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飞行论文范文 关于飞行相关大学毕业论文范文2万字

《关于固定翼飞机飞行动力学与振动特性仿真》

本文是有关飞行大学毕业论文范文和动力学和固定翼和振动特性仿真有关毕业论文格式范文.

[摘 要]文章首先对飞机力学环境进行了简单的介绍,其次分析了固定翼飞机动力学特性仿真,最后展开了对固定翼飞机振动特性仿真的研究,希望为相关工作人员提供一定的参考价值.

[关键词]固定翼飞机;飞行动力学;振动特性;仿真

中图分类号:J62.5 文献标识码:A 文章编号:1009-914X(2019)04-0238-01

引言

随着现代航空航天技术的日益进步,目前飞行器的类别、结构形式和功能沿着多样化与系统化的方向飞速发展,在诸多类型的飞行器中,固定翼飞机因其鲜明的结构特点,是普及率较高,实现功能较多的一种,适用范围较大,用途极为广泛.因此,评估飞机的安全性能、检验不同领域下既定任务的完成效果等课题一直受到重视.

1飞机力学环境

1.1作用在飞机上的气动力

气动力方向与飞行速度方向有关,它可沿气流坐标系分解为三个分量,分别表示为阻力X、升力Y和侧向力Z.实验分析表明,空气动力的大小与来流的动压q和飞机的特征面积S有关.因此,气动力可以在气流坐标系中表示成如下形式:

式中Cx、Cy和Cz是无量纲的气动力系数,分别称为阻力系数、升力系数和侧向力系数.

1.2作用在飞机上的气动力矩

气动力矩影响飞机的飞行姿态,它可沿机体坐标系分解为三个分量,分别表示为滚转力矩Mx、偏航力矩从和俯仰力矩MZ.气动力矩的大小除了与动压和特征面积有关外,还与特征长度有关,它在机体坐标系中可以表示成如下形式:

式中,Lc和Lz分别为侧向特征长度和纵向特征长度,mx,my,和mz为无量纲的气动力矩系数,分别称为滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数.

1.3发动机推力

推力P是飞机飞行的动力,表示在机体坐标系中.推力的大小受到多种因素的影响,主要包括马赫数Ma,飞行高度y,攻角a和油门开度等.在实际飞行中,它还受到驾驶员个人因素的影响.发动机模型复杂,研究内容宽泛.根据动力学仿真中对推力的惯常处理方法,可根据上述几项主要影响因素对推力进行配平计算.重力在地面坐标系中表示为G等于mg,与上述这些力共同作用,构成了固定翼飞机飞行过程中的力学环境.

2固定翼飞机动力学特性仿真

2.1气动系数计算

为了获取相对准确的飞机主要气动系数,本文综合考虑飞机的真实飞行过程以及各种飞行动力学参数对飞机气动特性的影响,选取影响程度较大的参数,计算固定翼飞机的主要气动系数.考虑到计算机运算性能和气动数据准确性等问题,在计算时假设机翼的安装角为0°并忽略安装误差,以飞机攻角α、马赫数Ma等主要影响参数为基础,采用计算流体力学有限元分析软件进行固定翼飞机气动特性计算.根据计算结果分析整理,将升力系数、阻力系数等固定翼飞机的主要气动系数表示成多个在若干因素影响下的关于马赫数和攻角的二维表格形式,以便用于固定翼飞机飞行动力学模型仿真中的气动力计算环节.现将在气动系数的主要影响参数侧滑角β与升降舵偏角δe均为0°时,飞机的升力系数二维表和阻力系数二维表列出以作示意.

2.2数值求解算法

为获得固定翼飞机的动力学仿真结果,在方程组建立和气动系数计算工作完成之后,需对方程组进行求解,但是在一般的飞行器动力学问题中,描述飞行器运动的微分方程无法获得精确的解析解,因此,需要在给定的初始条件下,用数值求解方法对微分方程组进行求解.微分方程的数值求解方法是飞行仿真技术的核心,针对己经建立的固定翼飞机动力学模型,采用恰当的数值求解算法是获取更为准确的仿真结果的重要途径.飞机的数学模型实际是一个形如

其中,状态矢量 由仿真中的各个动力学参数构成,且所有参数的变化均以时间t为自变量,数值求解的具体措施即求解在离散化的自变量 下对应的各参数 的值.文章选择标准四阶Runge-Kutta法对方程组进行求解.Runge-Kutta法是微分方程求解的常用方法,其计算公式为:

3固定翼飞机振动特性仿真

文章采用ANSYS软件对固定翼飞机的自由模态进行仿真计算与分析.在ANSYS中,选用BlockLanczos求解法计算全机模态.Lanczo:法的本质是选取适当的初始迭代Lanczos向量,建立三项递推關系式,构造一个三对角矩阵,再求解该矩阵特征值的问题.

固定翼飞机实际上是一个无限自由度的系统,但在有限元计算中,需要将系统离散化.因此一般采用模态截断法,在计算模态时只提取系统在一定范围内的低频模态,既能降低计算规模,减少工作量,又能达到基本掌握结构固有属性的目的.文章据此选择求解飞机前40阶模态.固定翼飞机在飞行过程中,通常承受发动机载荷和气动载荷的作用,并无位移约束,因此针对固定翼飞机的模态分析属于自由模态分析,在求解获得飞机模态的结果中,前6阶模态为无约束自由系统的刚性运动产生献刚性模态,固有频率为.或接近为0,应当略去,然后提取不为0的前40阶模态作为计算结果.

通过计算全机机体结构的模态可以知道,固定翼飞机前10阶模态的固有频率分布在4~20Hz的范围内,其中每一阶模态的固有频率都表示一个特定的激励频率.如果固定翼飞机的外载荷输入频率与其中某一频率相接近时,就会使得飞机的频响函数出现峰值,进而导致机身剧烈振动,严重时还会产生共振,影响结构稳定性,还将导致疲劳破坏.因此,在飞机的实际应用中,应该尽量避免外载荷输入的频率接近这些固有频率.

在对飞机的模态属性进行研究时,不但包括固有频率,还包括模态振型.振型是在不同固有频率下系统各位置的相对变形量的集合,分析模态振型对于研究固定翼飞机的振动特性具有重要意义.固定翼飞机机翼和尾翼与机身相比,结构扁平细长,刚度相对较低,因此,从总体上看,全机在低阶模态下的结构形变主要发生在机翼和尾翼处.

结束语

总的来说,固定翼飞机具有十分广泛的用途,要想保障飞机安全运行,就需要相关工作人员对飞机设计阶段加以重视,通过采取仿真等手段来对飞机的真实飞行状态进行模拟,以实现对飞机安全性能的有效评估,降低危险发生的概率,提高飞机安全性能与工作效率.

参考文献

[1]宁雷.固定翼飞机飞行动力学及振动特性仿真研究[D].哈尔滨工程大学,2016.

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