第一章 单自由度系统 1.1 总结求单自由度系统固有频率的方法和步骤。 单自由度系统固有频率求法有：牛顿第二定律法、动量距定理法、拉格朗日方程法和能量守恒定理法。 1、 牛顿第二定律法 适用范围：所有的单自由度系统的振动。 解题步骤：（1） 对系统进行受力分析,得到系统所受的合力； （2） 利用牛顿第二定律∑=F x m && ,得到系统的运动微分方程； （3） 求解该方程所对应的特征方程的特征根，得到该系统的固有频率。 2、 动量距定理法 适用范围：绕定轴转动的单自由度系统的振动。 解题步骤：（1） 对系统进行受力分析和动量距分析； （2） 利用动量距定理J ∑=M θ &&,得到系统的运动微分方程； （3） 求解该方程所对应的特征方程的特征根，得到该系统的固有频率。 3、 拉格朗日方程法： 适用范围：所有的单自由度系统的振动。 解题步骤：（1）设系统的广义坐标为θ，写出系统对于坐标θ的动能T 和势能U 的表达式；进一步写求出拉格朗日函数的表达式：L=T-U ； （2）由格朗日方程 θθ ??- ???L L dt )(&=0，得到系统的运动微分方程； （3） 求解该方程所对应的特征方程的特征根，得到该系统的固有频率。 4、 能量守恒定理法 适用范围：所有无阻尼的单自由度保守系统的振动。 解题步骤：（1）对系统进行运动分析、选广义坐标、写出在该坐标下系统的动能T 和势能U 的表达式；进一步写出机械能守恒定理的表达式 T+U=Const （2）将能量守恒定理T+U=Const 对时间求导得零,即 0) (=+dt U T d ，进一步得到系统的运动微分方程； （3） 求解该方程所对应的特征方程的特征根，得到该系统的固有频率。 1.2 叙述用衰减法求单自由度系统阻尼比的方法和步骤。 用衰减法求单自由度系统阻尼比的方法有两个：衰减曲线法和共振法。 方法一：衰减曲线法。 求解步骤：（1）利用试验测得单自由度系统的衰减振动曲线，并测得周期和相邻波峰和波谷的幅值i A 、1+i A 。 （2）由对数衰减率定义 )ln( 1 +=i i A A δ， 进一步推导有 2 12ζ πζδ-= ，
第42卷第11期 2008年11月 上海交通大学学报 JOU RN AL O F SH AN G HA I JIA OT O N G U N IV ERSIT Y Vol.42No.11 Nov.2008 收稿日期:2007 10 08 基金项目:国家自然科学基金资助项目(10772113);高等学校博士学科点专项科研基金资助项目(20040248013) 作者简介:洪嘉振(1944 ),男,浙江宁波市人,教授,博士生导师,研究方向:多体系统动力学与控制.电话(T el.):021 ********; E mail:jzhong@s https://www.doczj.com/doc/4f17252723.html,. 文章编号:1006 2467(2008)11 1922 05 刚柔耦合动力学的建模方法 洪嘉振, 刘铸永 (上海交通大学工程力学系,上海200240) 摘 要:对柔性多体系统动力学研究的若干阶段和研究现状进行回顾,对已有的刚柔耦合动力学建模方法进行总结.为了对已有的建模方法进行评价,提出了5项指标:科学性、通用性、识别性、兼容性和高效性,指出现有的建模方法尚无法满足工程实际应用的需要,应研究满足全部评价指标的刚柔耦合动力学建模方法.文中对今后柔性多体系统刚柔耦合动力学的几个研究方向进行展望,包括理论建模、计算方法和试验研究等方面. 关键词:刚柔耦合系统;动力学;建模方法;评价指标中图分类号:O 313 文献标识码:A Modeling Methods of Rigid Flexible Coupling Dynamics H ON G J ia z hen, L I U Zhu y ong (Department of Engineering M echanics,Shanghai Jiaotong Univ er sity,Shanghai 200240,China)Abstract:A brief review about several phases and present status o f flexible multi bo dy dynamics w as given and the ex isting m odeling m ethods o f r ig id flex ible coupling dynam ics w ere sum marized.Five indexes,in cluding scientific index,g eneral index,identifiable index,compatible index and efficient index ,w ere pro posed to evaluate the ex isted mo deling methods.It show s that the ex isted m odeling metho ds can no t satis fy the actual needs of eng ineer ing application and new modeling m ethod w hich satisfies all the evaluating index es should be inv estig ated.T he r esearch tar gets including modeling theor y,com putational methods and exper im ents w er e sugg ested for the rigid flexible co upling dynamics o f the flex ible multi body sys tems. Key words:rigid flex ible coupling sy stem s;dy nam ics;mo deling methods;evaluating index 柔性多体系统是指由多个刚体或柔性体通过一定方式相互连接构成的复杂系统,是多刚体系统动力学的自然延伸.考虑刚柔耦合效应的柔性多体系统动力学称之为刚柔耦合系统动力学,主要研究柔性体的变形与其大范围空间运动之间的相互作用或相互耦合,以及这种耦合所导致的动力学效应.这种耦合的相互作用是柔性多体系统动力学的本质特 征,使其动力学模型不仅区别于多刚体系统动力学,也区别于结构动力学.因此,柔性多体系统动力学是 与经典动力学、连续介质力学、现代控制理论及计算机技术紧密相联的一门新兴交叉学科[1 3],它对高技术、工业现代化和国防技术的发展具有重要的应用价值. 根据力学的基本原理,基于不同的建模方法,得
手把手教你CATIA绘制模型飞机 说起CATIA的名字，对于很多模友来讲可能有些陌生。但如果提起法国达索公司，所有爱好飞机的人一定会觉得如雷贯耳。达索公司不仅因为其“幻影”系列战斗机和“隼”系列公务机在航空业界叱咤风云，其开发的CATIA工业设计软件更是成为目前风靡世界飞机设计软件领域的绝对老大。从波音新一代737（A01）到洛克希德马丁的F-35，以及中国国产的歼10、枭龙，都是在其平台上完成的图纸绘制工作。与传统CAD软件相比，其具有参数化设计功能，设计人员的每一步操作都会被记录下来。当对设计产品的某一个尺寸进行改动时，可以直接通过修改设计过程中的参数而得到。不需要再将所有步骤推倒重来。与其他三维设计软件相比，CATIA绝对领先的曲面设计功能，在一个熟练的设计人员手里，能够绘制出任何“你能想象得到”的曲面外形。不同于3DMAX等美术软件的曲面功能，CATIA能够绘制出完全解析的外形曲面——也就是说，CATIA 生成的曲面可以经过无数倍的放大，而仍然保持表面的绝对光滑。 CATIA已经成为世界飞机设计领域的通用技术标准，此外在汽车制造、造船及其他机械设计领域也得到了更加广泛的应用。对于航模设计而言，虽然没有真实飞机设计中许多复杂繁琐的要求，可能3DMAX就能基本满足一般用户的需要。但是，CATIA能够大大节省绘图的时间，特别是在模型细节修改调整中显著降低劳动量。因此，学习一下CATIA对于每一个喜欢航模设计的人来说，绝对是大有意义的。 相对于传统学习CATIA的书来说，我们这里更强调实用性，忽略掉一些在航模设计中很难遇到的东西，也不再一条一条学习软件中的每个命令。在绘制模型的每一个步骤中，我们用到哪儿学到哪儿。 由简入繁，我们先从设计一个兼具一点向真机性质的上单翼练习机开始做起。 螽斯A的设计
FBFr 第十章 10-5 试确定图示各体系的动力自由度，忽略弹性杆自身的质量。 (a) (b) EI 1=∞ EI m y ? 分布质量的刚度为无穷大，由广义坐标法可知，体系仅有两个振动自由度y ，?。 (c) (d) 在集中质量处施加刚性链杆以限制质量运动体系。有四个自由度。 10-8 图示结构横梁具有无限刚性和均布质量m ，B 处有一弹性支座（刚度系数为k ），C 处有一阻尼器（阻尼系数为c ），梁上受三角形分布动力荷载作用，试用不同的方法建立体系的运动方程。 解：1）刚度法 该体系仅有一个自由度。 可设A 截面转角a 为坐标顺时针为正，此时作用于分布质量m 上的惯性力呈三角形分布。其 端部集度为.. ml a 。 取A 点隔离体，A 结点力矩为： (3) 121233 I M m l a l l mal =???= 由动力荷载引起的力矩为： ()()2121 233 t t q l l q l ??= 由弹性恢复力所引起的弯矩为：.21 33 la k l c al ? ?+ 根据A 结点力矩平衡条件0I p s M M M ++=可得： () 3 (322) 1393 t q l ka m a l l c a l ++= 整理得：() . .. 33t q ka c a m a l l l ++= 2）力法 . c α 解：取AC 杆转角为坐标，设在平衡位置附近发生虚位移α。根据几何关系，虚 功方程为：() (20111) 0333 l t q l l k l l l c m x xdx ααααααα-?-?-?=? 则同样有：() . .. 33t q ka c a m a l l l + +=。 10-9 图示结构AD 和DF 杆具有无限刚性和均布质量m ，A 处转动弹簧铰的刚度系数为k θ，C 、E 处弹簧的刚度系数为k ，B 处阻尼器的阻尼系数为 c ，试建立体系自由振动时的运动方程。
５０国外油田工程第２６卷第１期（２０１０．１） 触变性模型的结构动力学研究 编译：侯磊（中国石油大学（北京）城市油气输配技术北京市重点实验室） 杨卫红（中国石油管道公司秦京输油气分公司） 审校：崔秀国（中国石油天然气股份有限公司管道分公司科技中心） 摘要结构动力学模型通常描述非弹性悬浮介质触变物系的流动行为，总应力分为 与结构有关的弹性应力和黏性应力。结构参 数动力学方程考虑剪切对结构裂降和建立的 影响效应以及布朗运动对结构建立的影响效 应，还考虑絮凝物的松弛和形变。动力学方 程和松弛方程都考虑时间常数的分布。采用 客观的参数估算法，通过实验数据将该模型 与文献中列出的２个代表性模型进行比较。 用剪切率突变引起的应力变化数据验证模 型。通过稳态和非稳态初始条件下的应力阶 跃实验评估模型预测弹性和黏性两部分应力 的准确性。 关键词触变性模型模型评价絮凝悬浮 ＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００２—６４１Ｘ．２０１０．０１．０１４１引言 许多弱絮凝物系具有触变性，这意味着当剪切率突然增加时，黏度随时间逐渐降低，这种时间效应是可逆的，即当剪切率随后减小时黏度随时间升高。Ｍｅｗｉｓ和Ｂａｒｎｅｓ等学者对此进行了大量研究。触变性物系的时间效应与微观结构的裂降和建立有关。对触变性物系，应力松弛和第一法向应力差等黏弹性通常不明显。由于触变物系中的微观结构具有广泛性和复杂性，与微观结构模型相比，结构动力学模型更适于用作通常的触变模型。结构动力学模型方面的文献较多，但是模型评价仅局限于两种情况，一种是适用潜力的定性分析，另一种是通过有限的数据验证，在目前所查文献中极少有对模型的定量评价。近年来，有研究成果显示现有结构动力学模型也存在一定不足，本文提出一种新的结构动力学模型克服这些问题，该模型通过一系列剪切率突变引起的应力瞬变实验来评价，考虑了结构的破坏和恢复。 ２实验材料和方法 ２．１实验材料 使用两种不同的触变物系验证所建立的结构动力学模型。第１种物系是将熏硅颗粒分散在精炼石蜡油和低分子量聚异丁烯混合液中而成，所有的实验数据都是针对包含２．９％（体积分数）熏硅颗粒的悬浮液得到的，这些颗粒分散在由石蜡油和２７．５％（体积分数）聚异丁烯组成的牛顿体溶液中，悬浮液在２０℃时的黏度为０．６５Ｐａ?ｓ。第２种物系是将由３．２３％（体积分数）的碳黑颗粒分散在未加工的石脑油（２０℃黏度为１．４１Ｐａ?ｓ）中而成。这两种分散物系的流变数据都是在均匀流条件下获得的。 ２．２实验方法 通过控制应变流变仪测得２０℃时的稳态流动性质和应力变化。对熏硅分散物系，使用半径为２５ｍｍ、角度为０．０４ｒａｄ的钛锥板；对碳黑分散物系，使用半径为２０ｍｍ、角度为０．０４ｒａｄ的塑料锥板。通过取消过滤器和在扭矩连接器上加装８位数据采集卡来获取瞬时数据。 ３模型的建立 考虑一维结构动力学模型，剪切应力盯包括颗粒应力盯。和介质应力盯。： 盯（Ａ，ｙ）＝盯。（Ａ，ｊ，）＋ｄ。（，）（１）式中，ｊ，为剪切率；叉为结构参数，取值范围是ｏ～１；颗粒应力ｃｒｐ包括弹性应力盯；和黏性应力口ｉ５。 口（Ａ，ｊ，）＝盯；（Ａ，ｊ，）＋盯；“（Ａ，≯）＋仃。（夕）（２）对弹性应力ｄ：，用１个Ｍｕｊｕｍｂａｒ模型中的Ｈｏｏｋ弹簧来表示其受力机制；介质应力口。与介质黏度刀。成正比；颗粒黏性应力仃：：ｉ３由两部分构成：第１部分应力来源于结构完全破坏时的黏度舳和介质，黏度呀。的差，第２部分应力来源于可变结构的黏度增量粕。即使在稀释的触变性物系中，高剪切黏度弘也远大于介质黏度＇７。。因此，认为高剪切黏度与介质黏度是不同的。因此，式（２）变为： 万方数据
我的玩具飞机 第一篇：制作F22飞机模型［100字］程天增 假期里，老爸给我布置了一个作业，依据小F22飞机模型，制作一架放大3。5倍的飞机模型——这太棒了，我喜欢极了！ 计算图稿 放大3。5倍的F22模型 首先我买了一块长90ｃｍ×６０ｃｍ的ＫＴ板，再将小的F22模型画到A4纸上，标注清楚机头、机身、机翼、机尾等各个部件的尺寸，然后将所有尺寸放大3。5后的数据对应记录下来。在计算过程中，要十分仔细，我在乘3。5的过程中因为进位与退位的原因，将等腰梯形状机翼的高算错了。再将所有数据经妈妈复核没有错后，就可以在ＫＴ板上将放大了3。5倍的F22战机画出来。 最后仔细切割、组装、固定、美工，经过一周的工作，放大了3。5倍的F22模型就制作完成了。 第二篇：超“牛”战斗机［100字］裘贝特 在22世纪，日常。军事用品都大面积升级改造，战斗机也不例外。 这一架战斗机，全长11米，在所有飞机中（除客机）它算是一个大家伙了。 它在外壳上左右两边分别有6个黑洞洞，它是来干什么的呢？原来，在每个黑洞洞上都有一门火炮，是用来自身防卫的。在机翼上，分别有五台重机枪和三枚导弹，用来在战斗中攻击敌人的。在机头下面有一个主力武器——一台激光炮，它是用来打大型运输机和反恐坦克的，综合战斗力达到了现在战斗力的十倍。 它可以上天入地，有一个小型客机的机油发东机。在机舱内部，分为两层，第一层是驾驶舱。指挥室和油箱。第二层是给六名机组人员睡觉吃饭的地方和运输舱。 回到现在，我要努力读书，以后发明这一种超“牛”战斗机。 第三篇：我和爸爸开模型飞机［100字］项麒鸣 今天是个阳光明媚的好天气，爸爸决定带我出去好好玩玩。于是我带上去年暑假在香港买的遥控模型飞机去世纪广场飞个痛快！ 我乘着爸爸的车来到了世纪广场。一看，令我大吃一惊，这里竟然像一个足球场那么大！我连忙拿出我的飞机准备起飞。当我打开遥控开关的一瞬间，只听见“轰”的一声，飞机立刻窜上了湛蓝的天空。我指挥着飞机往左拐往右飞，向上升向下降，让飞机一直保持着平衡飞行。这个时候，我感觉自己简直像个飞行员，好神气啊！爸爸看我指挥的那么流畅，也夸奖我驾驶技术一流。我想：现在我的驾驶技术那么棒，等长大了，我一定能做一个真正的飞行员。 我度过了寒假里的一个开心的一天。 第四篇：我的玩具飞机［100字］苏隽 今天，我在航模兴趣班做了一架身穿橙色衣服的直升飞机。 机头是蓝色的，螺旋桨是红色的，还有一对白色的翅膀。老师说：“你做的飞机非常棒。”下课了，我在操场上试飞了我的“海豚一号”。我试飞的时候，有两个同学说：“你飞得怎么这么矮呀？我们的飞得有3楼高呢，你的飞得只有1楼高。”我没理他们，继续试飞。这一次，我的飞机飞得远远超过了他们的，那两个同学都惊呆了，睁大眼睛，不说话看着我的“海豚一号”。我心里美滋滋
第一章 单自由度系统 1、1 总结求单自由度系统固有频率的方法与步骤。 单自由度系统固有频率求法有:牛顿第二定律法、动量距定理法、拉格朗日方程法与能量守恒定理法。 1、 牛顿第二定律法 适用范围:所有的单自由度系统的振动。 解题步骤:(1) 对系统进行受力分析,得到系统所受的合力; (2) 利用牛顿第二定律∑=F x m && ,得到系统的运动微分方程; (3) 求解该方程所对应的特征方程的特征根,得到该系统的固有频率。 2、 动量距定理法 适用范围:绕定轴转动的单自由度系统的振动。 解题步骤:(1) 对系统进行受力分析与动量距分析; (2) 利用动量距定理J ∑=M θ &&,得到系统的运动微分方程; (3) 求解该方程所对应的特征方程的特征根,得到该系统的固有频率。 3、 拉格朗日方程法: 适用范围:所有的单自由度系统的振动。 解题步骤:(1)设系统的广义坐标为θ,写出系统对于坐标θ的动能T 与势能U 的表达式;进一步写求出拉格朗日函数的表达式:L=T-U ; (2)由格朗日方程 θθ ??- ???L L dt )(&=0,得到系统的运动微分方程; (3) 求解该方程所对应的特征方程的特征根,得到该系统的固有频率。 4、 能量守恒定理法 适用范围:所有无阻尼的单自由度保守系统的振动。 解题步骤:(1)对系统进行运动分析、选广义坐标、写出在该坐标下系统的动能T 与势能U 的表达式;进一步写出机械能守恒定理的表达式 T+U=Const (2)将能量守恒定理T+U=Const 对时间求导得零,即 0) (=+dt U T d ,进一步得到系统的运动微分方程; (3) 求解该方程所对应的特征方程的特征根,得到该系统的固有频率。 1、2 叙述用衰减法求单自由度系统阻尼比的方法与步骤。 用衰减法求单自由度系统阻尼比的方法有两个:衰减曲线法与共振法。 方法一:衰减曲线法。 求解步骤:(1)利用试验测得单自由度系统的衰减振动曲线,并测得周期与相邻波峰与波谷的幅值i A 、1+i A 。 (2)由对数衰减率定义 )ln( 1 +=i i A A δ, 进一步推导有 2 12ζ πζδ-= ,
第14章 结构的极限荷载 复习思考题 1．什么叫极限状态和极限荷载？什么叫极限弯矩、塑性铰和破坏机构？ 答：（1）极限状态和极限荷载的含义： ①极限状态是指整个结构或结构的一部分超过某一状态就不能满足设计规定的某一功能要求时所对应的特定状态； ②极限荷载是指结构在极限状态时所能承受的荷载。 （2）极限弯矩、塑性铰和破坏机构的含义： ①极限弯矩是指某一截面所能承受的弯矩的最大数值； ②塑性铰是指弯矩不能再增大，但弯曲变形则可任意增长的截面； ③破坏机构是指出现若干塑性铰而成为几何可变或瞬变体系的结构。 2．静定结构出现一个塑性铰时是否一定成为破坏机构？n次超静定结构是否必须出现n＋1个塑性铰才能成为破坏机构？ 答：（1）静定结构出现一个塑性铰时一定成为破坏机构。 因为根据几何组成分析，当静定结构出现一个塑性铰时，结构由几何不变变成几何可变或几何瞬变体系，此时该结构一定成为了破坏机构。 （2）n次超静定结构不必出现n＋1个塑性铰才能成为破坏机构。 因为n次超静定结构出现n个塑性铰时，如果塑性铰的位置不合适，也可能使原结构变成几何瞬变的体系，此时的结构也成为了破坏机构。
3．结构处于极限状态时应满足哪些条件？ 答：结构处于极限状态时应满足如下三个条件： （1）机构条件 机构条件是指在极限状态中，结构必须出现足够数目的塑性铰而成为机构（几何可变或瞬变体系），可沿荷载作正功的方向发生单向运动。 （2）内力局限条件 内力局限条件是指在极限状态中，任一截面的弯矩绝对值都不超过其极限弯矩。 （3）平衡条件 平衡条件是指在极限状态中，结构的整体或任一局部仍维持平衡。 4．什么叫可破坏荷载和可接受荷载？它们与极限荷载的关系如何？ 答：（1）可破坏荷载和可接受荷载的含义： 可破坏荷载是指满足机构条件和平衡条件的荷载（不一定满足内力局限条件）； 可接受荷载是指满足内力局限条件和平衡条件的荷载（不一定满足机构条件）。 （2）与极限荷载的关系 极限荷载是所有可破坏荷载中的最小者，是所有可接受荷载中的最大者。 习题 14-1 已知材料的屈服极限σs＝240MPa。试求下列截面的极限弯矩值：（a）矩形截面b＝50mm，h＝100mm；（b）20a工字钢；（c）图示T形截面。
《飞行器结构动力学》 2019年-2020年第二学年度 大作业要求 一、题目： 1.题目一：请围绕一具体动力学结构，给出其完整的动力学研究报告， 具体要求： （1）作业最终上交形式为一个研究报告。 （2）所研究结构应为实际科学发展或生产生活中的真实结构，可对其进行一定程度的简化，但不应过分简化，不可以为单自由度 系统，若为多自由度系统，其自由度应不少于5。 （3）所研究内容应当围绕本学期所讲授的《飞行器结构动力学》课程内容展开，可以包含但不限于：不同研究方法的对比，对结 构动力学响应的参数影响研究，针对结构动力学响应的结构优 化设计，动力学研究方法的改进，结构动力特性影响机理分析 等。 （4）研究报告应至少包含8部分内容：摘要，关键词，引言，问题描述，分析方法，研究结果，结论，参考文献等，正文字号为 小四，1.5倍行距，篇幅不短于3页，字数不少于1500字。 2.题目二：请拟出一份《飞行器结构动力学试卷》并给出正确答案和评 分标准，具体要求： （1）作业最终上交形式为一份考试卷答案及评分标准，具体形式及格式参考附件。 （2）题目应当围绕本学期所讲授的《飞行器结构动力学》课程内容展开，且明确合理无歧义。 （3）卷面总分100分。其中，考察单自由度系统知识点题目应占总分值的30%~40%；考察多自由度系统知识点题目应占总分值的 15%~30%；考察连续弹性体系统知识点题目应占总分值的 15%~30%。考察结构动力学的有限元方法及数值解法占
15%~30%。 （4）试卷可以包含的题目类型为：单选题，填空题，简答题和计算题四类，题目类型应不少于2种，不多于这4种。其中计算题 为必含题目，且分值应不少于40%。 （5）每道题均应给出分值、标准答案和评分标准。 分值的安排应当合理并清晰，需针对每道具体题目给出。 标准答案应当正确无误，且清晰明确，包含整个分析或计算的流程步骤。针对概念或问答等类型题目，应当给出该问题及 答案的来源，并附图以证实。针对计算类型题目，应给出至少 两种不同计算方法及其相应的计算步骤和结果，以证实该结果 的正确性。 评分标准应当合理并清晰地给出标准答案和分值的对应关系，例如：填空题应给出每一空格的分值；简答题应细化给出 题目内所有的关键内容，并给出所有关键内容各自所对应的评 判标准及分值；计算题应依据计算步骤给出每一关键步骤对应 的评判标准及分值。 二、要求 1.大作业题目有两道，请自选其一完成。 2.大作业上交截止时间为2020年6月2日晚12点，逾期则认定为缺考 无成绩。 3.大作业评定分为5个等级，分别为：优（90~100分），良（80~90分）， 中等（70~80分），及格（60~70分）和不及格（60分以下）。其中由于 题目难易关系，若无抄袭情况出现，选择题目一的学生可以寻求任课 老师指导，且等级至少为良。 4.抄袭判定：上交作业若出现重复率超过30%情况则判定为抄袭，有7 天时间可以修改，修改后若仍旧为抄袭，则涉及学生均按照不及格处 理。 5.大作业相关参考资料见附件。
遥控飞机模型的制作 从人类诞生以来，一直都有一个梦，梦想着能像鸟儿一样飞翔。人类为此伤透了脑筋：为什么鸟儿有翅膀就能飞上天空，人类却不能。为此，我们的祖先制作出了种类繁多的风筝、竹晴蜒、孔明灯和木鸟模型。它们在飞机发明的过程中起了重要的作用。经过一代又一代人的努力。人类终于梦想成真了。 1903年,美国莱特兄弟(哥哥威尔伯,弟弟奥维尔)利用汽油发动机制造的“飞行者”号在美国基蒂霍克成功进行了历史上第一次机械动力飞行，12秒钟飞行了36米。此后在第一次世界大战中，飞机的性能得到迅速改善。1927年，美国飞行员林白曾驾驶“圣路易精神号（Spirit of Saint Louis）”成功飞越纽约和巴黎之间的大西洋，连续飞行5809公里，飞行时间为33小时50分钟。 但是，我国在航空同工业发达的国家相比，还有不少差距。开展航空模型小制作活动，可以使学生了解我国航空发展的历史和现状，激发学生从小立志献身于祖国的航空事业，为四化建设作出贡献。 航空模型的制作需要运用许多的科学知识，通过模型的制作，可以启发学生运用所学知识勇于实践，培养动手能力和创造能力。 初级橡筋动力模型飞机 初级橡筋动力模型飞机是一个比较典型的传统普及项目。通过制作、放飞初级橡筋动力模型飞机，可以对带有动力的自由飞项目有一个初步了解，为进一步学习制作复杂的模型飞机打下一个扎实的基础，是在初级模型滑翔机的基础上学习的延伸。下面让我们来做一架初级橡筋动力模型飞机. 第一节飞机的制作 一、材料工具： 一套初级橡筋动力模型飞机材料。砂纸板、壁纸刀、尖嘴钳、铅笔、尺子、透明胶带、双面胶带、模型快干胶（白乳胶、502胶水均可）。 二、制作过程： 1、制作机翼： 将吹塑纸按图示尺寸裁出左右机翼
柔性多体动力学建模 、仿真与控制 近二十年来，柔性多体系统多力学（the dynamics of the flexible multibody systems）的研究受到了很大的关注。多体系统正越来越多地用来作为诸如机器人、机构、链系、缆系、空间结构和生物动力学系统等实际系统的模型。huston认为： “多体动力学是目前应用力学方面最活跃的领域之一，如同任何发展中的领域一样，多体动力学正在扩展到许多子领域。最活跃的一些子领域是： 模拟、控制方程的表述法、计算机计算方法、图解表示法以及实际应用。这些领域里的每一个都充满着研究机遇。”多柔体系统动力学近年来快速发展的主要推动力是传统的机械、车辆、军械、机器人、航空以及航天工业现代化和高速化。传统的机械装置通常比较粗重，且*作速度较慢，因此可以视为由刚体组成的系统。而新一代的高速、轻型机械装置，要在负载/自重比很大，*作速度较高的情况下实现准确的定位和运动，这是其部件的变形，特别是变形的动力学效应就不能不加以考虑了。在学术和理论上也很有意义。 关于多柔体动力学方面已有不少优秀的综述性文章。 在多体系统动力学系统中，刚体部分： 无论是建模、数值计算、模拟前人都已做得相当完善，并已形成了相应的软件。但对柔性多体系统的研究才开始不久，并且柔性体完全不同于刚性体，出现了很多多刚体动力学中不呈遇到的问题，如： 复杂多体系统动力学建模方法的研究，复杂多体系统动力学建模程式化与计算效率的研究，大变形及大晃动的复杂多体系统动力学研究，方程求解的stiff数值稳定性的研究，刚柔耦合高度非线性问题的研究，刚-弹-液-控制组合的复杂多体系统的运动稳定性理论研究，变拓扑结构的多体系统动力学与控，复杂多体系统动力学中的离散化与控制中的模态阶段的研究等等。柔性多体动力学而且柔性多体动力学的发展又是与当代计算机和计算技术的蓬勃发展密切相关的，高性能的计算机使复杂多体动力学的仿真成为可能，特别是计算机的功
遥控模型飞机入门，航模入门基础知识一般还没有接触过遥控飞机的朋友总是把遥控飞机想 的像玩具一样，其实它是有危险性的，也是要技术及基本的航空、机械等常识的一种活动，因此并不是想象中像玩玩具那样简单！ 一、遥控飞机的种类 遥控飞机一般以动力来分有以下几种： 1.无动力：一般多用于滑翔机，虽说无动力其实它是利用地球的重力来生成速度有速度自然有升力可敖翔天际。 2.电动：利用电池或者是其它方式如太阳能板来产生电力带动电动马达来生成推力。 3.木精引擎：目前多数的遥控飞机都用此种动力方式，它用的燃料是木精（甲醇）。 4.汽油引擎：汽油引擎体积较大，用于比较大型的飞机，而且省油。 5.涡轮喷射引擎：动力强大，一般用于大型飞机和像真机，工作原理与真涡轮喷射引擎一样。 6.祡油引擎：比较少见的应用。 二、遥控飞机一般以外型功能来分有以下几种: 滑翔机、练习机、像真机、运动机、花式特技机、F3A
竞赛机、F4D竞速机、空战机和RPV。 三、玩遥控飞机的配备 1.遥控器：遥控器通常会听到有玩家说“几动”、“几个通道”，指的是可操做几个动作，通常一个动作就是由一个伺服机（舵机）所控制的。市面上所售的遥控器，从两动到十动甚至更多的都有，一般飞机须要四动以上，少数滑翔机或动力滑翔机、小型机用三动，少了副翼或方向舵的功能，因此有些空中的动作做不出来！ 而至于要买那一型，就看您的最预算而定，如果你有极大的兴趣，且可确定你一直玩下去，就是有闲有钱有热度，那可考虑买高级些的遥控器，要不然四动就很够用了！ 2.引擎：目前引擎有许多的发展，在此先不详述，目前引擎应用在一般遥控飞机上，多是木精（甲醇）引擎（热塞式引擎GLOW PLUG ENGINE），分四冲程和两冲程，初学建议使用二冲程日本OS 的引擎，并非其它牌子不好，而是OS的对初学者较好操做。 3.燃油：木精引擎的燃油主要成份——木精(甲醇)+润滑油+硝基甲皖+其它(如防绣剂等等)。润滑油大体上分三种——篦麻油、半合成、合成，各有优劣；硝基甲皖是一种炸药的材料，无色液状，可提升马力，但相当贵，因此其占的百分比越高越贵。一般玩家说的”几趴几趴”就是指这个，一般飞机用5～15%就够了。
第十四章 瞬态结构动力分析实例 瞬态动力学分析(亦称时间－历程分析)是用于确定承受任意的随时间变化载荷的结构的动力学响应的一种方法。可以用瞬态结构动力学分析确定结构在静载荷，瞬态载荷，和简谐载荷的随意组合作用下随时间变化的位移，应变，应力以及力。瞬态结构动力分析中，载荷和时间的相关性使得惯性力和阻尼作用比较重要。如果惯性力和阻尼作用对于分析的问题不是很重要，就可以用静力学分析代替瞬态结构动力分析。 14.1 问题描述 本实例要用缩减法进行瞬态结构动力学分析以确定对有限上升时间的恒定力的动力学响应。问题的实际结构是一根钢梁支撑着集中质量并承受一个动态载荷。钢梁长为L ，支撑着一个集中质量M 。这根梁承受着一个上升时间为，最大值为F τt 1的动态载荷F(t)。梁的质量可以忽略，确定产生最大位移响应时的时间及响应。同时要确定梁中的最大弯曲应力max t max y bend σ。 求解过程中用不到梁的特性，其截面积可以算1个单位值。取加载结束时间为0.1秒，以使质量体达到最大弯曲。在质量体的侧向设定一个主自由度。第一个载荷步用于静力学求解。根据本实例的结构关系和载荷分布可以在此模型中使用对称性。在进行后处理时，选定在最大响应时间(0.092秒)处做扩展计算。已知数据如下： 材料特性：杨氏模量EX ＝2E5 Mpa ，质量M ＝0.0215Tn ，质量阻尼ALPHAD ＝8, 几何尺寸：L ＝450mm I ＝800.6mm 4 h ＝18mm 载荷为：F 1＝20N t r ＝ 0.075sec
图14.1 钢梁支撑集中质量的几何模型 14.2 建立模型 在ANSYS6.1中，首先我们通过完成如下工作来建立本实例的有限元模型，需要完成的工作有：指定分析标题，定义材料性能，定义单元类型，定义单元实常数，建立有限元模型等。由于本实例有限元模型比较简单，无需先建立几何模型再对其进行有限元网格划分。同第11章的实例一样可以通过生成节点和单元的方法，直接建立有限元计算模型。下面将详细讲解分析过程。 14.2.1指定分析标题并设置分析范畴 本实例是如图14.1所示钢梁支撑集中质量的模型进行瞬态结构动力学分析来确定对有限上升时间的恒定力的动力学响应，仍然属于结构分析范畴。为了在后面进行菜单方式操作时的方便，需要在开始分析时就指定本实例分析范畴为“Structural”。为了数据的存档和以后分析的方便必须养成给分析的问题加标题的习惯。本实例的标题可以命名为：“Transient Response To a Constant Force With a Finite Rise Time”，具体的操作过程如下：1．选取菜单路径Utility Menu | File | Change Jobname，将弹出Change Jobname (修改文件名)对话框，如图14.2所示： 图14.2 修改文件名对话框 2．在Enter new jobname (输入新文件名)文本框中输入文字“CH14”，为本分析实例的数据库文件名。单击对话框中的按钮，完成文件名的修改。 3．选取菜单路径Utility Menu | File | Change Title，将弹出Change Title (修改标题)对话框，如图14.3所示： 图14.3 修改标题对话框 4在Enter new title (输入新标题)文本框中输入文字“Transient Response To a Constant Force With a Finite Rise Time”，为本分析实例的标题名。单击对话框中的按钮，完成对标题名的指定。
飞机总体设计 DT03先进舰载战斗机 设计方案个人总结报告 院（系）名称：航空科学与工程学院专业名称：飞行器设计与工程组号：DT03 学号：11051136 姓名：姜南 2014年6月
目录 一、个人工作概述 (2) 二、SRR阶段主要工作 (3) 三、SDR阶段主要工作 (4) 四、CoDR阶段主要工作 (5) 五、感想与建议 (7)
一、个人工作概述 历时一个学期的飞机总体设计课程就要结束了，从SRR到SDR再到最后的CoDR，我们DT03小组做了很多工作。在整个过程中，小组内的每个人都付出了很多，也收获了很多。正是由于全组人员的共同努力以及团队协作，我们小组才能完成最后的成果展示。 就我个人而言，由于我个人在软件应用方面不太熟练，我主要负责与软件应用关系不大的其他方面的任务。具体来讲，在SRR阶段，我主要通过查阅资料、分析对比，进行相关竞争方案的对比与分析；在SDR阶段，我主要负责各系统部件的质量分配以及质心初估等方面的工作；在CoDR阶段，我主要负责方案对比分析与评估，分析本方案的经济性与环保性特点，进行竞争优势分析。 同时，在各个阶段，我还协助组员做了不少其他工作。例如，在SRR阶段，参与两种方案设计的讨论及确定，协助洪阳、张润森进行初估重量、选择推重比、发动机等工作，协助赵梦如进行任务陈述和市场需求分析，协助组长王翔宇进行SRR报告的整理与排版等；在SDR阶段，在完成自己工作的基础上，协助王怀涛完成气动性能校核等。 此外，我还负责网页项目的信息及管理工作等。 总之，在整个过程中，我们每个人都付出了很多，在完成了自己部分的任务后，都主动协助其他组员完成工作任务，相互协助、相互支持、相互促进，为了共同的目标而尽心尽力。 下面，我对自己在SRR、SDR、CoDR三个阶段中具体完成的主要工作进行介绍，具体如下。
款制作简单的纸飞机模型 手掷模型飞机是制作较简单的无动力模型飞机，它靠人用手向前上方掷出。在模型掷出后的一段时间里，模型在空气中较快移动产生了升力使模型向空中飞去。当遇到向上的气流时，它会飞得更远一些。 小制作准备 手掷模型飞机套材、快干胶、笔、锉、刀、铅丝 科技小制作过程
相关知识 ●纸飞机 纸飞机是一种用纸做成的玩具飞机。它可能是航空类折纸手工中的最常见形式，航空类折纸手工属于折纸手工的一个分支。 由于它是最容易掌握的一种折纸类型，所以深受初学者乃至高手的喜爱。最简单的纸飞机折叠方法只需要六步就可以完成。现在，“纸飞机”这个词也包括那些用纸板做成的飞机。 用纸制作玩具被认为起源于2000年前的中国，那时放风筝是一种流行的娱乐项目，虽然这些可以被看做是现代纸飞机起源的证据，但是没有人能提供准确的证据指出这项发明到底起源于哪里。随着时间的推移，纸飞机速度、浮力和外形的设计已经有了较大的改进。 已经有很多人宣称自己做出了世界上最好的纸飞机。模型DC—03(DC--03纸飞机模型)就是其中之一。Dc--03拥有巨大的滑翔翼，和一个可能在所有纸飞机里独一无二的尾翼。可惜的是没有一个国际性的纸飞机联盟或者协会对这是否是世界最好的飞机进行官方认定。 对于DC--03模型的尾翼，吉尼斯世界纪录保持者肯·布莱克布恩不同意在纸飞机的尾部加尾翼的做法。他在自己的网站解释纸飞机的空气动力学时提到尾翼是不必要的。他以实际的B--2幽灵飞翼轰炸机
为例，提到沿着机翼的配重使重心更向前，因此飞机也就更平稳。很多人认为轻的纸飞机比重的纸飞机飞得更远，但是肯·布莱克布恩认为这是不正确的。他打破20年前的纸飞机记录就是基于他的信念：最好的飞机拥有短的机翼和重心位于掷飞机的人掷出飞机的那个点上，同时长机翼和更轻的重量能让纸飞机更远的飞行。但是在掷出阶段不能给予更多的力量。 很多年来，许多人试图突破手掷飞机在空中的最长停留时间这一极限。肯·布莱克布恩保持这一吉尼斯世界纪录长达l3年时问(1983年一l996年)。1998年lo月8日他创造了室内纸飞机飞行记录.他的纸飞机在空中保持了27.6秒。吉尼斯官方和国际新闻网见证并报导了这项记录。肯·布莱克布恩在这次冲击记录的尝试中使用的纸飞机被归属到滑翔(无引擎飞机)类当中。美国著名的纸飞机设计者托尼·弗莱特1985年创下飞行距离世界纪录——l93英尺(58.82米)。到目前为止，依然没有人打破它。这个距离比莱特兄弟首次飞行的距离还要长。
至学年第二学期飞行器结构动力学期末考试试题2008西北工业大学2007诚信保证 本人知晓我校考场规则和违纪处分条例的有关规定，保证遵守考场本人签字：规则，诚实做人。 编号：成西北工业大学考试试题（卷）绩 学年第二学期2007-2008 飞行器结构动力学学时开课学院航天学院课程 考试日期2008年6月考试时间小时考试形式（）（）卷 名姓号考生班级学 一、填空题（共20分） 1、振动系统的固有频率，当刚度一定时，随质量的增大而________；当质量一定时，随刚度的增大而________。 2、系统的初始条件和外激励对系统的固有频率________影响。 β_________时隔振才3．对于弹簧阻尼隔振系统，不论阻尼大小，只有当频率比有效果，弹簧阻尼隔振器在低频区（相对系统固有频率）对隔振________；当频率比ββ_________；但在频率比以后，传递率曲线无穷大时，传递率趋于________βζ增大而________。；__________ 当频率比_________时，传递率随阻尼比 二、简答题（共10分） 1、（5分）简述影响结构动力学分析模型的主要因素及有限元模型的常见模型。
2、（5分）简述位移展开定律。 yYωt，，前轮轴上下运动sin=飞机在跑道上降落滑行的简化模型如图三、（10分）1mkc=5880s·，阻尼系数=294kN/m已知质量N/m=2940kg，弹簧刚度，路面的y=10sin30t（激励cm）（位移），求质量上下振动的振幅。 共3页第1页 图 1 四、（15分）如图2所示导弹头部安装带有减振装置的仪器组件。当垂直发 射时，导弹有随时间直线增加的加速度。其中为常数。如果该组件质量，求发射时组件相对弹体支承板的相对位移和组件的绝对加速度时间函数。为 阻尼忽略不计。 1 仪器组件 2 支承座 图2 带有仪器的弹头示意图 五、（20分）三个质量由两根弹性梁对称的连结在一起，可粗略作为飞机的简 化模型（如图3）。设中间的质量为，两端的质量各为，梁的横向刚度为， 梁本身质量可略去不计，，忽略阻尼。只考虑各个质量沿铅垂方向的运动，初 =[1，0，-1]，=[0，0，0]，求系统的响应，设=。
第八章结构的动力学模型修正 §8.1 概述 随着科学技术的进步，人们对工程结构设计的要求越来越高，因此在进行结构静、动力分析时，要求反映结构力学特征的模型正确可靠，就成为顺理成章的事，结构建模问题因而显得越来越重要。对结构振动分析而言，一个良好的数学模型是保证固有特性和振动响应计算、载荷预计、稳定性分析等得到可靠结果的前提。 上一世纪中期发展起来的有限元素法，为结构动力学建模提供了一个有力的手段。但由于各种原因，根据结构的力学模型用有限元素法建立的数学模型，常常不能准确反映实际结构的动力学特征。虽然在后来随着振动测试技术、信号处理技术的发展，使得以参数识别技术为基础的试验模态方法获得了大的发展，但由于参数识别也是以参数模型存在为前提条件，如果参数模型本身不能反映结构的本质与特征，则再好的数学识别技术也不能提高结构模型的精度。而且由参数识别得到的模态数据，往往远少于建模的需要。结构的动力学建模仍然有许多需要解决的问题。 要得到一个与实际结构动力学特性符合较好的模型，可以从两个途径来解决这个问题：一个途径是用理论分析（如有限元素法）建立模型，再用实测数据进行模型修正，称为结构动态修改或动力学模型修正；另一个途径是仅用测试数据，以参数模型为依据求得物理坐标下表征结构动态特性的质量、刚度、阻尼矩阵，即所谓物理参数识别问题。 因此，结构动力学模型修正的工程含义可以从两方面来阐述： （1）计算模型的动力学模型修正。对于实际结构运用有限元法建立的数学模型，由于它不能准确反映实际结构的动态特性，需用实测数据进行修正，以获得能用于计算的数学模型。 （2）结构的动力学修改。 结构动力学修改的正问题是指：对已有结构做了局部修改后，在原结构模态参数已知的情况下，用快速简易的方法获得改动后结构的模态参数。即所谓结构重分析问题。 结构动力学修正的反问题是指：已知的原结构模态参数不符合要求，在
西北工业大学2005至2006学年第二学期飞行器结构动力学期末考试试题 诚信保证 本人知晓我校考场规则和违纪处分条例的有关规定，保证遵守考场规则，诚实做人。 本人签字： 编号： 西北工业大学考试试题（卷） 2005 －2006 学年第二学期 开课学院 航天学院 课程 飞行器结构动力学 学时 考试日期 2006年6月 考试时间 小时 考试形式（）（）卷 考生班级 学 号 姓 名 一、填空题（共20分） 1．如图1所示是一简谐振动曲线，该简谐振动的频率为 Hz ，从A 点算起到曲线上 点表示为完成一次全振动。 图 1 2．一弹簧振子，周期是0．5s ，振幅为2cm ，当振子通过平衡位置向右运动时开始计时，那么2秒内振子完成_________次振动，通过路程_________cm 。 3．单自由有阻尼系统的自由振动中，当阻尼因子ζ_____时，系统为衰减的简谐振动；当阻尼因子ζ_____时，系统为振动与否的临界状态，称为_________情况；当阻尼因子ζ_____时，系统__________________，称为_________情况。 教务处印制 共2页 第1页 成绩
二、问答题：（共20分） 1、（10分）简述子空间迭代法的主要步骤和求解特征值的具体作法? 2、（5分）飞行器结构动态固有特性分析的作用与特点？ 3、（5分）飞行器结构动态响应分析的时间域方法主要有哪些？选用它们时主要考虑的问题？ 三、（20分）求图2所示系统在右支承端有简谐振动的振动微分方程，并求其稳态响应表达式。 图 2 四、（20分）估算导弹轴向频率的简化模型如图3所示，求图示系统的频率和振型（提示半定系统）。 图 3 五、（20分）如图4一端固定一端自由的纵向杆，杆的抗拉刚度为EA，质量 密度为ρ，长度为L,求解： 1、写出杆的纵向振动方程和边界条件； 2、已知杆的单元刚度矩阵为：，用集中质量方法（两 个质点），求杆的纵向振动频率（两阶频率）。 图 4 教务处印制共 2 页第 2 页