气动弹性系统动特性的试验研究

本文在实践的基础上提出一种精度高、时间较省的气动弹性系统动特性的测试方法,着重介绍测试方案的选取、测试原理与测试中应注意的问题,并给出了一机翼模型在风洞吹风状态下的动特性实测实施方框图与测试结果。另外根据实测数据,采用经典的拟合方法与DFP法相结合的方法,建立了气动弹性系统的数学模型。     

含间隙减阻杆非线性气动弹性研究

为减小钝头飞行器超声速飞行的阻力,在整流罩顶端安装多节可伸缩的减阻杆,节间的间隙会引起非线性,对飞行器气动弹性特性产生影响。本文针对含间隙减阻杆的气动弹性问题,提出了非线性结构建模和气动弹性分析方法,利用梁单元和非线性弹簧模拟减阻杆,利用模态综合法建立飞行器系统结构动力学模型,通过计算结构动力学与计算流体动力学耦合求解,获得减阻杆的动力学响应,并进行阻尼辨识,判断系统的气动弹性稳定性。针对不考虑间隙情况研究了不同马赫数不同攻角的减阻杆气动弹性稳定性。针对稳定裕度较小的工况,分析了减阻杆节间间隙对气动弹性稳定性的影响,结果表明,间隙的存在可能削弱气动弹性稳定性,控制间隙尺寸有利于提高气动弹性设计可靠性。     

外挂物、副翼操纵刚度对机翼颤振特性的影响

本文采用气动弹性模型试验的方法,研究了外挂物重量、悬挂位置和不同的副翼操纵系统刚度对机翼低速颤振特性的影响。气动弹性模型是严格地按相似律的要求进行设计的,由于机翼是对称的,故仅设计了半机翼。而试验既进行了地面振动试验,也进行了风洞试验。文中对试验结果进行了分析。最后,提出两点意见供飞机防颤振设计人员参考:1.副翼的旋转运动是发生主翼面-副翼耦合颤振的主要影响因素,故与操纵系统刚度密切相关的副翼旋转频率值对机翼防颤振设计极为重要。2.机翼携带翼下外挂物,使机翼临界颤振速度明显下降;在设计状态下,外挂物位于机翼内侧的状态与位于外侧的状态相比,机翼临界颤振速度降低更显著。     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术。通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题。利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响。在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动。在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础。     

颤振主动抑制系统的试验研究

作者以一个小展弦比的三角机翼模型为对象,完成了颤振主动抑制系统的试验研究。风洞试验结果说明,采用颤振主动抑制控制系统后,机翼的颤振临界速度可提高37％。文中还提出了气动弹性系统特性,包括(开环)超临界频响函数的测试方法,试验结果和理论分析结果较为一致。     

80°/65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在 FL-23风洞中开展了80°/65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究,包括静态测力试验,动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测,最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、双周期震荡、准极限环摇滚,通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

带有连接结构的导弹动特性试验研究方法

导弹的头体连接对导弹的整体结构动力学特性会产生很大的影响,这种结构会呈现较强的非线性特征,其动特性参数会随着外界载荷和振动量级的变化而变化,而该参数又是飞行稳定控制系统设计的重要依据。因此,为了考察和评定带有间隙结构的导弹动特性参数随载荷和振动量级变化的情况,本文阐述了一种不同于以往导弹全弹结构动特性试验的新的试验思路-加载试验方法和变量级试验方法,针对一个具体的导弹型号,给出了典型载荷的加载实现方式,最后还给出了试验结果并对结果进行了原理性的解释。通过本文的研究表明,本文提出的试验方法在今后的导弹型号研制当中是十分必要和可行的。该方法也可推广到其他类似的民用结构的应用当中。     

航天结构动力学模型修正方法研究

为了得到准确表征航天结构动特性的数值模型,需要有合理的建模方法、可靠的试验数据和高效的模型修正方法。本文研究了获得高精度动特性模型的系统方法,构建了建模-预试验-试验结果评估-模型修正的技术链;提出了弱连接结构的刚度模拟方法;对比了预试验技术的优缺点,得到了模态结果评估的一般策略;研究了基于智能算法的多状态模型修正技术,提出了基于静挠度和模态弯矩的模型修正方法,并综合分层修正思想,形成了单状态-多状态协同修正方法,成功应用于航天飞行器动特性模型修正。     

偏航状态下的风力机叶片气弹响应计算

考虑气动弹性对风力机叶片的影响,采用非定常叶素动量理论计算气动载荷,考虑离心力影响计算挥舞/摆振耦合的旋转叶片动力特性,运用模态叠加法,建立了叶片动力学方程,采用Runge-Kutta-Nys trom方法对方程进行求解,并引入气动阻尼效应,实现了气动与结构的耦合。进行了叶片动力特性及稳定偏航下叶片载荷与气弹响应的计算,并与商用软件计算结果进行了分析比较。结果表明,离心力对叶片动力特性存在明显影响,考虑气动弹性影响十分必要,对准确预测叶片振动水平和疲劳寿命具有重要意义。与商用软件相比,本文方法有一定的改进。     

低速风洞旋转流场下滚转振荡动导数试验技术研究

介绍了中国航空工业空气动力研究院自主开发的旋转流场下单自由度振荡系统及相应的试验技术。尾旋特性分析及预测时所使用的动导数通常是在常规流场中获得的,测得的动导数没有体现旋转流场的影响。该项试验技术通过在旋转流场中进行强迫振荡运动来获取飞机尾旋过程中的动稳定性导数,实现了对流动的真实模拟。在FL-8风洞中采用某型号飞机的动导模型进行了旋转流场下滚转振荡试验研究,对试验数据进行简单分析。分析结果表明：该系统试验性能稳定,试验数据可靠,可以有效的应用于现代飞机的振荡尾旋和飘叶式尾旋过器的气动力特性研究和预测。     

气动加热模拟试验加热系统控制研究

本文通过理论分析和试验测试研究了可控硅功率调节装置和石英灯加热器的动特性，提出了通过系统识别的方法研究石英灯加热器的静特性；在研究被控对象特性基础上找到了对任意一个石英灯加热器组成的被控对象进行非线性PID控制器的设计方法。这些方法提高了控制的质量，缩短了试验准备的周期，并进行准自适应控制，从而改善了气动加热模拟试验加热系统的控制效果。     

一种基于结构相似性的动特性预示方法

提出了一种基于结构相似性的全弹动特性预示方法。首先通过基于遗传算法的模型修正方法,获得了参考型号精度较高的有限元模型,进而得出了结构刚度参数的修正系数,然后根据结构相似性,将参考型号结构刚度参数的修正系数应用于相似型号结构动特性建模及仿真。试验验证结果表明,采用本方法预示的导弹全弹动特性与试验结果相比,前三阶频率最大偏差不超过11%,各阶振型与试验结果相近。     

测量叶轮机振动叶片表面非定常气动响应的实验技术——影响系数法

详细论述了一种适用于叶轮机叶片气动弹性基础性研究的实验技术--影响系数法.以一种简单的方式考虑叶片与叶片之间的气动耦合效应,从而获得叶盘耦合系统在不同叶片间相位角下,叶片表面非定常气动响应(非定常压力和非定常气动功),用于气动弹性机理性研究并校核数值模拟程序.指出影响系数法气动弹性基础实验与传统气动弹性实验的区别,介绍了国外以及作者已经取得的研究成果,其中也涉及到高低速不同流动状态下,叶片表面非定常压力测量的实验设备.通过这一综述,以期推动国内叶轮机气动弹性基础实验的开展,为正在发展的气动弹性数值模拟工具提供详细、有效的实验验证数据.     

旋转流场下的振荡动导数试验技术研究

为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3.2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明:旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。     

状态空间气动弹性模型及其在颤振计算中的应用

本文评述了几种已有的状态空间气动弹性模型,提出了改进意见。并提出了一种新的状态空间气动弹性模型,用两种机翼为例进行了颤振计算。算例表明:本文提出的新的状态空间气动弹性模型是一种精度较高而阶数较低的模型。还提出了用状态空间法进行颤振计算时自动识别模态及自动求颤振点的方法。     

应用次最优输出反馈控制理论确定颤振主动抑制控制律

本文根据气动弹性系统的特点和对颤振主动抑制控制系统性能的要求,提出了利用可测信号直接综合颤振主动抑制控制律的次最优输出反馈控制律的逐步变参设计方法,不仅克服了应用最优输出反馈控制理论设计控制律时所遇到的困难,而且控制系统在整个飞行包线内都具有较好的闭环特性。     

航天飞机的结构强度与环境问题

本文简要介绍了美国航天飞机研制中,在结构强度与环境工程方面所进行的部分工作概况。文中对热、声、咏动压力、振动、推进剂晃动、纵向耦合振动、泵转子动力不稳定、阵风、气动弹性、复合材料及金属材料应用等问题的引出及其解决作了扼要介绍。     

液氢泵次同步进动问题的解决方法

液氢泵一般在超临界状态下工作,次同步进动是液氢泵转子动力学系统设计的关键问题之一。本文讨论一种解决内阻尼诱导的次同步进动的方法。我们通过对于典型液氢泵的分析、讨论了弹性支承的位置和刚度对转子动力学系统模态特性参数和次同步起始转速的影响;讨论了弹性支承提高次同步起始转速的机理和从次同步进动角度设计弹性支承的基本方法。典型液氢泵的理论分析和试验结果基本一致。     

动载荷作用下结构刚度可靠性探讨

本文从动载荷特性和结构动力破坏特性出发,讨论了动载荷作用下的结构可靠性问题,提出了一些处理方法,可供进一步研究参考。文中提出的某些意见有异于传统的观点,认为动载荷问题严重,但结构的承受动载荷能力在许多情况下比承受相应的静载荷能力强。     

翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——A:实验方案设计

为了获得翼型在尾缘合成射流作用下的气动特性,针对 NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘合成射流实验,设计内容包括实验模型的设计,低频大功率合成射流致动器的设计,以及测量方案的设计。该实验方案在伺服电机达到适当转速时,合成射流器能够达到较好的吹/吸气效果。通过调节地面气缸的行程和电机的工作频率,可以实现对喷口速度、频率等参数的调节,为研究合成射流动量系数和减缩频率对气动力和力矩的影响规律提供了便利。针对二元实验段,采用自行设计的二分量应变天平测量动态升力和力矩。该实验模型在二元风洞中顺利开展了相关实验研究。研究结果显示,当合成射流频率为3Hz 时,升力系数的幅值约为0.16。因此,尾缘低频大功率合成射流可以使翼型获得较大的用于控制气动弹性的控制力。这种新型作动方式为未来飞行器气动弹性稳定性控制提供了一种新途径。