现代民用飞机颤振试飞适航验证的关键技术

根据现代民用飞机颤振试飞的特点,总结了民用飞机颤振试飞适航经验。从颤振试飞准备、颤振试飞技术、颤振试飞监控、颤振试飞风险控制、颤振试飞进度和成本控制、颤振试飞项目管理提出了民机颤振试飞中应关注的关键技术和重要问题。     

一类基于颤振行列式的颤振分析新方法

提出了一类基于颤振行列式的颤振分析新方法,分别采用颤振行列式值的模,或颤振矩阵的模最小特征值这两个指标的频域下界,来直接确定颤振临界点.根据这两个指标在颤振临界点附近取极小值的特点,编制了相应的算法.数值算例验证了这两个指标在确定颤振临界点时的等价性.该方法与传统颤振分析方法的结果精度相当,并且根据颤振临界点处的颤振特征向量还可以定量给出各模态参与颤振耦合的程度.      

惯性参数对飞翼体自由度颤振特性的影响规律研究

飞翼飞行器刚体短周期模态频率较高,易与一阶弹性弯曲模态耦合发生一种特殊的颤振——体自由度颤振。采用风洞实验与频域计算相结合的手段,开展了惯性参数(俯仰转动惯量、质心位置)对飞翼飞行器体自由度颤振特性(颤振速度和颤振频率)的影响规律研究。实验和计算结果表明:俯仰惯量和质心位置会明显改变体自由度颤振频率与速度,颤振实验与计算结果一致性较好。俯仰惯量增加,颤振频率降低,沉浮约束时颤振速度基本不变,沉浮自由时颤振速度增大;质心位置前移,俯仰模态频率与阻尼同时增加,俯仰与一阶弹性弯曲模态耦合更容易,但发散模态分支的阻尼也更大,导致颤振速度先降低后增大,颤振频率单调增加。     

不确定性颤振风险定量分析

 针对小风险颤振定量分析,提出一种概率鲁棒颤振初步分析方法。该方法结合鲁棒颤振分析和概率颤振分析,针对不同层次风险和不确定性水平提供颤振边界特性全面信息,给决策制定提供更好参考。在鲁棒颤振分析中,采用振型迭代的方法,通过结构奇异值( μ )分析和特征值求解得到零风险的鲁棒颤振临界速度。在概率颤振分析中,采用标准蒙特卡罗模拟(MCS)方法得到较大风险时的颤振速度分布和概率临界速度。采用概率比较和二分法估计概率鲁棒颤振不确定度半径和概率鲁棒颤振临界速度,同时采用样本重新利用的随机方法估计颤振风险和不确定性定量关系。通过一个考虑集中质量不确定性的大展弦比双梁式机翼的颤振计算分析表明,确定型μ方法只能用于零风险颤振分析,标准的MCS方法只能用于较大风险颤振速度分布问题。概率鲁棒颤振分析结果表明增加1%颤振风险可以使不确定度半径增大62%或颤振速度边界增大5%,从而放宽了设计要求。     

切削加工过程中颤振在线监测研究综述

颤振是航空航天加工制造等领域中广泛存在的问题，深入开展切削加工过程中颤振在线监测研究对于进一步提升颤振抑制效果、保障加工系统稳定运行具有重要意义。根据颤振在线监测所需的实时性和精确性的要求，围绕数据采集、在线特征提取及颤振识别进行综述，首先介绍了3种颤振数据采集方法的特点，然后深入归纳与分析了颤振特征应用情况及影响颤振特征提取的关键因素，接着比较并总结了基于有监督学习和无监督学习的颤振识别技术的特点，最后总结并展望了目前颤振在线监测所存在的问题及发展趋势，可为未来颤振在线监测研究提供参考。     

基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法

根据颤振分析的基本概念,提出了一类基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法。该方法的特点是,以计算颤振矩阵最小奇异值或条件数的倒数来直接搜索颤振临界点。证明了这两个指标在颤振临界点处的等价性。根据指标在颤振临界点附近取极小值的特点,编制了相应的算法,在确定颤振临界点时无需计算颤振特征根,避免了“窜支”问题,从而减少了人工干预,提高了计算自动化程度。数值算例结果表明,采用该方法计算得到的颤振临界速度和颤振频率与p-k法计算结果的精度相当,且两个指标对应的计算结果一致,验证了其等价性。     

大型复杂构件机器人加工稳定性研究进展

工业机器人正逐步应用于大型复杂构件的制造与装配领域，其加工稳定性是实现大型复杂构件高精、高效、高质量加工的基础，颤振抑制是实现机器人稳定加工的重要途径。与数控机床单一颤振类型不同，机器人加工颤振主要由再生型颤振和振型耦合型颤振构成，二者共同作用加剧了稳定性解析的复杂度。国内外学者在机器人加工颤振形成机理、颤振预测与控制等方面开展了理论与实验研究，并取得了诸多成果，但研究仍处于起步阶段。目前，机器人加工颤振产生机理尚不明确、稳定性理论解析方法尚不全面、颤振控制技术尚不成熟，工程应用尚未普及，加工稳定性研究的深度和广度仍有较大提升空间。为此，从机器人加工颤振机理、颤振规避方法、颤振抑制方法及加工稳定性应用案例分析4个方面对国内外文献进行了全面总结，并提出后续发展方向，可为大型复杂构件机器人加工稳定性的研究提供指导。     

某战斗机高速全模颤振风洞试验研究

为了验证高速风洞全模颤振试验技术以及获取某战斗机颤振安全边界,运用风洞试验的方法研究了某战斗机全模颤振特性,重点考察了模型在支撑系统上的稳定性、安全性以及典型颤振特性。结果表明:采用悬浮支撑系统可以使颤振模型具有除轴向以外的5个方向的运动自由度以及较好的稳定性和安全性;跨声速时的非线性气动力与速压较高时的结构非线性对全机颤振特性有较大影响,导致模态参数与颤振稳定性参数随速压呈非线性变化;振动波形图显示了该模型颤振形式为缓和型颤振,验证了模型设计时的计算结果。     

基于功能原理的颤振模态参与度分析方法

颤振边界与颤振耦合机理对飞行器设计与颤振试验设计有着重要意义。模态坐标下的颤振计算通过各阶广义坐标的变化特性来确定颤振边界，并对颤振耦合机理进行分析。然而这常常依赖设计人员的工程经验，难以保证判别标准量化统一。基于功能原理提出了一种新的颤振模态参与度分析方法，通过广义坐标下广义气动力做功的能量累积，实现颤振模态参与度分析。分别采用频域方法与CFD/CSD方法对AGARD445.6标模进行颤振计算，验证了所提模态参与度分析方法的正确性。随后针对双体飞机颤振计算中发现的“漂移频率”现象，使用所提方法进行了解释，凸显了方法的优势。综合表明，所提模态参与度分析方法较好地反映了颤振耦合机理，具有指标正确可靠、结果归一化强、物理意义明确、适用于复杂结构复杂模态的特点。     

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。     

叶片失调及盘片耦合对叶栅颤振边界的影响

 本文用特征值法研完了叶片频率失调及盘片耦合对叶栅颤振边界的影响。计算结果表明:失调可延迟颤振边界,在一定的失调幅度范围内,随着失调幅度的增大,颤振边界向后移;不同的失调阶次对颤振边界的影响不同,影响的大小取决于颤振时的振动阶次。此外,计及盘片耦合效应后,失调叶栅的颤振边界前移。     

鲁棒颤振裕度法的应用

介绍了一种新的确定颤振边界的方法——鲁棒颤振裕度法。利用结构奇异值理论将颤振理论模型和试飞数据有机结合起来,进行了颤振边界预测。仿真结果表明,该方法是可行的。     

颤振逼近和退出方法的研究

本文介绍了风洞颤振试验时颤振的逼近和退出的方法。此方法是保持马赫数为常值，逐步增加前室总压来逼近颤振点，一旦模型出现颤振，快速拉小风洞第二喉道面积并紧急关车（快速关闭调压阀和启动阀），从而快速降低速压及马赫数，使模型快速安全地退出颤振。本文也给出了用此方法对歼八飞机单独机翼模型在ＦＬ－１风洞中进行颤振试验的结果。同时对其它几种退出颤振的方法进行了分析比较。     

采用乘性速压摄动的频域颤振预测方法

 在鲁棒颤振分析方法基础上,提出一种乘性速压摄动表达式,使得颤振系统成为不确定性系统,并直接应用简谐气动力建立其μ框架,从而可以通过频域μ分析预测颤振临界点。导出了判定颤振临界点的μ极值条件,并给出其算法实现。该方法属于频域方法,在理论上具有良好的一致性;且无需求解颤振特征值,从根本上避免了经典的颤振分析方法中可能出现的“窜支”问题。计算结果表明,该方法与p-k法所得结果精度相当,适用于工程颤振分析。     

洛克希德·马丁公司开展颤振研究

颤振是飞机飞行中可能面临的一个异常危险的情况。人类虽然经过数十年的探索找到了一些解决颤振问题的方法，但是在颤振机理研究、颤振预测、颤振抑制等方面还有很多问题亟待解决。近年来，在美国空军的资助下，洛马公司启动了一项主动气动弹性控制技术研究项目，旨在更好地解决颤振预测的问题，并开发以柔性机翼进行主动颤振抑制的技术。该技术一旦投入使用，机翼将变得细长而轻薄，飞机也能够节省更多的燃油。     

翼吊发动机机翼跨声速颤振特性研究

针对现代民用飞机翼吊发动机机翼跨声速颤振问题,建立了带超临界翼型、大展弦比后掠和翼吊一个发动机构型的机翼模型,通过偶极子格网(DLM)气动力修正方法、升力线斜率系数修正方法、ZTAIC方法和高速颤振模型风洞试验方法研究了飞机翼吊发动机跨声速颤振特性。分析了马赫数和阻尼对跨声速颤振特性的影响。结果表明:翼吊发动机机翼具有三种典型颤振,即机翼弯曲扭转耦合模态颤振、机翼面内振动模态颤振和发动机与机翼耦合模态颤振;马赫数对翼吊发动机机翼跨声速颤振会产生不利影响,主要表现在跨声速区域显著降低机翼跨声速临界颤振动压;结构阻尼对机翼-发动机耦合小阻尼颤振模态的影响显著,增大阻尼可以显著提高其颤振动压。     

舵面型颤振特性与转换规律特性研究

操纵面颤振是制约飞机性能的关键因素,对颤振设计而言,需要从总体布局、结构刚度、惯性特性等方面入手,综合权衡各种因素。针对某机翼及舵面,建立结构动力学有限元模型,在分析机翼及舵面固有特性与不可压流假设颤振特性基础上,研究带后缘舵面驼峰型颤振与经典弯扭颤振的转换规律,包括操纵刚度、舵面刚度、舵面质量分布等关键因素,总结了设计要素对舵面型颤振特性的影响规律,并对颤振模型数值计算与风洞试验进行了对比分析,结果验证了所取颤振设计参数的有效性,可以作为机翼带舵面颤振设计的重点要素。     

宽弦风扇叶片颤振预测的工程研究

为研究宽弦复合弯掠风扇叶片的颤振问题,以及适用于工程设计的颤振预测方法,分别采用经验法和数值模拟方法,对大涵道比风扇性能试验件叶片进行颤振预测,并将预测结果与试验结果进行对比,考察颤振预测方法的准确性和实用性。对比过程中,分析了颤振发生的机理,提出了抑制颤振的手段。结果表明:两种方法都准确地预测了风扇转子叶片发生的颤振,与试验现象吻合,计算量在可接受范围内,具备工程实用价值。     

车载颤振试验可行性研究

用数值仿真和风洞试验的方法对车载颤振试验进行了可行性验证研究。制作了一个单梁式半机翼弹性模型作为试验模型,建立了其结构与气动力有限元模型。非定常气动力的计算基于偶极子格网法,并由PK法估算其颤振临界速度。在颤振风洞试验和车载颤振试验中,除了用目测颤振现象记录颤振临界速度外,还采集和分析翼尖加速度的亚临界响应信号以推算出颤振临界速度。对比数值仿真、风洞试验和车载试验得到的颤振临界速度可知,三者的结果一致,从而验证了车载颤振试验的可行性。     

15米翼展太阳能飞机机翼颤振分析和刚度设计

太阳能飞机小刚度和大变形的特点导致其普遍存在颤振问题,因此有必要合理建立太阳能飞机的动力学模型并进行颤振分析。以国内某15米翼展太阳能飞机为研究对象,建立初始的动力学模型,然后根据目标颤振速度调节模型刚度,得到了与目标颤振速度匹配的机翼主梁刚度,从而实现太阳能飞机的动力学反向建模,并在此基础上进行颤振分析,形成完整的太阳能飞机颤振分析设计方法。结果表明:该机翼扭转刚度增大70%,其颤振速度可提高29%。本文方法可用于指导15米太阳能飞机的防颤振设计。