jié)構(gòu)非線性氣動彈性數(shù)值仿真時耦航空學(xué)報 2017年3期2017-11-20
- 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼研究進(jìn)展
而導(dǎo)致機(jī)翼的氣動彈性非線性.大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的設(shè)計分析方法與傳統(tǒng)機(jī)翼有很大不同.為研究大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的進(jìn)展，并預(yù)測其未來可能的發(fā)展方向，對現(xiàn)有大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼設(shè)計、分析、試驗方法進(jìn)行分析總結(jié).首先，對大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計方法、結(jié)構(gòu)分析方法進(jìn)行了介紹；然后，介紹了兩類用于大展弦比機(jī)翼的氣動力分析方法：基于片條理論和二元非定常氣動力相結(jié)合的氣動力分析方法以及考慮展向流動效應(yīng)的三維氣動力分析方法，重點總結(jié)了復(fù)合材料大展弦比機(jī)翼靜氣動彈性、動哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2017年10期2017-11-08
- TRIP軟件的靜氣動彈性計算模塊開發(fā)及精度驗證
IP軟件的靜氣動彈性計算模塊開發(fā)及精度驗證孫 巖1,2, 黃 勇2, 王運濤2,*, 孟德虹2, 王 昊2(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)在結(jié)構(gòu)網(wǎng)格流場求解軟件TRIP基礎(chǔ)上，發(fā)展了一套靜氣動彈性計算模塊。首先簡要介紹了靜氣動彈性計算模塊總體架構(gòu)、構(gòu)成單元和耦合策略，然后詳細(xì)介紹了構(gòu)成單元中采用的一些數(shù)值計算方法。最空氣動力學(xué)學(xué)報 2017年5期2017-11-01
- 轉(zhuǎn)捩位置對全動舵面熱氣動彈性的影響1)
對全動舵面熱氣動彈性的影響1)劉成2)葉正寅 葉坤(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072)高超聲速附面層的轉(zhuǎn)捩預(yù)測一直是流體力學(xué)研究中的難點，轉(zhuǎn)捩前后物面的摩擦系數(shù)和傳熱系數(shù)會發(fā)生改變，轉(zhuǎn)捩位置的不同會影響到飛行器表面熱環(huán)境，進(jìn)而使得飛行器的氣動彈性特性發(fā)生顯著變化.鑒于高超聲速附面層轉(zhuǎn)捩預(yù)測的不確定性，本文分析了轉(zhuǎn)捩位置對高超聲速全動舵面熱氣動彈性的影響.首先分別用層流模型和湍流模型求解N-S方程,得到氣動熱環(huán)境，并對氣動熱進(jìn)行參數(shù)化；然后在不同轉(zhuǎn)捩位力學(xué)學(xué)報 2017年4期2017-08-12
- 大長細(xì)比導(dǎo)彈的氣動彈性降階模型1)
長細(xì)比導(dǎo)彈的氣動彈性降階模型1)楊執(zhí)鈞?黃 銳?劉豪杰?趙永輝?胡海巖?,2)王 樂??(南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點實驗室，南京210016)?(中國運載火箭技術(shù)研究院，北京100076)對于大長細(xì)比導(dǎo)彈，需要在設(shè)計階段準(zhǔn)確計算氣動彈性/氣動伺服彈性，但其復(fù)雜的氣動力給計算帶來困難，因此氣動力降階模型是突破大長細(xì)比導(dǎo)彈跨音速氣動彈性分析與控制瓶頸的關(guān)鍵技術(shù).雖然氣動力模型降階方法已在預(yù)測二維機(jī)翼結(jié)構(gòu)的氣動彈性方面取得重要進(jìn)展，但幾乎未見關(guān)于力學(xué)學(xué)報 2017年3期2017-07-03
- 考慮大變形的大展弦比機(jī)翼氣動彈性優(yōu)化設(shè)計
大展弦比機(jī)翼氣動彈性優(yōu)化設(shè)計王斐1， 李秋彥1， 謝長川2， 孟楊2(1.成都飛機(jī)設(shè)計研究所， 成都610091；2.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京100191)針對大展弦比機(jī)翼飛機(jī)自身特點，在結(jié)構(gòu)大變形情況下，將彈性力學(xué)幾何非線性理論引入到大柔性飛行器的氣動彈性力學(xué)分析中，建立完整的幾何非線性氣動彈性分析方法框架。該方法主要包含兩方面：結(jié)構(gòu)非線性剛度和曲面氣動力的計算。結(jié)合優(yōu)化設(shè)計，為了提高優(yōu)化設(shè)計效率，針對迭代過程進(jìn)行有效簡化?；贗SIG四川輕化工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版) 2017年2期2017-04-27
- 飛翼無人機(jī)靜氣彈參數(shù)分析及操縱效率計算
式無人機(jī)的靜氣動彈性參數(shù)響應(yīng)及不同舵面的操縱效率。首先通過氣動結(jié)構(gòu)松耦合技術(shù)研究了飛翼無人機(jī)靜氣動彈性響應(yīng)，對比分析剛性與彈性氣動特，分析高度、馬赫數(shù)、迎角及側(cè)滑角對靜氣動彈性的影響；其次研究單一舵面偏轉(zhuǎn)與組合舵面偏轉(zhuǎn)的靜氣彈性，并分析結(jié)構(gòu)幾何非線性對靜氣動彈性的影響；然后分析阻力方向舵開裂角對靜氣彈的影響；最后計算不同馬赫數(shù)不同舵面的操縱效率。研究表明迎角增大位移幅值也增大，不同高度位移響應(yīng)頻率形式是一樣的，側(cè)滑角對無人機(jī)半模靜氣動彈性響應(yīng)并沒有影響；開西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2016年5期2016-11-18
- 具有結(jié)構(gòu)非線性的折疊機(jī)翼氣動彈性分析
性的折疊機(jī)翼氣動彈性分析倪迎鴿， 侯赤， 萬小朋， 趙美英(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安710072)分析了具有鉸鏈間隙的折疊機(jī)翼的非線性氣動彈性響應(yīng)。首先采用模態(tài)綜合法建立了折疊機(jī)翼的結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型，其次基于偶極子非定常空氣動力模型，由最小狀態(tài)法有理函數(shù)近似獲得了時域下氣動力近似表達(dá)式，最后通過Runge-Kutta法獲得了時域的氣動彈性響應(yīng)。分析表明：由于鉸鏈處間隙的存在改變了折疊機(jī)翼氣動彈性性能，使得結(jié)構(gòu)在一定的速度范圍內(nèi)產(chǎn)生極限環(huán)運動，但是內(nèi)外鉸鏈振動與沖擊 2016年18期2016-10-18
- 某支線飛機(jī)概念設(shè)計階段機(jī)翼氣動彈性設(shè)計
設(shè)計階段機(jī)翼氣動彈性設(shè)計張旭，岳良明，王斌(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 第二研究所，北京100074)在飛機(jī)的總體方案概念設(shè)計階段，需要對飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)行氣動彈性設(shè)計，以避免在后期設(shè)計中，因氣動彈性問題而對設(shè)計方案進(jìn)行較大更改。以某支線飛機(jī)的總體方案論證為背景，研究并歸納該飛機(jī)概念設(shè)計階段氣動彈性設(shè)計與分析的理論基礎(chǔ)和計算方法，建立機(jī)翼的梁架式模型，初步設(shè)計模型剛度與質(zhì)量分布，并進(jìn)行機(jī)翼的靜氣動彈性響應(yīng)與載荷分析、振動特性及顫振特性分析。結(jié)果表明：該支線飛機(jī)機(jī)航空工程進(jìn)展 2016年3期2016-10-09
- 高速柔性飛行器耦合動力學(xué)研究進(jìn)展
,氣動加熱、氣動彈性與飛行動力學(xué)間的相互耦合效應(yīng)更加顯著的情況,綜述了高速柔性飛行器耦合動力學(xué)的研究現(xiàn)狀與進(jìn)展,包括彈性變形引起的非定常氣動力的主要計算方法、受熱結(jié)構(gòu)氣動彈性分析、氣動彈性與飛行耦合動力學(xué)分析等。最后,提出了高速柔性飛行器耦合動力學(xué)研究中需要進(jìn)一步關(guān)注的方向及問題。關(guān)鍵詞:氣動彈性; 非定常氣動力; 氣動加熱; 飛行動力學(xué); 超聲速0引言飛行器在飛行過程中,除了有大范圍空間剛體運動之外,還有小幅度彈性變形振動。傳統(tǒng)飛行器設(shè)計根據(jù)需要一般分別飛行力學(xué) 2016年3期2016-07-01
- 飛機(jī)氣動彈性和載荷引論 第2版
本書是飛機(jī)氣動彈性和載荷引論的第2版，對飛機(jī)氣動彈性和載荷的主要原理做了更新的全面介紹和重大修訂，對涉及有限元和負(fù)載材料的章節(jié)做了更新和重組，并對涉及到MATLAB和Simulink模型的部分提供了包含解決方案手冊的網(wǎng)站鏈接。這本書由振動、空氣動力學(xué)、載荷和控制的基本知識開始，然后引入簡化模型來說明柔性飛機(jī)的氣動彈性行為和飛機(jī)響應(yīng)和負(fù)載，最后說明了如何滿足氣動彈性和載荷的工業(yè)認(rèn)證要求。本書共分3部分，25章：第一部分 背景材料，含第1-6章：1.第一自由度國外科技新書評介 2016年9期2016-05-14
- 考慮氣動彈性的風(fēng)力機(jī)葉片外形優(yōu)化設(shè)計
44)?考慮氣動彈性的風(fēng)力機(jī)葉片外形優(yōu)化設(shè)計李松林，陳進(jìn)，郭小鋒，孫振業(yè)(重慶大學(xué) 機(jī)械傳動國家重點實驗室，重慶 400044)摘要：針對氣動彈性對風(fēng)力機(jī)性能的影響，引入葉片受載時的扭轉(zhuǎn)角，建立了考慮氣動彈性的風(fēng)力機(jī)空氣動力學(xué)模型。在此基礎(chǔ)上，提出了以額定風(fēng)速下風(fēng)能利用系數(shù)為目標(biāo)的優(yōu)化模型，優(yōu)化模型中將葉片的弦長和扭角分布作為設(shè)計變量，并考慮了氣動彈性對風(fēng)力機(jī)葉片性能的影響，以850 kW風(fēng)力機(jī)葉片作為參考葉片,運用改進(jìn)的遺傳算法對其進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，結(jié)果表明哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報 2016年3期2016-04-25
- 空間再入飛行器熱氣動彈性數(shù)值研究進(jìn)展
再入飛行器熱氣動彈性數(shù)值研究進(jìn)展張章 黃偉 唐明章 王偉志（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）熱氣動彈性分析關(guān)系到空間再入飛行器的氣動性能、結(jié)構(gòu)安全和振動特性。文章對空間再入飛行器熱氣動彈性研究的數(shù)值方法和研究進(jìn)展進(jìn)行了回顧；總結(jié)了熱氣動彈性數(shù)值的模擬內(nèi)容、氣/ 固/熱多物理場耦合方法和高超聲速氣動力、氣動熱求解方法等方面研究的典型成果與特點；比較了單向耦合分層求解方法與雙向耦合方法在熱氣動彈性分析方面的優(yōu)缺點，指出氣動力、氣動熱的工程計算方法和降階航天返回與遙感 2016年1期2016-02-21
- 大長細(xì)比飛行器整彈顫振性能分析*
度。關(guān)鍵詞:氣動彈性;顫振;大長細(xì)比;干擾0引言顫振是飛行器設(shè)計與分析中極為重要的氣動彈性動穩(wěn)定性問題,對非定常氣動力的計算是顫振計算的重要工作之一。舵片、彈翼和彈身組合布局型式的飛行器各部件間存在復(fù)雜的氣動干擾,如升力面之間的氣動力干擾、彈身對升力面的影響、氣流經(jīng)過升力面后的阻滯作用、舵片尾渦對彈翼的下洗等[1]。工程中往往對顫振計算模型進(jìn)行大量簡化,更多地關(guān)注升力面的顫振,只考慮孤立部件,忽略干擾,這可能帶來一些問題。大長細(xì)比導(dǎo)彈彈體本身的彎曲剛度相對彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2015年3期2015-12-26
- 低音速氣動彈性機(jī)翼的主動控制
3）近年來，氣動彈性控制系統(tǒng)已經(jīng)成為了一個重要的研究課題[1]，并取得了許多的成果。一系列的論文考慮單輸入單輸出氣動彈性控制問題[2]，即副翼偏轉(zhuǎn)用來控制俯仰角，同時浮沉位移不需要控制而漸近穩(wěn)定；或者是用它來控制浮沉位移，同時俯仰角自行漸近穩(wěn)定。而后，一些學(xué)者研究基于反饋線性化理論的氣動彈性的控制[3-6]，然而，氣動彈性系統(tǒng)是相當(dāng)復(fù)雜的系統(tǒng)，它的精確模型是非常難以制定的，所以通常帶有一定的誤差。文中介紹了以滑?？刂坪鸵种贫墩竦哪：刂葡嘟Y(jié)合的控制器，并有電子設(shè)計工程 2015年16期2015-06-08
- 基于近似慣性流形的非線性壁板熱氣動彈性響應(yīng)降階方法
非線性壁板熱氣動彈性響應(yīng)降階方法康 偉1，唐 楊1，徐 敏1，張家忠2（1.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072；2.西安交通大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，西安 710049）基于近似慣性流形理論提出一種用于高溫環(huán)境下的二維壁板熱氣動彈性響應(yīng)分析的降階方法。其主要思想是將壁板振動方程的解分解為高低階模態(tài)之和，并利用近似慣性流形理論建立高低階模態(tài)之間的耦合關(guān)系，用低階模態(tài)來表示高階模態(tài)的影響。通過與傳統(tǒng)的伽遼金法比較，結(jié)果表明所提方法可以在不明顯損失解的精度的振動與沖擊 2015年21期2015-05-24
- 改進(jìn)的動彈網(wǎng)格方法在航空氣彈計算中的應(yīng)用
10065)氣動彈性是現(xiàn)代航空氣動力計算中一個突出的問題。主要研究基于Delaunay圖映射方法的動彈網(wǎng)格的歐拉方程CFD計算及其在航空標(biāo)模M6機(jī)翼上的靜氣動彈性應(yīng)用。以Delaunay圖映射方法為基礎(chǔ)，針對三維非結(jié)構(gòu)運動網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行了研究、開發(fā)和改進(jìn)，同時利用計算流體力學(xué)的方法, 開發(fā)了一套適用性較好的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格歐拉方程流場求解器，進(jìn)一步通過流固耦合的力學(xué)方法，對航空標(biāo)模M6機(jī)翼的靜氣動彈性問題進(jìn)行了研究和分析，給出了CFD并行計算的設(shè)計方法及算例。De機(jī)械設(shè)計與制造工程 2015年3期2015-04-16
- 保形動網(wǎng)格策略在CFD/CSD耦合中的應(yīng)用
%。關(guān)鍵詞：氣動彈性;保形;網(wǎng)格變形;有限元方法CFD/CSD耦合;操縱面在氣動彈性和流固耦合這類問題的分析中,由于結(jié)構(gòu)外形在外部氣動力的作用下發(fā)生了變形,這就需要采用某種方法根據(jù)結(jié)構(gòu)表面的變形使氣動網(wǎng)格中的空間節(jié)點做出相應(yīng)調(diào)整,即所謂的動網(wǎng)格方法[1]。如何提高動網(wǎng)格方法的計算效率和通用性正是目前研究的熱點。在動網(wǎng)格領(lǐng)域,常用的方法有無限插值法(TFI)和徑向基函數(shù)法(RBF)。傳統(tǒng)的TFI方法一般僅能用于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,但計算效率高,能夠支持中等程度的變形西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2015年5期2015-02-22
- 折疊機(jī)翼的參數(shù)化氣動彈性建模與顫振分析
機(jī)翼的參數(shù)化氣動彈性建模與顫振分析倪迎鴿, 侯赤, 萬小朋, 趙美英(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安710072)摘要：針對折疊機(jī)翼的特點建立了顫振分析的參數(shù)化氣動彈性模型。參數(shù)化的結(jié)構(gòu)模型基于模態(tài)綜合法實現(xiàn);參數(shù)化的氣動力模型采用偶極子網(wǎng)格法建立;并且闡述了基于Gram矩陣范數(shù)對于氣動彈性系統(tǒng)顫振邊界的預(yù)測方法。以折疊機(jī)翼完全展開和完全折疊構(gòu)型為例,將文中方法獲得的顫振邊界與特征值法獲得的結(jié)果進(jìn)行了對比,驗證了該方法的正確性。通過對不同折疊角度下的西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2015年5期2015-02-22
- 考慮幾何非線性效應(yīng)的大展弦比機(jī)翼氣動彈性分析
設(shè)的常規(guī)線性氣動彈性分析方法不再適用。大展弦比機(jī)翼氣動彈性分析須考慮結(jié)構(gòu)大變形導(dǎo)致的幾何非線性效應(yīng)。Kim等[1]通過采用跨音速小擾動理論與大變形梁理論耦合分析大展弦比機(jī)翼幾何非線性顫振特性，較好預(yù)測顫振邊界。Dowell[2]對陣風(fēng)響應(yīng)下大展弦比機(jī)翼氣動彈性特性進(jìn)行理論分析與風(fēng)洞實驗研究，認(rèn)為陣風(fēng)載荷較小時幾何非線性對垂向、扭轉(zhuǎn)響應(yīng)影響較小。Patil等[3]通過研究大展弦比機(jī)翼靜/動氣動彈性特性，認(rèn)為大變形幾何非線性對大展弦比機(jī)翼靜/動氣動彈性特性有重振動與沖擊 2014年16期2014-09-08
- RBF徑向基函數(shù)與Delaunay圖映射技術(shù)在飛行器型架外形設(shè)計中應(yīng)用研究
引 言飛機(jī)氣動彈性特性研究傳統(tǒng)上劃為靜氣動彈性和顫振特性研究兩個獨立部分［1－2］。靜氣動彈性特性計算求解過程往往采用靜變形和定常氣動力的交替迭代計算，最后得出發(fā)散速度或特定飛行條件下的機(jī)翼靜變形。傳統(tǒng)的飛行器設(shè)計主要是針對型架外形設(shè)計。然而在飛行器經(jīng)過氣動彈性變形之后，巡航狀態(tài)氣動性能與設(shè)計性能存在一定的區(qū)別。而對于民用客機(jī)來講首先進(jìn)行巡航外形設(shè)計，通過靜氣動彈性計算、修正得到型架外形，從而保證型架外形在巡航狀態(tài)飛行時，在氣動彈性作用下氣動外形與性能能空氣動力學(xué)學(xué)報 2014年3期2014-04-06
- 大展弦比機(jī)翼幾何非線性氣動彈性響應(yīng)分析
顯著，非線性氣動彈性分析技術(shù)成為研究該類結(jié)構(gòu)氣動彈性問題的有效工具。在幾何非線性氣動彈性問題的研究方面，Tang和Dowell[1]以線性化的方法對簡化的梁模型進(jìn)行非線性顫振分析，結(jié)果與實驗值吻合良好，表明該方法可以較好的預(yù)估顫振發(fā)生時的速度。謝長川、楊超[2，3]等人借助動力學(xué)線化的方式，對大展弦比機(jī)翼展開氣動彈性穩(wěn)定性分析，與線性分析結(jié)果對比表明，由于幾何非線性的影響，線性顫振計算方法不能準(zhǔn)確地預(yù)測臨界顫振速度。除采取分步線化方法實現(xiàn)非線性氣動彈性分析鹽城工學(xué)院學(xué)報（自然科學(xué)版） 2014年1期2014-03-25
- 基于CFD/CSD方法的亞音速平板結(jié)構(gòu)氣動彈性分析*
音速平板結(jié)構(gòu)氣動彈性分析*諶勝1劉春川2李鳳明1?(1．哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，哈爾濱 1 50001)(2．哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，哈爾濱 1 50001)采用CFD/CSD雙向流固耦合算法研究平板結(jié)構(gòu)的氣動彈性耦合特性．首先，采用CFD/CSD算法計算平板結(jié)構(gòu)的顫振臨界速度，并與已有文獻(xiàn)中的實驗結(jié)果進(jìn)行比較驗證．然后，分別對簡支和固支邊界條件的三維平板結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動彈性特性分析，計算不同約束情況下流場分布的變化和平板結(jié)構(gòu)的位移響應(yīng)．同時還考慮加肋和結(jié)構(gòu)材動力學(xué)與控制學(xué)報 2013年4期2013-09-17
- 銳邊突風(fēng)對大展弦比機(jī)翼的氣動彈性響應(yīng)影響
的特點，因此氣動彈性的動穩(wěn)定性和動力響應(yīng)問題變得日益突出［1］。氣動彈性動穩(wěn)定性主要研究顫振問題，動力響應(yīng)主要討論氣動彈性系統(tǒng)在突風(fēng)作用下引起的氣動彈性響應(yīng)問題。文獻(xiàn)［2］以二元機(jī)翼為對象，利用Jones氣動力近似方法建立了氣動彈性響應(yīng)模型，研究了銳邊突風(fēng)對系統(tǒng)氣動彈性響應(yīng)的影響。文獻(xiàn)［3］以大展弦比均勻直機(jī)翼為對象，求解一階扭轉(zhuǎn)和一階彎曲情況下系統(tǒng)的顫振速度，利用準(zhǔn)定常氣動力模型研究了銳邊突風(fēng)二元機(jī)翼以及直機(jī)翼的氣動彈性響應(yīng)影響。本文將以大展弦比均勻直機(jī)飛行力學(xué) 2012年6期2012-07-25
- 考慮氣動彈性的風(fēng)力機(jī)葉片性能分析
發(fā)展，葉片的氣動彈性問題日益引起關(guān)注。目前國內(nèi)外已有的風(fēng)力機(jī)葉片氣動設(shè)計方法和軟件大都是假設(shè)葉片為剛性體，即在不考慮葉片彈性變形的前提下，通過改變?nèi)~片的翼型、弦長和扭轉(zhuǎn)角沿展向的分布來設(shè)計滿足一定氣動特性要求的葉片外形。然而，由于真實葉片并不是剛性的，在實際的運轉(zhuǎn)狀態(tài)下，必然產(chǎn)生彈性變形。對于大型風(fēng)力機(jī)葉片，由于設(shè)計功率成倍增加，所受載荷大幅提高，受制于重量與體積，結(jié)構(gòu)更為細(xì)長。剛度降低會產(chǎn)生較大的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，導(dǎo)致葉片在實際運轉(zhuǎn)中氣動外形與設(shè)計外形產(chǎn)生空氣動力學(xué)學(xué)報 2011年3期2011-04-07
- 為中國飛機(jī)制造插上雙翼——專訪中國氣動彈性力學(xué)專家管德院士
——專訪中國氣動彈性力學(xué)專家管德院士文／ 朱梅梅“在逆境中不放棄追求，不能有個風(fēng)吹草動就改變初衷。做任何事得不怕困難，得學(xué)會堅持?！薄艿虑把裕阂环葜粮邿o上的榮譽(yù)，一份如履薄冰的責(zé)任，他在自己的專業(yè)領(lǐng)域辛勤的耕耘，他用不平凡的人生經(jīng)歷折射出智慧的光芒……管德（1932.6.9－）飛機(jī)氣動彈性力學(xué)專家，北京市人。高級工程師、教授、博士生導(dǎo)師、中國工程院院士。1952年9月畢業(yè)于清華大學(xué)航空工程學(xué)院。曾任沈陽飛機(jī)設(shè)計所副所長，沈陽飛機(jī)制造公司副總經(jīng)理、總工程科學(xué)中國人 2010年6期2010-11-06
- 飛機(jī)與動彈性領(lǐng)域的耕耘者
內(nèi)外有關(guān)飛機(jī)氣動彈性技術(shù)文獻(xiàn)的目錄。早期的筆記，頁面已經(jīng)泛黃，但蒼勁的字跡清晰如昔。50年間，不管人事變遷，職務(wù)調(diào)動，管德堅持記載而不輟，確實難能可貴。他說，飛機(jī)氣動彈性專業(yè)是他畢生從事的事業(yè)，他與它形影不離。氣動彈性是研究空氣動力對彈性體影響的學(xué)科，是在飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域中相當(dāng)重要的專業(yè)。在飛機(jī)設(shè)計中經(jīng)常遇到靜態(tài)、動態(tài)氣動彈性問題。靜態(tài)氣動彈性如變形發(fā)散，是飛機(jī)在外部空氣動力載荷作用下引起的變形擴(kuò)大；動態(tài)氣動彈性問題就更為復(fù)雜，它包括顫振、抖振、嗡鳴、動力響應(yīng)航空知識 2001年5期2001-06-12
- 民用飛機(jī)大變形靜氣動彈性載荷設(shè)計