钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振设计

钛合金超塑成型/扩散连接结构是一种新型的结构形式。以某型空空导弹舵面结构为实例,对钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振建模和设计进行了研究。采用有限元软件,计算和分析了舵面气动外形、舵面重心对颤振特性的影响,确定了满足导弹颤振裕度要求的舵面结构形式。     

不同流动状态下舵面气动热弹性分析

颤振分析是高超声速飞行器设计中的关键技术之一。本文通过Fluent和ANSYS分别求解流场和结构场，研究了舵面模型在不同流动状态下的颤振问题。结果表明，对于本文模型，气动热使结构模态频率下降和产生热应变；在湍流下，舵面的颤振速度区间相比常温下降26.9%，在层流下，也有13.4%的下降；在相同马赫数不同动压下，动压较低时的舵面颤振位移响应趋于收敛。以上结果可为双楔形翼在高超声速飞行器中的应用提供参考。     

飞翼布局特殊舵面建模与颤振分析研究

以多舵面组合下的无尾飞翼布局为基础,建立全机的结构动力学有限元模型,进行固有模态分析。对颤振计算方法进行改进,分析了多舵面下的颤振和振动特性,研究了在机身后缘机翼外侧的副翼改成对开式双舵面后无尾飞翼布局的颤振和振动特性,提出了一种建模和计算的方法。     

导弹舵机/舵面系统模态试验方法研究

针对导弹舵机/舵面系统非线性较强的特点,将"猝发随机法"和"纯模态法"相结合,得出准确测试舵机/舵面系统模态参数的模态试验方法。首先采用"猝发随机法"获取系统的频响函数估计,然后采用多参考最小二乘复频域(PolyMax)法进行模态参数识别,得到系统初步的模态参数,最后利用"纯模态法"剔除虚假模态,准确测试结构的模态参数。该方法提高了导弹舵机/舵面系统模态参数的识别质量和效率,为导弹颤振特性分析及气动伺服弹性分析提供了准确的动特性参数,具有重要的工程应用价值。     

舵面型颤振特性与转换规律特性研究

操纵面颤振是制约飞机性能的关键因素,对颤振设计而言,需要从总体布局、结构刚度、惯性特性等方面入手,综合权衡各种因素。针对某机翼及舵面,建立结构动力学有限元模型,在分析机翼及舵面固有特性与不可压流假设颤振特性基础上,研究带后缘舵面驼峰型颤振与经典弯扭颤振的转换规律,包括操纵刚度、舵面刚度、舵面质量分布等关键因素,总结了设计要素对舵面型颤振特性的影响规律,并对颤振模型数值计算与风洞试验进行了对比分析,结果验证了所取颤振设计参数的有效性,可以作为机翼带舵面颤振设计的重点要素。     

变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。     

基于MSC．Nastran的机翼有限元颤振分析

利用有限元结构分析软件建立了某型飞机机翼的动力学有限元模型，并应用MSC．Nastran解算器对其进行固有模态分析和颤振速度求解，得到了该机翼的振动和颤振特性，为飞机的适航认定和研制改型提供了依据。     

AC500型飞机操纵面破损颤振分析

提出了一种全机操纵面破损颤振分析的工程方法。这种方法是为了适应适航CCAR§23．629条例关于“全机操纵面颤振分析要考虑主飞行操纵系统中任何单个舵面元件损坏、失效或断开情况”的要求而提出的。利用经地面振动试验验证的AC500型飞机全机有限元模型，采用降低操纵面模态频率的方法模拟单个舵面的破损情况，完成了AC500型飞机操纵面破损10种计算状态的颤振分析，并对计算结果的合理性进行了仔细分析，表明方法是可行的、有效的。     

多控制面飞机的全机颤振主动抑制设计

 以仿F/A-18A外形的全机模型为对象,研究多输入/多输出（MIMO）飞机颤振主动抑制（AFS）设计方法和特点。控制律采用线性二次型高斯（LQG）方法,结合平衡截断法降阶。首先,仅用机翼舵面对机翼部件和全机设计AFS控制律;然后,全动平尾参与AFS控制;最后,机身额外加装小翼,与机翼舵面联合控制,考察AFS效果。研究发现：单独机翼AFS效果显著,颤振速度提高28%;全机构型有机身模态参与颤振,仅用机翼舵面,低阶控制律颤振速度增量仅为4.6%;全动平尾参与控制可改善低频颤振,但存在低速的高频不稳定模态;机身小翼与机翼舵面联合控制,AFS控制效果可达14.9%。最终,筛选出机翼后缘内侧舵面与机身小翼两组控制面进行AFS设计,即可达到14.5%的颤振速度增量,是较为理想的AFS方案。     

基于气动力分段表达的颤振求解方法与模态跟踪技术的应用

在频域颤振方程的求解中,PQI法采用分段气动力的表达形式将颤振方程进行分段直接求解,避免了迭代。由于广义气动力分段插值函数PQI的构建依赖折合频率的选取,将构造的分段插值函数嵌入颤振方程中求解存在模态窜支问题,对此发展了一种基于特征值摄动理论的预测跟踪法来确定各阶模态对应的特征值随参数变化的前后对应关系。文中介绍了PQI颤振分析的基本方法,并采用P-K法进行对比分析来验证算法的计算精度,最后将发展方法应用到某飞机全机轴对称状态颤振分析中来验证算法在实际工程颤振分析中的有效性,数值结果表明该方法计算精度高,模态跟踪效果良好。     

亚跨风洞中舵面亚临界颤振试验

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。     

两种跨声速气动弹性问题分析研究

在非结构运动网格基础上,采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程.通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程.分析和研究了二维嗡鸣和三维机翼颤振这两种跨声速非线性气动弹性问题.二维嗡鸣问题的研究考虑了翼面-舵面系统的缝隙间网格运动、缝隙对嗡鸣的影响和扰流片对嗡鸣的抑制.耦合多自由度Lagrange结构运动方程数值模拟了三维机翼的颤振问题.通过跨声速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算,计算的颤振临界速度与实验值有5%左右的误差,验证本方法的正确性.由于本方法是在对外形具有良好普适性的非结构动网格基础上完成的,具有良好的工程实践价值.     

方向舵蒙皮的壁板颤振分析

针对某飞机出现的方向舵蒙皮壁板颤振故障引发的振动疲劳裂纹问题，进行了相关的分析计算和修改方案。利用MSC．NASTRAN软件，建立了计算壁板颤振的有限元模型，取前15阶固有振动模态构建模态坐标系下的颤振方程。选用ZONA51超声速气动力计算程序分析壁板的气动力，采用空气密度折半的方法来模拟壁板单面承受气动力的情况。计算结果表明，方向舵蒙皮发生了壁板颤振。通过对方向舵蒙皮结构修改方案的进一步分析，表明修改方案能够满足壁板防颤振设计的要求，并且具有相当大的安全裕量。     

舵面结构参数化建模方法及气动弹性应用

以典型舵面为对象研究适用于飞行器部件的结构参数化建模方法及应用。首先,提出一种基于有限元方法,及映射变换法则的,由二维网格参数化剖分向三维外形展开的,参数化描述思路,通过Matlab编程实现其流程算法;然后,将舵面参数化建模,与结构动力学及颤振分析相结合,分别将结构模型、气动网格和插值结点做参数化描述,进而实现舵面颤振分析模型的参数化;最终,将参数化建模方法,与遗传算法优化流程相结合,实现舵面外形及结构参数的优化设计。以某全动尾翼模型为例,应用文中方法极大提高了结构建模效率;与遗传算法相结合,在满足约束条件的前提下,实现了该舵面初始方案47%的结构减重效果。研究成果可为概念设计阶段的舵面设计提供指导。     

基于欧拉方程的机翼跨音速颤振的频域计算

机翼跨音速颤振的频域计算方法是以给定机翼模态分布下机翼上各点的模态值作为运动幅值，以三维非定常Euler方程为控制方程，采用有限体积法和双时间推进，求解三维机翼简谐运动下的非定常气动力。所求得的气动力作为已知值运用于颤振方程，利用v-g法进行求解。对得到的一系列的阻尼、速度和频率进行了线性插值，从而得到颤振速度和颤振频率。     

基于模态综合法的含间隙折叠舵面动态特性分析

基于模态综合法对含间隙折叠舵面的非线性动态特性进行了研究。首先根据折叠舵面的结构特性建立含铰链连接的有限元模型，并采用双协调自由界面模态综合法对折叠舵面的有限元模型进行降阶。其次对不含间隙的折叠舵面进行扫频和模态实验，检验有限元模型及其降阶动力学模型的精度，并基于模型修正得到铰链的等效线性连接刚度。最后将等效线性连接刚度和间隙值进行组合，得到不同间隙下铰链的非线性连接刚度，完成含间隙折叠舵面的非线性动力学模型建立。基于非线性动力学模型对含间隙折叠舵面进行数值扫频，计算结果与实验扫频结果吻合良好，验证了所建立非线性动力学模型的精度及其在含间隙折叠舵面非线性动态特性分析中的可行性。     

头部波系对气动舵颤振特性的影响研究

以分析头部波系对气动舵颤振的影响为目的,采用CFD/CSD耦合算法.在耦合中采用保形动网格策略保持弹身和舵面的几何外形.对单独舵面和舵身组合体计算发现:与单独舵面相比,舵身组合体颤振边界随马赫数升高下降更快;在Ma=7时,单独舵面尚未颤振而组合体中的舵面已颤振.其机理为头部波系对气动舵的影响:马赫数升高,头部圆锥激波内移,膨胀低压区缩小,舵面上激波和外流场的总影响区扩大,气动舵更易颤振.     

机身刚度对双体飞机颤振的影响规律分析

针对某双体飞机颤振特性复杂的问题,本文采用片条理论修正后的偶极子网格方法,建立了双体飞机非定常气动力模型,同时基于地面振动试验建立了不同机身刚度双体飞机等效梁模型。通过有限元方法,分析了机身刚度对双体飞机结构动力学的影响,同时通过求解耦合得到的频域方程,探究了机身刚度对双体飞机颤振的影响规律。研究结果表明,机身截面垂向刚度对机身一阶垂直对称弯曲模态、机身一阶垂直反对称弯曲模态与平尾滚转模态频率影响较大。机身截面垂向刚度降低到原设计刚度67%时,机身反对称弯曲模态对平尾扭转效应增强,机身一阶垂直反对称弯曲模态、平尾滚转模态与平尾一阶垂直反对称弯曲模态耦合,双体飞机在269.34 m/s时发生颤振,颤振频率为37.2 Hz。     

某型炸弹制导化改造舵面及其操纵系统颤振分析

进行伺服系统的刚度试验,获得了舵面操纵系统的刚度;依据试验数据构建了舵机伺服系统及舵面结构有限元模型,并进行了整个系统的固有频率计算;结合固有频率计算结果,利用偶极子网格空气动力模型,进行舵面及操纵系统颤振计算。计算表明,随着海拔高度的升高,舵机及其操纵系统的颤振速度有所提高,颤振频率均为337Hz左右,颤振速度为500m/s左右。     

翼梢装置对机翼颤振特性影响研究

机翼加装翼梢装置在气动上可以起到减小飞机的诱导阻力、提高升阻比、耗散强翼梢涡等作用,但是它也使飞机的结构特性发生了变化,尤其是颤振特性。采用MSCPatran,MSCFlds建立基本翼及几种带翼梢装置机翼的动力学有限元模型和非定常空气动力网格,应用MSCNastran求解序列SOL103对其进行固有模态分析,利用求解序列SOL145进行颤振分析,通过对比分析得到翼梢装置对机翼的振动和颤振特性影响,为飞机翼梢装置设计提供依据。