基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.     

高速颤振模型设计中颤振主要模态的判断

颤振模型设计时难以实现完全的动力学相似,需要对颤振主要模态进行合理选择。采用数值分析方法,对颤振模型设计时主要模态的选取问题进行研究。通过各阶模态振型下气动刚度系数的比较、指定运动形式下广义非定常气动力的计算和不同模态截断下颤振结果的收敛特性分析,研究了颤振分析时不同模态运动之间的相互影响,对模态运动引起的气动力和颤振特性变化进行评估。以高超翼面模型为研究对象的数值算例结果表明,几种分析方法所判断的颤振主要模态基本一致。其中基于振型的广义气动刚度系数参数,避免了非定常气动力的计算,可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。     

亚音速飞行的某型导弹舵面颤振特性研究

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。     

均匀流场拉条模型颤振导数识别试验研究

拉条模型作为介于全桥气弹模型和节段模型之间的一种气弹模型,在以往的研究中,常用来比较分析节段模型和全桥气弹模型试验结果的差异而使用,而没有利用该模型进行主梁断面颤振导数识别的研究报道。本文则引入模态参数识别方法进行拉条模型颤振导数识别,并设计了一个平板断面的拉条模型,在均匀流场下进行了颤振导数识别试验研究,与理想平板颤振导数理论解进行了比较,试验结果与理论解的吻合说明了拉条模型颤振导数识别方法的可靠性。     

考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。     

Flight Flutter Modal Parameters Identification with Atmospheric Turbulence Excitation Based on Wavelet Transformation

针对基于大气紊流激励的飞机颤振试验数据具有信噪比低以及测量数据以加速度响应形式给出等特点,将小波变换与随机减量法相结合对飞机颤振模态参数进行识别,首先利用随机减量法获得结构在非零初始加速度条件下的自由衰减响应,然后对该自由衰减响应进行Morlet连续小波变换,为使变换简单,本文采用了Parseval定理和留数定理,利用Morlet的带通滤波特性,通过搜索小波变换系数在不同的尺度区域内的极大值,再根据小波变换系数的极大值、相角与固有振动频率及阻尼系数间的关系,即可识别出各模态参数。并对利用小波变换识别颤振模态参数时,实现模态解耦应满足的条件进行了分析研究。通过仿真和飞机颤振试验数据分析,验证了该识别方法不仅简单、有效和可行,而且具有较强的抗噪性。     

不同气流偏角下的壁板热颤振分析及多目标优化设计

 研究了考虑热效应的不同气流偏角下的壁板颤振问题及其多目标优化设计。采用考虑气流偏角影响的一阶活塞气动力、Von-Karmon大变形理论和准定常热应力理论建立了复合材料壁板热颤振方程。利用模拟退火算法,对不同温度场下的偏航壁板颤振速度进行计算。以偏航壁板热颤振速度和壁板重量为多目标函数,在不发生热屈曲的条件下进行优化设计。结果显示：温升使偏航壁板颤振发生“跳跃”现象,对应的气流偏角发生变化;当壁板热颤振模态不变时,偏航壁板颤振速度随温升呈下降趋势,两者呈线性关系;而当热颤振模态发生变化,即偏航壁板颤振发生“跳跃”现象时,偏航壁板颤振速度随温升先升高而后降低,两者呈非线性关系;Pareto解对应的多目标函数之间呈线性关系。     

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。     

机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响研究

为了研究机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响规律,揭示其影响机理,通过片条理论计算螺旋桨气动载荷,在MSC.NASTRAN软件平台上进行二次开发,对不同结构参数的吊舱-螺旋桨系统和机翼-吊舱-螺旋桨系统进行了旋转颤振分析。研究表明,机翼结构的弹性会大幅降低发动机俯仰模态频率,而小幅降低发动机偏航模态频率,从而改变两模态频率之差,影响模态耦合的程度,进而改变旋转颤振速度。另外,当发动机的运动与机翼翼面的运动耦合紧密时,机翼翼面的气动载荷能够显著提高发动机的旋转颤振速度。     

基于CFD/CSD耦合的叶轮机叶片失速颤振计算

为了研究叶轮机叶片的失速颤振特性,发展了一种计算流体力学与计算结构力学(CFD/CSD)时域耦合方法。该方法通过每一物理时刻CFD和CSD的循环迭代实现了耦合计算。在CFD分析中,采用鲁棒性较好的空间离散格式AUSM+-UP,并基于延迟脱体涡模型(DDES)模拟了带分离流动。在结构分析中,通过模态法构建了旋转叶片动力学方程并运用杂交多步方法进行求解。以孤立转子Rotor37为例,计算了不同工况下流场总体与细节参数,与实验结果的对比验证了CFD算法的精度。对某转子叶片进行了颤振特性研究,计算所得的广义位移时间响应曲线表明该叶片在近失速工况下会发生失速颤振,其表现形式为一阶弯曲模态发散且各阶模态之间不耦合。分析表明,流场不稳定和非定常效应是引起失速颤振的关键因素,同时折合频率的降低也会导致原本气动弹性稳定的叶片发生失速颤振。     

含不确定参数的复合材料壁板热颤振分析

研究了含有不确定结构参数的壁板颤振问题,利用vonKarman大变形应变-位移关系、气动力活塞理论和准定常热应力理论建立了复合材料壁板颤振的气动弹性力学模型,考虑在壁板颤振分析模型中存在的不确定参数,将其用区间向量定量化,基于区间扩张理论和Taylor级数展开,并结合有限元计算方法,提出了区间分析的方法来估计含有不确定参数的壁板结构颤振临界风速的区间,以及发生极限环振动时振幅的变化区间。通过数值算例,将本文提出的壁板颤振的区间有限元模型与随机有限元模型进行了比较,显示了本文方法的有效性和可行性。这种方法的优点是只需要知道不确定参数的所在范围界限,为解决含有不确定参数的壁板颤振这类复杂的气动弹性动力学问题提供了一个途径。     

含填充弹性地基双层道面板有限元分析及参数影响研究

针对机场道面修复问题,建立了一种飞机载荷-盖层-道面-含填充地基的力学模型。其中飞机载荷采用主起落架多轮载荷,盖层与道面采用Mindlin厚板理论。在此基础上,建立了问题的有限元求解格式,分别对道面板在飞机单轮和多轮载荷情况下进行了有限元数值分析,有关数值结果与实验结果吻合较好。最后研究了盖层厚度、填充半径对位移、应力的影响规律。     

层叠纤维增强板的振动问题

 本文用任意正交铺层的简支矩形板自由振动问题的精确解,通过计算研究了经典层板和考虑剪切的层板振动理论的适用范围;还研究了在经典层板横向振动理论中板平面内两个方向惯性力的影响问题,结论是可以忽略这种影响。     

蜂窝平板太阳能集热器闷晒对比实验

研制了一种由聚酯薄膜制成的矩形孔蜂窝结构,并制作了蜂窝孔尺寸及壁厚不同的数块蜂窝板。对含有蜂窝结构的平板太阳能集热器与不含蜂窝结构的普通平板集热器,进行了闷晒对比实验。实验表明：蜂窝结构显著提高了平板集热器的平衡温度,且较小的蜂窝孔尺寸及薄的蜂窝孔壁厚效果更为明显;进一步的效率分析也表明∶含蜂窝板的平板集热器,其集热效率比普通平板集热器显著提高     

薄板弯曲问题的Trefftz方法

 本文从弹性力学广义变分原理出发,提出了一种求解薄板弯曲问题的Trefftz方法。为了让近似函数满足平衡微分方程,利用复变函数理论研究了试函数空间的构造问题。最后对矩形板给出了3个算例,计算结果表明该方法具有较好的收敛性和稳定性。     

超声速气流中受热壁板的二次失稳型颤振

研究了超声速气流中受热壁板的非线性气动弹性响应,发现了一种新的动态失稳现象——二次失稳型颤振。基于von Karman非线性应变-位移关系、Reissner-Mindlin板理论和一阶活塞理论建立超声速气流中三维壁板的有限元模型。通过数值算例,研究了超声速气流中受热壁板发生二次失稳型颤振的条件,并运用非线性振动理论分析了二次失稳型颤振的机理。研究表明,超声速气流中受热壁板在平衡态的稳定性未发生变化时,也会因系统参数的变化引起气动弹性响应性质的突变,导致壁板的二次失稳型颤振。二次失稳型颤振能否发生不仅受到气流速压和壁板温升的影响,而且还与初始扰动有关。当扰动引起壁板的初始变形较小时,不能激发出二次失稳型颤振,壁板的气动弹性响应最终收敛到屈曲平衡态。应用二次失稳型颤振理论和分析方法,确定了前人给出的一个金属壁板模型的热颤振边界的风洞试验结果,而且计算结果与试验结果符合良好,从而对这一壁板热颤振现象的风洞试验结果作出了较合理的理论解释。     

二元推力矢量喷管导流板的设计研究

在某型飞机进行二元推力矢量改装时，为了获得俯仰方向的矢量推力，必须对飞机尾喷口气流进行导向，以便实现推力方向的改变。本文将喷口导流板设计成由矩形板部分和三角形部分组合成的一个几何体，利用有限元软件Patran对导流板进行了应力强度分析和变形分析，得出不同的三角形高度和不同的矩形宽度组成的导流板的应力分布场和变形位移场不同。通过对不同宽度的矩形板和不同高度的三角形板组成的导流板的分析计算得出，导流板最大应力和最大位移随三角形高度变化曲线，从而确定最佳的三角形高度和矩形板宽度。     

A progressive approach to predict shot peening process parameters for forming integral panel of Al7050-T7451

In this paper, a progressive approach to predict the multiple shot peening process parameters for complex integral panel is proposed. Firstly, the invariable parameters in the forming process including shot size, mass flow, peening distance and peening angle are determined according to the empirical and machine type. Then, the optimal value of air pressure for the whole shot peening is selected by the experimental data. Finally, the feeding speed for every shot peening path is predicted by regression equation. The integral panel part with thickness from 2 mm to 5 mm and curvature radius from 3200 mm to 16000 mm is taken as a research object, and four experiments are conducted. In order to design specimens for acquiring the forming data, one experiment is conducted to compare the curvature radius of the plate and stringer-structural specimens, which were peened along the middle of the two stringers. The most striking finding of this experiment is that the outer shape error range is below 3.9%, so the plate specimens can be used in predicting feeding speed of the integral panel. The second experiment is performed and results show that when the coverage reaches the limit of 80%, the minimum feeding speed is 50 mm/s. By this feeding speed, the forming curvature radius of the specimens with different thickness from the third experiment is measured and compared with the research object, and the optimal air pressure is 0.15 MPa. Then, the plate specimens with thickness from 2 mm to 5 mm are peened in the fourth experiment, and the measured curvature radius data are used to calculate the feeding speed of different shot peening path by regressive analysis method. The algorithm is validated by forming a test part and the average deviation is 0.496 mm. It is shown that the approach can realize the forming of the integral panel precisely.     

Static Analysis of Functionally Graded Sandwich Plates Using an Efficient and Simple Refined Theory

In this paper, a new displacement based high-order shear deformation theory is introduced for the static response of function-ally graded sandwich plate. Unlike any other theory, the number of unknown functions involved is only four, as against five in case of other shear deformation theories. The theory presented is variationally consistent, has strong similarity with classical plate theory in many aspects, does not require shear correction factor, and gives rise to transverse shear stress variation such that the transverse shear stresses vary parabolically across the thickness satisfying shear stress free surface conditions. Two common types of functionally graded sandwich plates, namely, the sandwich with functionally graded facesheet and homogeneous core and the sandwich with homogeneous facesheet and functionally graded core, are considered. Governing equations are derived from the principle of virtual displacements. The closed-form solution of a simply supported rectangular plate subjected to sinu-soidal loading has been obtained by using the Navier method. The validity of the present theory is investigated by comparing some of the present results with those of the classical, the first-order and the other higher-order theories. It can be concluded that the proposed theory is accurate and simple in solving the static bending behavior of functionally graded sandwich plates.     

平底直升机着水载荷和压力分布估算方法研究

将平底直升机底部形状简化为一矩形平板，基于经典的水动力冲击理论，建立简化的刚体运动方程，对其求解得到着水载荷及压力分布的估算方法。计算结果与国外相关资料比较，其准确性可以满足实际工程的要求。