飞行器结构振动研究的有关问题

本文首先介绍了飞行器振动研究方面的发展趋势。过去飞行器结构动力学主要研究弹性飞机在外载荷(力、运动)作用下的结构动力特性和响应。随着航空科学技术的发展,引进了飞行器结构变形对气动力的影响,发展成为气动弹性力学。现在又引进自动控制技术,不仅考虑了结构变形与空气动力的耦合,而且考虑结构系统与控制系统的耦合,发展成为受控气动弹性力学,或受控结构动力学。接着介绍了开环飞机结构动力学的研究内容,包括正问题、逆问题两大类。把已知输入(力、运动)加到已经估算出来的数学模型(如通过有限元素法求得)上,求得所需要的输出,叫做正问题。逆问题之一叫模态识别(或参数识别),即把已知输入加到飞行器上,通过实验测得输出,从而求出数学模型。另一是载荷识别,即根据算出或识别出来的数学模型,和在实际工作情况下测得的输出来确定输入。 本文最后在强调研究飞行器振动问题重要性的基础上,对振动环境问题的研究途径和方法提出了建议与看法。     

基于气动(气动噪声)/结构耦合仿真研究

声振综合力学环境是航空航天飞行器的重要环境之一。航天飞机或运载火箭、飞船在起飞段产生强噪声环境,这种强噪声会激发局部结构振动,损伤飞行硬件,所以飞行器强噪声环境和随机结构振动预示受到了各航空航天大国的重视。综述了国内外综合力学环境研究现状,提出了气动(气动噪声)/结构耦合思想,即基于物理声学、结构动力学以及空气动力学的三场耦合,对飞行器综合力学环境进行预示。分析了气动(气动噪声)/结构耦合综合力学环境仿真的关键技术,提出的仿真基本思路是在已有气动弹性研究的基础上引入噪声载荷,建立三场耦合平台。以舱段为研究对象,进行了气动/结构/声学(CFD/CSD/CAA)耦合建模及仿真,获得舱段时域结构响应,验证了方法的可行性。研究目的是拟开发空间飞行器结构/热/气动/气动噪声多力学耦合分析的仿真环境分析软件。为研究用于高超声速飞行器复杂力学环境预示积累理论基础。     

大阻尼隔振系统设计

随着空间技术的迅速发展,飞行器所处的振动、冲击、过载、噪声等动态环境条件更加复杂和恶劣。就振动环境而言,其频率范围之宽,加速度之大,足以使飞行器电子仪器设备内部产生破坏应力。该应力轻者将影响工作性能,缩短仪器寿命;重者还会引起严重故障,造成飞行器飞行失败。因此,为了提高飞行器的可靠性,必须对飞行器上电子仪器设备的振动进行控制,以满足飞行器振动环境的要求。振动控制是应用工程力学原理来减小飞行器电子仪器设备不希望产生的振动效应,从而     

数字式振动控制技术

引言振动试验技术的广泛应用是在第二次世界大战期间和战后才发展起来的。这时,不仅是振动引起的机械结构疲劳问题,而且复杂的电子装置和机电设备的使用,使得控制系统和通讯仪器对运行期间遇到的振动也是敏感的。此外,现代宇航飞行器的速度和操作装置严重地扩大了整个环境所产生的振动,从而使振动响应的理论预测和估计更加复杂。虽然振动试验技术的发展很自然地与飞机、舰船和宇宙飞行器领域密切联系在一起,     

编者的话

随着科学技术的发展,振动问题的研究愈来愈为人们所重视。特别是航空、航天工程,飞行器在各种飞行环境中可能产生各种振动问题,往往导致严重的后果。大气紊流、发动机、直升机旋翼等多种振源引起强迫振动,突风、着陆、机炮产生动力响应,以及各种动力不稳定问题(如飞机颤振、直升机“地面共振”等),不仅影响到飞行器的结构强度和飞行品质,而且直接关系到飞行器的性能,威胁到飞行的安全。同时,由于发展了主动控制技术,还带来了新的受控结     

结构和推进系统耦合不稳定(Pogo)的预防——NASA运载火箭设计规范

由于飞行器结构与推进系统相互作用,很多液体火箭经受了不稳定纵向振动.此振动主要在运载火箭第一级液体助推器工作期间,以弹体一阶纵向振型的形式出现.根据共形态给它取了个绰号“Pogo”(高跷).典型的不稳定效应的一般表示如图1所示。振动自动地开始、增大、然后消失,经历时间一般10～40秒。振动频率与一阶结构频率相同,它     

辐射加热方法在结构热试验中的作用与地位

高超声速飞行器经受着严酷的气动加热环境,为验证飞行器整体设计、考核热结构耐热性能,需要开展大量的结构热试验研究,如辐射加热、气流加热方法等。其中辐射加热方法具有加热时间长、加热能力强、多温区控制等特点,是有效的结构全尺寸热试验方法;气流加热方法受试验空间、加热时间等限制,在特定问题上发挥着重要作用。给出了高超声速飞行器防热区和高温区的热结构设计理念,总结了国外结构热试验方法的发展和应用,指出用辐射加热模拟气动热环境仍将是新型飞行器热结构优化设计和性能考核的重要手段。     

V尾伺服弹性试验失稳定位方法研究

准确获取飞行器结构动力学特性及气动伺服弹性稳定裕度,是飞行器首飞成功的关键。针对某飞机在伺服弹性地面试验时发生结构与控制系统耦合问题进行了研究,提出了一种获取飞行器的失稳频率和振型的方法。利用加速度传感器采集结构的振动响应,采用随机子空间模态参数辨识方法分析获得飞机伺服弹性地面试验失稳时V尾振动频率和振型,为控制系统修改设计提供方向及气动伺服弹性理论模型修正提供数据。     

随机减量技术的原理及应用

随机减量特征(RDS)是七十年代国外发展起来的一项新的振动分析方法。它是在系统运转的情况下,不依赖激励讯息,仅根据实测响应,识别系统固有动力学参数的技术。本文综述了方法的原理和应用,并给出初步例子,对分析过程作一验证说明。一、引言无论解决航天器中哪一类振动问题:与整个飞行器的控制稳定性有关的,与飞行器结构     

飞行器薄壁结构热噪声响应及动强度研究

飞行器在大气层内长时间高马赫数飞行会面临极端严酷的热/振动/噪声等力热复合载荷环境,对传统单一环境下的结构动力学、强度分析与试验技术提出了挑战,本文分析了国内外在该领域进展及存在的技术难题,围绕工程及专业技术发展需求,针对飞行器薄壁结构在高温环境下的结构动特性演变规律、热噪声动态响应分析与试验技术、热噪声载荷下结构寿命预示与动强度评估等方面开展研究,对取得的最新研究进展进行了科学总结,提出了未来的发展建议,可为高超声速飞行器、可重复使用运载器等关键结构设计与试验考核提供技术支撑。     

智能材料与结构及其在智能飞行器中的应用

为了满足民用和军事领域对智能飞行器日益增长的需求,在承载、连接等功能的基础上,具有自诊断、自适应、自控制、自修复等“智能功能”的智能结构应运而生。这一技术的出现显著地推动了航空领域的发展,如利用形状记忆合金作为驱动器驱动指定结构变形可以改变飞行器气动性能,而利用压电材料作为传感器和驱动器对结构进行健康监测和振动噪声控制是当前智能结构研究的重要方向。以此为背景,介绍了南京航空航天大学智能结构研究团队近十年来在智能结构方面的研究进展,以期为智能结构技术的发展与创新提供可以借鉴的思路。     

冲击、振动数据的统计方法及概率标准的讨论

飞行器冲击、振动环境问题中的参数,一般是随机变量,必须用统计方法描述。若不用统计描述,使用试验数据或经验曲线,常常不好使用,或者标准不明,概念不清。飞行器设计力求有明确的可靠性要求,相应的各个有关问题,亦要用统计描述,要有明确的合理的概率统计标准。冲击、振动条件是飞行器设计的一个依据。应该使用统计方法,给出合理的冲击,振动条件。文内所讨论的内容,主要针对冲击问题。综述已有的研究成果,分析、整理部分试验数据。在此基础上建议:冲击、振动条件应区分使用条件与设计条件,改变过去单一标准的条件。对于符合正态分布的量,统计样本数较少时,如少于4,使用条件取95％概率50％置信的单边容许上限x_L,设计条件的值x_H和x_L之间的关系用可靠性安全系数f_R联系,即x_H=f_Rx_L。     

航天飞行器脉动压力数值计算方法综述

航天飞行器以高马赫数飞行时,由于边界层的复杂流动将产生强烈的脉动压力环境。由此会引发仪器设备强烈的振动与噪声环境,从而大大降低了系统的可靠性,甚至导致飞行失败。长期以来,国内外在飞行器脉动压力预示方面开展了大量的理论分析、数值计算与试验研究,取得了一定的成果。随着计算流体力学和脉动压力计算方法的日趋成熟,数值方法正日益成为脉动压力环境预测的主要工具。针对飞行器脉动压力环境的基本特征,对目前常用的脉动压力数值计算方法和现有研究成果进行了较为全面的介绍,对新一代航天飞行器的研制提供了一定的参考依据。     

基于纯随机激励的热模态试验技术研究

考虑热影响的结构模态试验技术研究对高空高速越层飞行器的飞行安全具有重要的意义,主要介绍了基于纯随机激励的热模态试验技术,并以一个三角翼的热模态试验为例,阐述了热模态试验原理、方法,最终获得了三角翼的前四阶振动频率随时间变化的规律,为高空高速越层飞行器结构振动特性验证打下了坚实的基础。     

中国宇航学会结构强度与环境工程专业委员会将召开飞行器纵向耦合振动(POGO)专题学术交流会

中国宇航学会结构强度与环境工程专业委员会将于1984年10月底召开POGO振动学术交流会。征文内容: 1.全箭整体结构纵向固有特性,传递特性,试验(包括Ⅰ级、Ⅱ级、Ⅲ级等)与理论研究。大型液体运载器,发动机系统,飞行器头部,卫星等的重要部件的低频振动的固有特性试验与理论研究。     

振动系统的统计能量法

统计能量法近二十年来首先为满足高速飞行器复杂结构振动估算的需要而发展起来的。目前对使用所得结果的条件限制甚严,因而影响了它的使用。但还是解决了一些实际问题。发展工作仍在进行。本文简要介绍发展这一方法的背景、方法要点、研究现状以及尚待解决的一些问题。     

升力体高超声速飞行器横向气动特性研究

升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。     

结构阻尼减振系统设计

随着现代科学技术的不断发展,振动和噪声的控制日益成为一个迫切的问题。尤其是空间技术的迅速发展,飞行器系统的功率和速度都有极大地提高,在飞行器结构中,由于各阶振型有时会被同时激发,从而产生强烈地宽带随机振动和噪声。上面的电子仪器设备,常常因为这些宽带随机振动和噪声的作用,将会同时激发各阶振型,形成许多共振峰,产生多峰共振。这些共振往往能够引起很大的破坏应力,使结构产生预期之外的损坏,引起仪器设备的失灵,甚致造成飞行失败。为了解决在宽带随机振动和噪声环境下多自由度系统的结构多峰共振响应,应用我们以往在实际工程设计中所采用的大阻尼隔振系统设计技术,虽然尚能满足要求,但是它存在的严重缺点是不能忽视的。例如:体积大、笨重、散热性能差等。因此一种从增加结构阻尼着手,采用结构阻尼减振技术控制振动的方法便提到日程上来了。     

基于累积损伤的结构动力可靠性研究进展

结构动力可靠性已成为大型系统结构可靠性与安全性设计所关注的焦点之一。从结构动力可靠性理论与分析、结构振动疲劳损伤累积分析两个方面,总结了国内外学者近期在理论研究与工程应用的研究进展,分析了热点研究的发展趋势。并结合航天工程特点,提出了航天飞行器结构工程领域未来应着重加强的研究方向与急需解决的技术问题,以提高我国航天飞行器结构可靠性与安全性。     

2.4m风洞大迎角机构结构设计与有限元分析

研制具有良好力学特性的大迎角机构,是解决先进、高机动飞行器武器大迎角气动力问题的关键技术之一.阐述了2.4m风洞大迎角机构结构形式,同时应用MSC/NASTRAN有限元软件,对其强度、刚度和动态特性进行了有限元分析,获得了大迎角机构在最大气动力载荷作用下的结构应力和变形,以及自由振动时的模态频率和模态振型.计算结果表明:大迎角机构本身结构强度、刚度富余;固有频率远离气流脉动频率,表明其具有较好的动态特性;该机构结构形式合理可靠.