导读:本文包含了气动热弹性论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:不规则复合材料层合板,有限单元法,非线性振动,气动热弹性
气动热弹性论文文献综述
蒋国庆[1]（2018）在《不规则结构的非线性气动热弹性研究》一文中研究指出各种仪器、机械设备、工程结构等在使用过程中往往会出现振动问题,因而其寿命、精度会因振动带来极大的影响。而板结构和梁铰接的不光滑结构作为其主要部件,其振动特性受到了人们的极大关注。对于板结构的研究,以往绝大多数都是对规则的矩形薄板结构振动特性进行研究,而在现实中,板结构经常被加工成各种不规则形状,使用在不同的工作环境中,因此,开展研究不规则板结构在各种使用环境中的振动特性具有重要的现实意义。对于梁铰接的不光滑结构,研究间隙对结构振动特性的影响,为机构设计、预测机构真实的动力学行为以及相关的实验研究提供分析方法和理论指导,具有重要的工程实际意义。本文深入的分析了在热场和超音速气流中不规则复合材料层合板的非线性气动热弹性特性。并对带间隙铰接梁结构进行动力学分析,研究间隙对结构振动特性的影响。本文的具体研究工作如下:研究不规则复合材料层合板的非线性振动特性。基于von Karman大变形理论,将有限单元法和Hamilton原理相结合,建立不规则复合材料层合板的运动方程。通过数值计算,研究了铺设角、长高比对不规则复合材料层合板非线性频率的影响,并分析了不同铺设角和外激励幅值对非线性强迫振动特性的影响。研究了温度对不规则复合材料层合板的屈曲、后屈曲和非线性振动特性的影响。针对复杂的板结构现状和温度分布,利用有限单元法和Galerkin原理得到热传导方程,从而求得板结构的温度分布,再把有限单元法和Hamilton原理相结合建立不规则复合材料层合板的热弹性运动方程。研究温度、铺设角对不规则复合材料层合板的屈曲、后屈曲和非线性振动特性、幅频响应的影响。对超音速环境中梯形复合材料层合板的气动热弹性问题进行了研究。考虑可压缩流和斜激波的影响,采用一阶活塞理论表示气动压力。针对复合材料层合板的不规则结构,以及板由于气动加热而产生的复杂温度分布,利用有限单元法,建立梯形复合材料层合板的热传导方程和气动热弹性耦合运动方程。通过热传导方程得到板的温度分布,再结合气动热弹性运动方程分析梯形板的气动热弹性特性。通过数值计算,研究气动加热和铺设角对超音速下梯形板的固有频率和模态的影响。对超音速环境中梯形复合材料层合板的屈曲、颤振和稳定性进行了研究。讨论了铺设角、铺设层数和来流方向等参数对热效应引起的屈曲和气流引起的颤振的影响。分析了温度场和气动载荷耦合作用下的板的振动特性。同时考虑了气动热弹性对板稳定性的影响。研究了带间隙铰接梁的非线性动力学特性。对于带间隙的铰采用了一种新的等效铰模型来模拟,利用有限元方法和Hamilton原理建立了两根带间隙铰接梁的运动方程。提出了一种基于Newmark积分法的改进数值求解方法,用于求解带间隙型非线性的运动方程。最后通过数值计算,研究了间隙尺寸和刚度对幅频响应的影响,并分析了间隙对梁之间振动传递和铰中冲击力的影响。(本文来源于《北京工业大学》期刊2018-05-18）
霍霖[2]（2017）在《高超声速飞行器体襟翼气动热弹性耦合建模与分析》一文中研究指出高超声速滑翔式飞行器具有极强的突防性能和机动性能,被视为实现全球快速精确打击的利器。不同于传统的飞行器设计,高超声速飞行器设计有因其特殊的飞行性能而特有的挑战,其中在进行高超声速飞行时所面临的气动热弹性耦合就是一个关键的瓶颈问题。体襟翼因具有俯仰控制效率高、结构紧凑等优点,常作为高超声速滑翔/再入飞行器的气动控制面和主要的稳定、配平和控制装置,其控制效率对于高超声速飞行器的飞行安全及完成既定任务具有相当重要的意义,因此对体襟翼的气动热弹性耦合问题进行研究是十分必要的。本文在总结国内外相关研究的基础上,系统地开展高超声速飞行器体襟翼气热弹耦合特性研究。针对气动热弹性耦合分析中的关键问题开展研究,主要包括:为提高精度和效率改进数据接口技术;提出新的动网格质量反馈改进方法,增大网格变形能力,以满足大幅运动中的动网格计算;分析高超声速工况下体襟翼附近流场特性,对体襟翼结构进行优化设计;研究体襟翼气动热弹性耦合响应特性。具体研究内容如下:(1)针对多场耦合计算中不同场在耦合边界上的数据交互问题即耦合边界数据接口技术展开研究。在内投影常体积转换法的基础上,提出了基于非结构网格面元的内投影常体积转换法,并通过算例验证了该方法的数据插值能力。(2)针对气动热弹性耦合问题中的弹性体动网格方法变形能力,提出一套基于网格面积缩减系数和网格内角约束这两个网格质量参数的QC网格质量反馈改进弹性体动网格方法。并以旋转和平移这两种典型的边界运动模式算例对所提出的方法进行对比验证。(3)为分析高超声速飞行器体襟翼所遭遇的复杂而特殊的气动力/热环境,建立了体襟翼的二维和叁维模型,对不同参数下的体襟翼附近流场进行了数值计算分析。重点研究铰链线缝隙流对体襟翼表面载荷分布及其控制效率的影响,并基于流场分析的结果对体襟翼模型的结构参数进行优化。(4)对体襟翼气动热弹性耦合响应特性进行了深入的分析。采用分层耦合求解策略,并建立了基于CFD的叁阶当地流活塞理论非定常气动力模型,对本文所建立的采用C/SiC材料的体襟翼几何模型进行气动热弹性耦合响应研究。分析了不同高度、马赫数和飞行攻角下体襟翼的结构响应特性,并对高超声速工况下的颤振现象进行了研究。最后对本文工作进行了总结,指出了现阶段存在的问题和今后研究工作开展的方向。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2017-04-01）
刘立刚,周凌,孙辉[3]（2015）在《超音速导弹弹翼结构的气动热弹性分析》一文中研究指出为了对弹翼这类典型结构在低、中超音速(Ma<5)飞行状态下的气动热弹性问题进行校核分析;首先对前缘驻点、层流区和紊流区分别进行气动加热计算,得到弹翼蒙皮表面的温度分布曲线;其次,将壁温作为弹翼结构温度场表面边界条件,用通用有限元软件计算得到弹翼结构的温度场;最后,运用耦合场分析模块中的序贯耦合解法得到弹翼结构的热应力场,热应变场和热位移场;对飞行马赫数为3时的弹翼结构进行气动热弹性分析,得到如下结论:气动加热引起弹翼表面的最高温度出现在层流与紊流的转捩点;最大热应力与热应变均出现在弹翼与弹身的连接处;最大热位移出现在翼梢的尾部。(本文来源于《四川兵工学报》期刊2015年05期）
李浩[4]（2015）在《高超音速钝体头部气动加热和壁板气动热弹性数值计算》一文中研究指出空问飞行器的现代化设计需要获取有关流场、气动特性和热传递过程的精确和可靠的数据。考虑到飞行器在高超音速飞行过程中流场状况复杂多样,真实气体稀薄理论,粘性无粘性相互作用的影响,以及流动分离,层紊流过度,飞行器表面上发生的物理和化学过程等因素都需要考虑进去。通过实验室或者飞行试验获取必要的信息需要高昂的费用,并且在地面往往难以再现高超声速飞行环境,因此超音速流模拟是非常重要的。利用数值计算,可以用相对较小的成本获得比较详细的流场数据,并有可能重现许多流动环境,包括无法靠地面实验设施实现的流动环境。在飞行器设计上存在的一个主要问题就是高超声速飞行器表面的对流传热(气动加热)问题。考虑到实际问题的复杂性,应当选取合适的物理模型和数值方法来研究。本文基于计算流体力学CFD理论和ANSYS Workbench仿真平台,通过ANSYS FLUENT有限元软件数值仿真了高超声速球头-圆锥体弹丸的气动加热,通过计算得到并分析了其在不同时刻的结构和流场温度场分布和弹丸表面热流密度分布的状况。本文还进一步地研究了高温风洞实验中的圆柱绕流问题,采用1/4的2D圆柱模型来代替,数值模拟后得到圆柱壳体在2s、3s、4s、5s时刻的结构温度分布和速度分布云图,并与实验数据对比,误差较小从而进一步论证了CFD方法模拟此类气动加热问题的准确性。壁板颤振是发生在飞行器蒙皮壁板或壳上的一种非稳定气动热弹性自激振动。本文研究了高超声速飞行下,带有静态和动态边缘可动性效应的蒙皮壁板的气动热弹性问题。本文通过无限长的二维弯曲面板的几何非线性理论推导了气动热弹性控制方程,文中对气动力进行建模的方程是基于叁阶活塞理论的。本文采用基尔霍夫板状假说连同冯·卡门非线性应变-位移关系,使用伽辽金方法对超音速／高超音速非定常流作用下的有几何缺陷的弯曲面板进行了数值模拟。在壁板温度连同材料力学性能的热降解对颤振马赫数和频率的影响的结果中显示随着温度振幅的增大,颤振马赫数和颤振频率都会降低。此外,此模型还考虑了热降解的影响。对于在有热降解情况下随着曲率比变化的结果显示(1)随着质量比的增大,颤振马赫数也会降低；(2)随着几何缺陷的增大,颤振速度会有较大的降低；(3)曲率比相对较小时,有较大厚度比的板会显示出颤振速度的增大。本文的计算结果正确可信,在关于飞行器的气动加热和气动热弹性研究方面具有一定的参考意义。(本文来源于《南京理工大学》期刊2015-03-01）
宋智广[5]（2014）在《超声速气流中结构非线性气动热弹性分析》一文中研究指出气动弹性力学是一门研究结构和气动力相互耦合作用的学科。颤振是一种典型的气动弹性现象,它是结构在气动力、弹性力和惯性力耦合作用下发生的一种自激振动。当颤振发生以后,在气流中运动的结构将发生极限环振荡,长时间的周期振动,将使结构发生疲劳破坏。近年来,随着飞行器飞行速度的不断提高,超声速和高超声速飞行器层出不穷。这样远大于声速的飞行速度所产生的气动加热将使结构的气动弹性稳定性更加恶化,这给气动弹性问题的研究带来了新的挑战,那就是在分析中必须进一步考虑高马赫数下气动加热所引起的热效应对飞行器结构气动弹性特性的影响。因此,开展对超声速和高超声速飞行器结构气动热弹性特性的研究具有十分重要的意义。本文深入系统地研究了超声速和高超声速气流中不同材料、不同边界条件和不同结构的气动热弹性特性。研究了超声速气流中复合材料层合板壳结构的气动热弹性特性。在颤振发生之前,结构系统的变形较小,因此可以采用线性小变形理论研究结构的颤振边界和稳定性区域。本文考虑面内温度载荷对结构横向变形的影响,从而得以采用线性理论建立超声速气流中层合板壳结构的运动方程。建模中采用不同的离散化方法(假设模态法和有限元法),研究了气动载荷对结构固有模态的影响,分析了层合结构气动热弹性特性随其纤维铺设方向的变化情况。深入研究了新型点阵夹芯结构的气动热弹性特性。研究对象包括二维波纹和全叁角形格栅以及叁维金字塔点阵夹芯结构,而夹芯结构的上下面板包括各向同性薄板和复合材料层合板。芯子结构的本构关系由等效理论模拟。分析中,采用线性频域方法研究了结构系统的颤振边界和稳定性区域。同时采用时域方法,分析了结构颤振后的非线性动力学特性,研究了芯子结构的弯曲刚度和不同参数对点阵夹芯结构气动热弹性特性的影响,讨论了点阵夹芯结构在气动热弹性特性方面的优势。研究了高超声速气流中复合材料层合板的非线性流-固-热耦合问题。分析中考虑了激波对气流参数的影响,同时引入气动加热与气动载荷之间的相互作用,实现了流-固-热多场耦合分析。气动加热产生的热流通量由参考温度法求解,采用有限元方法建立平板内的瞬态热传导方程,计算了气动热弹性结构在流-固-热耦合作用下的时域响应。研究了复杂边界条件和复杂结构的气动弹性问题求解方法。首先对不同边界条件下二维及叁维平板结构的气动弹性特性进行分析,分别采用直接求解偏微分运动方程的方法和有限元法,分析边界条件对结构颤振特性的影响。然后研究两跨薄板结构的振动及气动弹性特性,分析不对称性对结构振动响应和颤振边界的影响。最后研究不同边界条件下,复合材料层合圆锥壳结构气动弹性特性的分析方法,对比不同求解方法的计算精度。采用两种控制算法(H∞和离散LQG控制算法),对超声速气流中含压电材料的主动气动弹性结构的非线性颤振和气动热后屈曲特性进行分析。在H∞鲁棒分析中,考虑将非线性系统线性化所引起的不确定性对结构系统的影响,采用混合灵敏度方法求解鲁棒控制问题。另外本文提出了一种离散的LQG控制算法,对主动气动弹性结构的非线性颤振和气动热后屈曲特性进行分析。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2014-10-01）
冯军楠[6]（2014）在《超音速流中机翼的气动热弹性分析与控制》一文中研究指出机翼颤振是一种常见的动气动弹性问题，在受到气流的影响后所产生的自激振动现象，而高超音速使得机翼颤振需要考虑热效应的影响。本文对悬臂板机翼模型进行热模态分析和热颤振分析，并对双楔形翼段做了相应的颤振分析和主动颤振控制。主要工作内容主要分为下面几部分：1、将机翼简化为二维悬臂板模型，应用结构动力学知识建立机翼的振动方程，并用有限元方法对机翼进行热模态分析。热效应对机翼的动力学特性影响不大，固有频率随着展弦比的增大而减小。2、采用二阶活塞理论计算高超音速流作用在机翼模型上的气动力和气动力矩，建立模态坐标下的机翼颤振方程，利用V g法对机翼进行颤振分析，当弯曲频率和扭转频率发生重合时，机翼发生颤振现象，温升使得机翼颤振速度降低。3、采用叁阶活塞理论计算非定常气动力，建立双楔形翼段模型的运动微分方程，并对方程进行无量纲化。利用四阶Runge-Kutta法对微分方程进行求解，得到翼段相应的颤振特性，在临界马赫数下，翼段会产生极限环运动现象。4、在SIMULINK中建立翼段运动方程的结构模型，通过改变控制面角度作为输入信号，控制面铰链力矩作为输出信号，设计PID控制器和模糊PID控制器，对两种控制策略的控制效果进行比较分析。两种控制器可以有效地抑制翼段颤振的发生，使各自由度振动趋于稳定。PID控制器将临界马赫数从5.6提高到10，而模糊PID控制器将临界马赫数提高到11.2。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-03-01）
高扬[7]（2012）在《基于多场耦合方法的高超声速翼面气动热弹性分析》一文中研究指出随着高超声速飞行器技术的发展，高超声速流动条件下的气动热弹性问题正受到越来越多的关注。有别于常规气动弹性问题，气动热弹性由于具有非线性气动力、气动加热、结构热传导及热辐射等特点，需要计算流体力学（CFD）、计算结构动力学（CSD）、计算热动力学（CTD）等多学科相互配合予以解决。本文针对上述问题，采用CFD方法进行流场求解，借助多场耦合方法开展高超声速机翼气动热弹性问题研究。为了获得准确的高超声速流场气动力，选用通用流场计算软件ANSYS CFX求解化学反应非平衡流N-S方程，并对离散方法和求解技术进行了阐述。通过算例验证，表明求解器能够较好地进行高超声速流场压力分布、热流密度和化学反应非平衡流的计算。对多场耦合求解的概念、方法以及关键的动网格、插值技术进行了研究。提出气动热弹性问题耦合计算模型，通过软件二次开发实现了多场耦合求解，并采用算例验证了方法的可行性。静气动热弹性配平、结构热模态分析、气动热弹性响应是气动热弹性分析所关注的重点。为此提出一套完整的气动热弹性分析流程，并对典型高超声速机翼进行了研究。通过静气动热弹性配平，获得了机翼在高超声速流动下的静变形和温度分布。通过预应力模态分析，表明结构固有频率在气动力和气动加热综合作用下发生了改变。通过结构动响应分析，获得了机翼的颤振临界速度。计算结果表明，本文方法能够很好地处理高超声速飞行器结构的气动热弹性问题，并为相关分析提供参考。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2012-12-01）
程兴华[8]（2012）在《高超声速飞行器防热壁板气动热弹性耦合建模与分析》一文中研究指出气动热弹性耦合分析是高超声速飞行器研制过程中亟待解决的难题，直接服务于飞行器热防护系统的设计，关系到飞行器的控制性和稳定性，影响飞行姿态和弹道，并最终制约着高超声速飞行器的总体性能。由于气动力、气动热和结构等各子学科之间的相互耦合作用突出，气动热弹性不能分割开来进行单独简化求解，已成为高超声速飞行器研究的热点方向。本文以类乘波体高超声速飞行器防热壁板为应用对象，采用分区耦合求解思想，系统开展了气动热弹性耦合建模与分析，取得了相应的研究成果。（1）建立了气动热弹性耦合物理模型和求解模型，分析了气动力、气动热、结构之间的耦合机理，提出了分区耦合求解的时域推进算法。（2）研究了多场耦合边界的数据接口技术。分析了高精度常体积转换法（CVT）的四面体构造原则，基于点-叁角形位置关系提出了一种改进的数据交换算法——内投影常体积转换法（IPCVT），能够很好的抑制边界网格严重重迭或间隙时CVT算法的不稳定，适用于多场耦合中的边界数据交换。（3）提出了类乘波体高超声速气动力/热工程计算方法。首先采用片条法将叁维类乘波体简化为二维外形，接着基于薄激波层理论计算片条表面气动力和激波形状，然后根据沿流管质量守恒定律得到边界层外缘熵和其他气动参数，最后由气动加热工程计算公式求取壁面气动加热热流密度。上述方法能够考虑熵层对气动力/热的影响，具有较好的精度，适合气动热弹性耦合分析等复杂问题的研究。（4）完成了类乘波体复合材料盖板式热防护系统设计。首先为快速热分析建立了具有很好精度和效率的一维热网络模型；接着完成了防热层结构设计、隔热层厚度优化设计；然后对防热盖板的热、力性能进行了校核；最后分析了防热壁板的固有特性，为气动热弹性耦合分析建立了物理、数值模型。（5）详细研究了气动热弹性耦合求解技术。首先，基于活塞理论提出了气动力-位移耦合计算方法，确定了近似阶次的选取，分析了壁板法向扰动速度对耦合响应的影响；接着研究了瞬态气动加热-温度场耦合计算策略，提出了耦合参数的计算方法，提高了耦合分析的效率；最后根据温度场-结构位移场耦合作用原理，提出了顺序耦合的求解方法。（6）对防热壁板气动热弹性耦合响应进行了深入分析和应用研究。首先在分析气动加热时间步长对耦合响应影响的基础上，提出了气动加热时间步长自适应方法，使气动加热计算的时间点更为合理，提高了计算效率和精度；然后研究了耦合度和刚体气动力时间步长对准静态气热弹耦合响应的影响；最后完成了“双轴”连接件设计，可在防热壁板边缘小变形条件下，显着降低连接孔处局部最大剪切应力，适用于盖板式热防护系统的安装。本文工作是高超声速气动热弹性耦合分析技术在类乘波体飞行器上的一次创新性应用，为其他高超声速飞行器气动热弹性问题的研究提供了思路，某些方法、结论可直接应用于其他工程领域中，具有较强的工程实用性与推广性。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2012-09-01）
何煦虹,古雨田[9]（2010）在《国外高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性概述》一文中研究指出概述了国外在高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性领域进行的研究活动,重点关注对非定常高超声速气动力学的建模和把流体与结构之间的热传递纳入气动弹性求解等两个问题,归纳出了未来高超声速气动弹性力学和气动热弹性力学的发展方向。由于吸气式高超声速飞行器机体、推进系统和控制系统的强耦合性,未来的发展趋势是把先进计算气动热弹性法纳入飞行器的综合分析。(本文来源于《飞航导弹》期刊2010年09期）
陈文俊[10]（2001）在《几种气动热弹性设计方法》一文中研究指出阐述了热对气动弹性特性（刚度、振动、颤振和响应）的影响．介绍了气动热弹性设计中控制气动热弹性的叁种方法（常规主动控制法、利用压电材料的主动控制法和利用形状记忆合金的被动控制法）以及各法适用范围和使用效果．(本文来源于《战术导弹技术》期刊2001年05期）
气动热弹性论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
高超声速滑翔式飞行器具有极强的突防性能和机动性能,被视为实现全球快速精确打击的利器。不同于传统的飞行器设计,高超声速飞行器设计有因其特殊的飞行性能而特有的挑战,其中在进行高超声速飞行时所面临的气动热弹性耦合就是一个关键的瓶颈问题。体襟翼因具有俯仰控制效率高、结构紧凑等优点,常作为高超声速滑翔/再入飞行器的气动控制面和主要的稳定、配平和控制装置,其控制效率对于高超声速飞行器的飞行安全及完成既定任务具有相当重要的意义,因此对体襟翼的气动热弹性耦合问题进行研究是十分必要的。本文在总结国内外相关研究的基础上,系统地开展高超声速飞行器体襟翼气热弹耦合特性研究。针对气动热弹性耦合分析中的关键问题开展研究,主要包括:为提高精度和效率改进数据接口技术;提出新的动网格质量反馈改进方法,增大网格变形能力,以满足大幅运动中的动网格计算;分析高超声速工况下体襟翼附近流场特性,对体襟翼结构进行优化设计;研究体襟翼气动热弹性耦合响应特性。具体研究内容如下:(1)针对多场耦合计算中不同场在耦合边界上的数据交互问题即耦合边界数据接口技术展开研究。在内投影常体积转换法的基础上,提出了基于非结构网格面元的内投影常体积转换法,并通过算例验证了该方法的数据插值能力。(2)针对气动热弹性耦合问题中的弹性体动网格方法变形能力,提出一套基于网格面积缩减系数和网格内角约束这两个网格质量参数的QC网格质量反馈改进弹性体动网格方法。并以旋转和平移这两种典型的边界运动模式算例对所提出的方法进行对比验证。(3)为分析高超声速飞行器体襟翼所遭遇的复杂而特殊的气动力/热环境,建立了体襟翼的二维和叁维模型,对不同参数下的体襟翼附近流场进行了数值计算分析。重点研究铰链线缝隙流对体襟翼表面载荷分布及其控制效率的影响,并基于流场分析的结果对体襟翼模型的结构参数进行优化。(4)对体襟翼气动热弹性耦合响应特性进行了深入的分析。采用分层耦合求解策略,并建立了基于CFD的叁阶当地流活塞理论非定常气动力模型,对本文所建立的采用C/SiC材料的体襟翼几何模型进行气动热弹性耦合响应研究。分析了不同高度、马赫数和飞行攻角下体襟翼的结构响应特性,并对高超声速工况下的颤振现象进行了研究。最后对本文工作进行了总结,指出了现阶段存在的问题和今后研究工作开展的方向。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
气动热弹性论文参考文献
[1].蒋国庆.不规则结构的非线性气动热弹性研究[D].北京工业大学.2018
[2].霍霖.高超声速飞行器体襟翼气动热弹性耦合建模与分析[D].国防科学技术大学.2017
[3].刘立刚,周凌,孙辉.超音速导弹弹翼结构的气动热弹性分析[J].四川兵工学报.2015
[4].李浩.高超音速钝体头部气动加热和壁板气动热弹性数值计算[D].南京理工大学.2015
[5].宋智广.超声速气流中结构非线性气动热弹性分析[D].哈尔滨工业大学.2014
[6].冯军楠.超音速流中机翼的气动热弹性分析与控制[D].南京航空航天大学.2014
[7].高扬.基于多场耦合方法的高超声速翼面气动热弹性分析[D].南京航空航天大学.2012
[8].程兴华.高超声速飞行器防热壁板气动热弹性耦合建模与分析[D].国防科学技术大学.2012
[9].何煦虹,古雨田.国外高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性概述[J].飞航导弹.2010
[10].陈文俊.几种气动热弹性设计方法[J].战术导弹技术.2001
标签：不规则复合材料层合板; 有限单元法; 非线性振动; 气动热弹性;