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。     

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。     

气动加热环境下大攻角翼面超音速颤振分析

研究大攻角翼面超音速热颤振的分析方法,内容包括气动加热、温度场、热应力和热模态分析,大攻角翼面非定常气动力计算和热颤振分析。提供了一套从流场分析开始到颤振临界参数搜索的一体化热颤振工程分析方法。气动力方面,应用激波膨胀波理论计算大攻角翼面的当地流场参数;应用参考焓方法计算大攻角翼面气动加热的热流密度;以当地流活塞理论计算翼面超音速非定常气动力。结构方面,利用有限元方法进行翼面瞬态温度场和热模态分析,然后用模态叠加法建立颤振运动方程;应用状态空间法和时域递推积分的方法求解颤振运动方程。工程实例的热颤振分析表明,在Ma〉3的高马赫数下热颤振临界动压比常温的颤振临界动压明显下降,高马赫数下翼面的热颤振分析在工程设计中值得重视。     

跨声速风洞颤振试验模型激振与数据处理方法研究

简述了几种主要激励方法在颤振实验中的优缺点,分别用瞬态激励、有限带宽白噪声激励和单频激励进行地面模态实验,测量机翼模型的振动响应,并用STD、ARMA和复指数模态参数识别等时域方法识别固有频率和模态阻尼,通过与软件计算结果对比分析得知,实测的固有频率与计算结果吻合很好.     

扑旋翼飞行器气动特性分析及机翼拓扑优化设计

建立微型扑旋翼飞行器运动学模型,基于面元法研究低雷诺数下非定常场中扑旋翼飞行器的气动特性,得到机翼气动特性和一个工作周期内的最大气动载荷。建立扑旋翼飞行器机翼有限元模型,基于变密度法和独立连续映射法(Independent continuous mapping,ICM)对机翼进行静力学和动力学拓扑优化设计,通过改变机翼拓扑结构优化机翼模态频率,得到同时满足结构静力学和动力学要求的扑旋翼飞行器机翼拓扑结构。本文为扑旋翼飞行器机翼结构优化设计提供了基本思路和研究基础。     

带翼梢外挂的CK1机翼颤振分析

本文根据颤振运动方程,应用v～g参数法和非定常气动力的偶极子格网法计算了CK1机翼翼尖带外挂物红外器时的颤振,分析了翼尖外挂物对机翼颤振的影响,确定翼尖外挂有利的配置方案.计算结果表明CK1机翼的颤振对梢部的重量分布是敏感的,红外器的弦向位置及翼尖配重布置得当,则可提高颤振速度,否则也可降低颤振速度。     

动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响研究

在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义.     

三元机翼主动颤振抑制风洞实验研究

本文简述了三元机翼主动颤振抑制风洞实验的全过程:从模型和设备的自行设计、颤振抑制系统的设计和调试到风洞试验。 本文介绍了一种主动颤振抑制的实验方法,即利用机翼振动产生的加速度信号,经模拟计算机控制,由功率放大器—电磁激振器伺服机构操纵机翼的副翼来抑制机翼的颤振。 实验结果表明:改变反馈控制的增益和相位角两个变量,能影响主动颤振抑制系统的稳定性。实验通过选取这两个参变量,使机翼模型的颤振临界速度提高27％。 本文试用V-g法和频率响应法讨论系统的稳定性。 计算结果和实验结果基本相符。     

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。     

微型气压伺服回路结构与动特性研究

在进行颤振主动抑制的风洞实验中,为了精确可靠地确定机翼主动抑制系统的控制律,有效地达到抑制机翼颤振的目的,必须设计一种其结构和性能都能满足风洞模型的控制面操纵机构,并且必须确定控制面伺服回路的数学模型。本文简单介绍了一种自己设计的用于低速风洞机翼模型的微型气压伺服回路。并介绍了应用频率响应技术测试其动特性和应用最小二乘法由实测频响拟合传递函数的结果。     

飞机设计中的颤振综合分析

Ｋ８教练飞机设计中的颤振分析包括数值计算、风洞试验、地面试验和飞行试验等工作，这些工作是在飞机设计和制造的不同阶段进行的，且彼此相关密不可分。文中对每一项工作作了评述。指出若仅采用其中的某一项分析或试验表明飞机的颤特性尚有不充分之处。只有将各种分析和试验结果进行相互验证、比较和修正，并进行综合分析，才能得出该飞机颤振安全的正确结论。     

高超声速风洞连续变动压舵面颤振试验

为了研究舵、翼面高超声速颤振特性，中国航天空气动力技术研究院建立了高超声速风洞连续变动压颤振试验技术。对具有相同结构动力学和气动特性的舵面模型进行颤振试验，试验马赫数为4.95和5.95。试验中缓慢连续增加试验动压直至颤振发生，并由此获得颤振临界参数；采用短时傅里叶变换时频域分析法研究了试验中模型频率随动压变化的耦合特性，分析表明该模型在试验条件下发生了经典弯扭耦合颤振。试验中还采用亚临界试验数据对颤振余度法和阻尼外推法2种颤振边界预测技术进行了研究，2种方法在高超声速颤振试验中都显示了良好的预测精度。研究还表明，动压增加的速率对颤振边界的预测精度影响较小。采用红外热成像技术对模型的气动加热进行了研究，温度场测量显示舵面最高温度出现在舵根部前缘位置，舵前缘和舵面斜面中后部温度也较高；舵轴裸露在流场中的部分由于反射板附面层的影响其气动加热问题并不严重。     

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性.颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标.模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布.T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中.     

超声速颤振风洞试验技术研究

颤振试验中，为避免暂冲式超声速风洞起动/关车过程中的冲击载荷损坏复合材料模型，依托FL-23风洞研制了一套超声速颤振投放系统。该系统的主要功能是在超声速流场建立后能够快速将模型投入流场，并在试验完成或模型振动临近发散时将模型收回。试验结果表明，该投放系统能够有效防止风洞起动/关车冲击载荷损坏模型，放宽了对超声速颤振试验模型强度的限制；亚临界预测的颤振临界速压与风洞试验直吹颤振结果一致；初步建立了工程实用的超声速颤振试验平台。     

高超声速风洞颤振试验技术研究

为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。     

二滩工程钢引桥风振试验研究

二滩水电站木材过坝机械系统中，斜坡段钢引桥节段模型风洞试验分别在光滑流和大湍流度条件下进行，包括涡激振和抖振试验，以及颤振临界风速和颤振导数测定。试验求得的结果可作为该钢引桥结构动力计算风振稳定性分析的依据。试验中提出的颤振导数提取的方法，是在风洞弹簧悬挂系统中附加动力天平条件下求得的，这是一种新的尝试。     

基于NASTRAN的某复合材料机翼综合优化设计

基于NASTRAN软件,研究了在机翼打样设计阶段考虑颤振约束条件进行结构综合优化设计的方法.气动载荷采用亚音速偶极子格网法计算,颤振分析采用v-g法,优化中以最小质量为设计目标,设计变量为蒙皮铺层参数.对某复合材料后掠翼进行优化设计,设计结果满足静强度和刚度要求,颤振性能大幅度提高,对工程设计具有一定的参考作用.