机翼高超音速热颤振有限元分析

基于热气动弹性的特点,给出考虑温度影响的机翼热颤振有限元分析的一般理论。采用Nastran软件对给定的温度分布热效应下两个典型的高超音速机翼的模态特性和气动弹性稳定性进行有限元分析。计算结果表明,受热结构的模态特性和颤振特性均发生变化。由于温度效应降低弯曲、扭转及弯扭固有频率,还会改变它们之间的相对关系,从而导致颤振临...     

高超声速气流中复合材料壁板热颤振分析

针对高超声速气流中的复合材料壁板颤振问题,根据Hamilton原理,利用von Karman大变形应变--位移关系、三阶气动力活塞理论和准定常热应力理论建立了壁板结构颤振的气动弹性力学模型,使用Bogner-Fox-Schmit单元推导出考虑热效应的复合材料板颤振的非线性有限元方程.应用数值积分的方法在时域内求解方程,确定出壁板颤振的临界动压,并分析复合材料壁板的非线性颤振特性.数值模拟的结果表明,在高超声速气流中气动力的非线性项和热载荷对壁板颤振的振动幅值的影响较明显.这将为高超声速飞行器壁板结构的设计奠定基础.     

基于活塞理论的壁板非线性气动弹性分析

高超声速飞行器在飞行过程中承受着严酷的气动力与气动热载荷,这些载荷与结构弹性力、惯性力相互耦合,严重的耦合效应将有可能导致飞行器壁板结构发生颤振,引发灾难性事故,危及飞行安全。本文给出基于三阶当地流活塞理论的升力面非定常气动力计算公式,基于PCL和DMAP语言自主研发了非线性热气动弹性响应分析软件。以复合材料壁板为研究对象,分别建立基于三阶经典及当地流活塞理论的气动模型,分析了常温及考虑温度梯度的非线性热气动弹性响应,并与文献结果对比,验证了方法的正确性。     

板壳结构非线性动态随机响应的模态降阶分析

航空航天飞行器中的板壳结构在强噪声、高温和机械力载荷共同作用的环境中常会产生大振幅非线性随机振动响应,对非线性动态随机响应问题的模态降阶分析方法进行了综述。先介绍了模态降阶分析的基本原理,然后总结模态降阶技术的实现方法。分析每种方法的优缺点和适用范围,提出了目前研究存在的一些问题及今后的研究方向。     

一种简便的模型降阶处理方法

基于大系统理论听集结法，提出了一种简便的动力学模型降阶处理方法。文中针对系统不同的动力学特性，存在相对快变量，存在小量及一般情况，通过选择适当的集结阵和作线性变换处理，分别推导了出相应的降阶模型。分析了该三种降阶模型的降阶精度和适应范围，并通过对某一实际模型进行降阶处理，说明本所提出的三种降阶模型的某一种作为原高阶系统的简化模型是可行的。同一般模态集结法相比，本文所提出的模型降阶方法简便许多，它一     

POD降阶算法中对基模态表达的改进

由一系列已知的相近流场解重新组合成一组正交分解(POD)的基模态。利用这些模态的线性组合构造绕一任意翼型的流场,使计算的未知量数目仅为所取相近解流场个数,而传统方法的未知量数目为网格单元数的4倍,因此极大地减少了未知量的数目,将其用于翼型优化,计算量会显著减少。给定的一系列相近流场解,是通过计算快照得到的,这些快照是形成正交模态的根本,直接影响近似计算的准确程度。本文提出了一种新的扰动方法,即通过扰动翼型的关键控制点反求翼型函数得到快照。通过几个已知的翼型解对子空间的投影比较可以看出,该方法的空间表达能力优于常用的加局部凸起的H icks-H enne函数的方法,而且近似计算的准确程度也更好。最后,探讨了正交分解的必要性,阐明利用POD降阶模型方法计算流场可以迅速收敛的内在原因。     

分数阶阻尼在滚动轴承故障诊断中的应用

由于分数阶微积分具有计算精度高和速度快的优势,因此将分数阶微积分的相关理论应用到滚动轴承故障诊断中,建立了分数阶阻尼滚动轴承内圈动力学模型,并利用分数阶傅里叶变换的四阶中心距确定分数阶的最优阶次,分析了分数阶阻尼滚动轴承内圈故障的动力学响应特性。仿真结果表明,随着分数阶阶次的增加,滚动轴承内圈的轴心轨迹由混沌逐渐变为稳定的周期运动;仿真分数阶频谱图更符合实验频谱图。分数阶阻尼模型比整数阶阻尼模型更能反映滚动轴承故障的振动特性,可取得比传统的整数阶阻尼更好的效果。     

基于CFD/CSD/CAA耦合的声气动弹性仿真技术在壁板颤振中的应用

提出了一种基于计算空气动力学/计算结构动力学/计算气动声学（CFD/CSD/CAA）耦合的声气动弹性时域仿真方法。空气动力学和气动声学分别采用大涡模拟和Lighthill声比拟理论进行计算。采用D’Alembert原理和有限元方法建立了二维简支壁板在超声速流作用下的非线性动力学方程,并在时域内进行求解。其中几何非线性采用Von Karman大变形理论描述。以二维弹性壁板作为研究对象,研究了超音速流场中噪声、气动力、和壁板之间的相互作用所产生的非线性颤振现象。     

基于响应面方法的多目标有限元模型修正技术研究

研究基于响应面方法的多目标模型修正技术,并以一个实际结构为例进行修正。论述了该技术的主要步骤及其中参数选择、试验设计、响应面拟合、多目标优化和确认准则等关键技术的理论基础。设计结构并进行相关模态试验,用仿真软件MSC.Nastran建立该结构的有限元模型,然后基于该技术对模型进行修正。比较并分析试验结果与修正后仿真结果,通过两者前四阶频率与振型的比较,证明了该技术的有效性和合理性。     

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。     

风力机翼型动态失速的POD模型降阶方法

利用本征正交分解(Proper orthogonal decomposition,POD)原理设计了一种针对风力机翼型动态失速的时变过程的辨识方法。首先对周期俯仰运动的风力机翼型流场的动态失速过程进行数值模拟,然后用上述方法进行了有效的辨识并从中提取了关于动态失速过程的主要模态信息。在给定的误差阈值下,分别针对浅失速和深失速的情况,将该降阶模型的辨识结果与数值计算原始结果进行了对比并对误差进行了相应的分析。结果表明,该降阶模型方法能够以明显降低的计算量精确辨识翼型的浅失速情况;对深失速的辨识会由于湍流模型的精度影响有所降低。     

均匀受压粘弹性圆环稳定性分析

采用Boltzmann线粘弹性元件本构理论,运用假设模态法、Galerkin方法及数值计算相结合的方法,建立了均匀受压粘弹性圆环的屈曲模型,研究了粘弹性系统在外在载荷的作用下的极限载荷及稳定性位移问题。发现了粘弹性结构蠕变屈曲的典型特征：延迟失稳。通过极限分析法和数值方法研究了环失稳后的后屈曲模态及相关参数对系统后屈曲解的影响。     

温度载荷对壁板动力学特性的影响

提出了一种新的结构热应力、热模态求解方法。采用多变量有限元方法进行几何非线性单元列式,将温度的影响转化成热载荷进行静力学非线性有限元分析得到结构内部热应力,然后计算受热应力影响的结构非线性热刚度矩阵。由热刚度矩阵和质量矩阵进行广义特征值分析得到结构的热模态及其模态频率。最后,给出了热屈曲的计算方法。针对典型壁板结构计算了热应力和热模态,计算结果与Nastran相差在10%以内,分析了热应力对壁板结构动力学特性的影响。     

基于Volterra级数的非定常气动力降阶模型

为了满足气动伺服弹性分析与综合的需要,优化了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。通过CFD技术计算出的广义非定常气动力阶跃响应辨识出Volterra核,应用特征系统实现算法建立非定常气动力的状态空间模型,并将该模型应用于气动弹性计算。用气动弹性标准模型AGARD 445.6机翼对该降阶模型做了验证,结果表明这种方法可以快速准确地求解气动弹性问题。     

H∞理论在双振动台解耦控制中的应用

研究了基于H∞控制理论的振动台解耦控制的双自由度控制器设计方法，克服了传统的基于模型逆的解耦控制系统鲁棒性能较差的缺点．根据截去振动系统高阶模态的降阶系统设计H∞控制器，引入了模型的不确定性扰动；利用H∞控制的整形技术对控制对象进行整形，提高了闭环系统的解耦性能。通过简化的4自由度渠并考虑截去第4阶模态的模型进行控制器设计，仿真结果表明在5～2000Hz频率范围内，H∞解耦控制方法不仅具有较好的解耦性能，而且能有效控制结构振动高阶模态的溢出。     

箱梁颤振过程中旋涡的演化规律及气动力的变化特性

利用粒子图像测速技术(PIV)观测了箱梁颤振过程中模型周围流场的旋涡特征,以模型扭转振动位移作为参考信号,采用相位平均的方法研究了旋涡规律性演化对模型周期性振动的驱动作用.风速较低时,箱梁振幅很小,其尾部风嘴附近上侧的旋涡尺度也很小,不易观测到,而下侧的旋涡尺度较大,其形状接近于圆形.当风速接近颤振临界风速时,箱梁振幅明显增大,并且模型尾部风嘴上侧的旋涡尺度也显著增大,达到与下侧旋涡尺度相匹配的程度,模型尾部风嘴上下侧旋涡的交替作用主导了结构振动直到模型振动发散.基于流固松耦合的计算策略,采用计算流体动力学(CFD)的数值方法模拟了箱梁颤振临界状态下的绕流特性,结合正交特征分解(POD)的方法研究了模型颤振时刻表面压力的空间分布特征,通过分析发现在颤振过程中箱梁表面波动压力的主控成分向迎风侧风嘴漂移.     

机翼带外挂颤振模型模态试验与参数识别

本文介绍了带外挂风洞颤振模型模态试验与参数识别方法。重点放在如何提高结果的可靠性和精度上。利用我们研制的识别程序,在通用计算机上识别了前九阶模态的全部模态参数。采用了四种数据检验手段以保证试验数据和识别结果的可靠性与精度。     

风力机叶片非定常气动力降阶模型方法

基于计算流体力学(Comptational fluid dynamic,CFD)的非定常气动力降阶模型方法,建立起叶段振动状态下的非定常气动力模型,用来模拟叶片变形与气流耦合作用下的附加非定常气动力,实现了叶段在旋转过程中的非定常气动特性建模。通过与CFD结果的校验,验证了方法的可行性,分析了模型对阶跃幅值、风速及振动频率等参数变化的敏感性,然后将方法推广至多叶段模型,并结合结构动力学方程给出多叶段模型的气动弹性响应历程。     

识别结构模态参数的Prony方法

该文讨论利用多点自由衰减响应测量数据识别结构模态参数的Prony识别方法。为了解决噪声干扰情况下的参数估计有偏性和定阶问题,采用了扩阶特征矩阵法的思想。文中对Prony模态参数识别方法的理论和实施过程进行了阐述,并应用Prony方法对某仪器舱模型进行了模态参数识别。     

环境激励条件建筑结构的试验建模研究

通过环境激励模态识别技术对一座中高层新结构大楼环境激励试验建模研究。首先介绍了试验模型设计 ,并在现场测量整栋大楼在环境激励下的振动响应。然后采用新发展的频率空间域方法 ( FSDD)进行模态识别 ,分别在 0～ 4.5 Hz和 0～ 6.5 Hz频率范围识别出 9阶弯曲和扭转模态频率和振型。采用频率空间域方法识别了结构的阻尼特性 ,并得到满意的结果。所得试验模型已成功应用于 CFT大楼的有限元动态模型修正。所研发的试验建模技术可望在结构响应预报 ,健康监测和振动控制中发挥重要作用