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提出了一种高效的颤振预测分析方法,将之应用于跨声速颤振边界分析及结构参数影响研究中。本方法基于频域颤振分析 V-g 方法,为气弹系统提供一定的人工阻尼使之保持简谐运动状态,从而将结构动力学方程转换到频域内。然后通过高效的谐波平衡法得到一系列简谐运动频率下的气动力描述函数矩阵,结合频域结构方程,将气弹系统的稳定性问题转化为广义特征值求解。结果表明:本方法计算得到的颤振边界与高精度的时间推进方法非常吻合,分析效率有了明显的提升,而且当结构参数发生变化后,只需进行若干次广义特征值求解即可得到新的颤振边界,无需像时间推进方法一样开展大量的气动/结构耦合数值模拟。 相似文献
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颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行条件下,采用片条理论计算模拟舵面变形诱导的气动力,再将颤振方程转换到以各阶模态振型为基的模态空间上,得到在模态空间下简化的舵面颤振方程。最后应用MATLAB软件编制程序,用V-g法求解舵面颤振方程。对其他战术导弹舵翼面的设计分析具有一定的参考意义。 相似文献
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改进状态变量法运用了等效电路的概念,建立了改进的状态向量方程,该方程中包含了确定状态向量初始值的约束条件并同时自动建立了初始值计算公式。这简化了初始值的计算工作,因此克服了传统的状态变量法在这方面的缺陷。该计算公式适用于任意激励、特别是冲激激励作用下的动态电路初始值的计算,简单实用。在此基础上,给出了改进状态变量法的计算机实现方法,其计算程序是一套系统完整的状态变量法分析程序,具有很强的电路适用性。 相似文献
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本文研究了弹性飞机的颤振主动抑制就颤振发生的实质的讨论,提出一种研究颤振问题的探索性想法,即把对全系统颤振问题的研究归结到对其中少数有关的运动模态特性的研究。此一想法在颤振特性分析及颤振主动抑制方面得到具体的发挥,相应地产生了一种综合作图法和解析法特点的近似分析颤振特性的途径和一个具有明确物理意义的优化目标函数。后者一定程度上克服了常用的二次型优化方法所固有的某些弊病。算例结果表明本文提出的建议和方法具有一定的使用价值。 相似文献
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高速流场中变刚度复合材料层合板颤振分析 总被引:1,自引:1,他引:0
变刚度复合材料层合板在高速流场中的颤振行为是设计中需要考虑的问题。本文研究了高速流场中的曲线纤维变刚度层合复合材料壁板非线性颤振响应,分析了边界条件和纤维方向对颤振特性的影响。利用von-Karman大变形应变-位移关系,采用气动力活塞理论,根据虚功原理和有限元法建立变刚度复合材料壁板颤振的气动弹性力学模型,采用Newmark法对壁板的颤振方程求解。给出了不同边界条件和纤维方向条件下层合复合材料壁板的颤振特性。计算结果表明:随着纤维在板中心处或在边界±a/2处与x方向夹角(T0或T1)的增大,颤振临界动压减小;相同动压下,随着T0或T1的增大,极限环振幅增大。研究表明采用曲线纤维进一步提高了复合材料层合板的可设计性,通过调整曲线纤维路径可以改变复合材料壁板的颤振特性。 相似文献
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亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验 总被引:1,自引:0,他引:1
设计了舵面颤振试验装置,在亚跨超风洞中对展弦比2.0的NACA0012矩形舵面开展了颤振试验研究。试验马赫数范围为0.3~0.75。试验采用直接观测法获得舵面在不同质量特性条件下的亚声速和接近跨声速的颤振特性。同时还采用亚临界数据分析方法对试验的扭转应变信号进行了离线分析,即通过采用ARMA方法识别扭转应变信号的阻尼和频率,并通过阻尼外插得到颤振临界动压值。研究结果表明:该试验装置可以用于在现有亚跨超风洞中开展舵面颤振问题研究。当采集的亚临界信号为典型指数衰减信号时,以ARMA方法为基础的亚临界颤振试验技术可以稳定地识别出信号阻尼和频率,并较为准确地获得舵面的颤振临界动压、颤振频率等颤振参数。 相似文献
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颤振是气动弹性分析中影响最大的问题,在飞行器设计中得到了极大的重视。目前,在飞行器气动弹性分析中普遍采用基于偶极子网格法空气动力的机翼颤振计算方法。本文采用p-k法,以AGARD445.6机翼标准模型为算例,计算其在不同高度与飞行马赫数下的颤振速度和频率特性曲线,发现机翼在跨声速区域存在明显的"凹坑"物理特性,并且这些计算结果与试验值较为吻合。 相似文献
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大展弦比无尾飞翼布局飞机的结构振动往往与刚体运动耦合在一起,而传统的刚体模型不能反映飞机的结构弹性变形。现有研究多采用基于有限元法建立的模型,变量物理意义不明确,不利于控制系统设计。文章采用两根固定于质心的悬臂梁表征飞机的结构振动特性,基于Lagrange方程,为弹性飞翼飞机建立了刚/弹性耦合的纵向运动方程,并在配平点... 相似文献
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采用改进的弹簧近似方法,以ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的Euler方程为控制方程,耦合结构运动方程,计算了Isogai机翼模型的颤振边界。气动力求解采用双时间推进,外时间为物理时间,与结构运动方程同步;结构运动方程求解采用Rayleigh-Ritz方法,时间推进也采用双时间法,节省了大量计算时间。研究表明,计算结果与参考文献提供的结果吻合良好,证明了所提出的跨声速颤振计算方法的准确性。 相似文献
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跨音速颤振计算方法研究 总被引:7,自引:3,他引:4
采用快捷的动态弹性变形技术生成三维块结构动态贴体网格。结构运动方程采用二级精度的龙格—库塔时间推进。气动力求解则用非定常欧拉方程的双时间有限体积推进,外时间为物理时间,与结构运动方程同步;对每个真实物理时间步采用五步Runge Kutta时间推进进行虚拟定常迭代。针对可压流颤振计算中存在的质量不相似问题,采用变质量、变刚度的方法计算出质量匹配点处的颤振速压值,并根据颤振速压随质量或刚度倍数的变化趋势,得出可用的飞机跨音速颤振速压。对一飞机简化外形的跨音速颤振特性计算得到了合理的计算结果。 相似文献
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基于飞行力学的原理,建立了飞行器攻击地面目标的运动方程,进而运用计算结构力学与最优控制的相似性原理,将求解Riccati方程的一种新方法引入飞行器再入机动制导问题中。由于采用的是结构静力学中的子结构消元法,从而避免了本征值问题的求解。该方法大幅度地提高了计算速度,同时具有很好的数值稳定性,计算结果表明该方法的有效性。 相似文献
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为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。 相似文献
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天线展开机构使用动力绳实现天线展开和收拢过程中易出现动力绳松弛、脱槽现象。以星载高精度伞状天线展开机构为研究对象,分析天线展开机构的工作原理;利用解析法获得展开机构的运动方程,结合天线展开机构运动部件结构参数,得到天线展开过程中展开机构动力绳的松弛规律;建立以展开机构结构参数为设计变量,以动力绳松弛量最小为目标的展开机构结构优化模型,通过模拟退火法进行求解,得到优化的展开机构结构参数,通过优化前后的展开机构展开、收扰功能试验,测试了机构工作时动力绳的松弛量,验证了展开机构优化的正确性。结果表明:优化后的展开机构动力绳松弛量较优化前降低了90%,优化效果显著。 相似文献