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文檔簡介
1、高高空、長航時無人機因其廣泛應(yīng)用前景正成為國內(nèi)外的研究熱點,這類飛機普遍具有大展弦比機翼的特點,對于大展弦比機翼,在飛行載荷作用下機翼會產(chǎn)生很大的彎扭變形,以至于常規(guī)的對線性系統(tǒng)求解方法中的小變形假設(shè)不再適用,這樣在分析中就必須考慮結(jié)構(gòu)因大變形導(dǎo)致的幾何關(guān)系和平衡關(guān)系的改變,在飛機的飛行中,氣動的非線性也是不可避免的,但對于高高空、長航時的無人機來講,飛行速度不是很高,故氣動非線性是可以忽略的,因此格羅斯曼準定常氣動力理論即可滿足理論分
2、析的要求。
本研究主要內(nèi)容包括:⑴建立了大展弦比機翼的非線性顫振分析模型,利用曲率理論并根據(jù)哈密爾頓原理推導(dǎo)了機翼結(jié)構(gòu)的幾何非線性運動微分方程,并對方程做了無量綱化處理;⑵由于非線性顫振是一種自激振動,故利用平均法求出了系統(tǒng)的一次近似解,求出了此時的顫振速度,并與利用Ruth-hurwiz準則求出的顫振速度加以對比。⑵對機翼非線性運動的無量綱化方程,首先通過規(guī)范型直接法的Maple計算程序,計算得到系統(tǒng)Hopf分岔的規(guī)范型
3、,選取氣流速度v作為分岔參數(shù),得到相應(yīng)的分岔圖,在某一大展弦比翼型參數(shù)下,該翼型將發(fā)生超臨界Hopf分岔,并改變此翼型的相關(guān)參數(shù),顫振類型可變化為亞臨界的Hopf分岔。最后利用數(shù)值模擬進行了驗證。⑷通過改變某一大展弦比翼型的相關(guān)參數(shù),定量的研究了不同參數(shù)下,參數(shù)對系統(tǒng)顫振的影響,并給出了展弦比、彎曲剛度與扭轉(zhuǎn)剛度比、非耦合頻率、線密度以及彎心至中心的距離等參數(shù)變化與顫振速度的關(guān)系曲線圖。本文從理論上和數(shù)值分析的基礎(chǔ)上對大展弦比機翼顫振系
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