复合材料后掠翼机翼气动弹性分析

对于复合材料后掠翼机翼,扭转发散问题一般并不突出,其操纵面的操纵效率和颤振临界动压是比较关心的两个问题.文章采用 COMPASS 软件,对某复合材料后掠翼飞机进行了操纵效率分析,并重点计算了该机在不同高度下颤振速度随马赫数的变化情况,详细分析了机翼振动、颤振特性随蒙皮不同铺层比变化情况.结果表明,舵面操纵效率随着马赫数的增加而降低,飞机设计要通过设计参数调整选择合适的副翼反效动压与扭转发散动压之比,使飞行范围内的操纵效率尽可能高;同时复合材料后掠机翼的弯扭耦合效应相当突出,而复合材料剪裁可以调整0°、±45°、90°铺层比例,提高结构扭转刚度,从而提高飞机颤振速度     

板-桁组合式钢桁梁悬索桥颤振稳定性选型研究

板-桁组合式钢桁梁与传统的板-桁分离式钢桁梁的气动性能存在较大差异。以某大跨度板-桁组合式钢桁梁悬索桥为工程背景,通过节段模型风洞试验,详细研究了该桥的气动性能。针对关乎结构抗风安全的颤振问题,比较了下中央稳定板、上中央稳定板和水平稳定板对主梁颤振性能的影响。在综合考虑结构安全、经济和美观等因素的基础上,提出了最优的主梁气动方案。研究成果可为类似大跨度钢桁梁桥的抗风设计提供借鉴和参考。     

基于等效梁模型的长直机翼动力学与颤振分析

针对多自由度的复杂结构,建立简化的等效结构模型,可以快速、有效地进行结构分析.采用能量等效的方法,将多自由度、结构复杂的长直结构等效为空间梁,推导得出等效梁的刚度值和惯量值,利用有限元法得到总体刚度阵和质量阵.针对某机翼模型,得出了等效梁的刚度值和惯量值,进行了振动和颤振特性分析,并分别与有限元软件的计算结果作了对比.结果表明:该等效建模法大大降低了结构自由度,振动及颤振分析误差较小,而且其主要参数值方便修改,因此该方法可用于飞行器的初级设计或结构优化设计.     

带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法

传统的颤振分析方法以及商业软件不能分析带有燃气舵的导弹舵面颤振.为此,提出了一个解决带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法.采用动态子结构方法建立带有燃气舵的导弹舵面颤振状态空间运动方程和分析方法,结构质量矩阵和刚度矩阵分成对应于广义坐标的块矩阵;可以考虑不同来流气动效应和翼-体组合对气流的影响,用非定常气动力有理函数拟合法建立时域非定常气动力求解模型.算例数值结果表明:燃气舵舵轴与空气舵舵轴刚度之间的不利耦合会让空气舵颤振速度降低.上述分析方法和计算结果为导弹设计提供参考.     

压气机转子叶片的气动弹性数值模拟

采用了交替迭代算法,对某压气机转子叶片进行了气动弹性数值模拟.自行开发了基于有限元的结构求解器用于结构动力学求解,引用他人开发的非定常流体求解器用于气动力的求解.结构求解器提供叶片的表面位移给流体求解器以改变流场,流体求解器提供气动载荷给结构求解器来计算叶片的变形,界面处理系统在这两个求解器之间进行信息传递.算例表明,这种交替迭代算法在气动弹性数值模拟中是可行的,可以得到叶片的瞬态响应,从而判断叶片是否发生颤振.      

进口导流叶片对转子叶片颤振特性的影响

上游静子叶片的尾迹扰动是下游转子叶片发生强迫响应问题的主要原因,但通常认为不会对颤振特性产生影响。运用CFD技术求解非定常流场,用能量法对典型涡轮风扇NASA Rotor 67进行了气动弹性分析。结果表明:不加进口导流叶片时其叶片最有可能在第二阶模态、60°叶间振动相角的情况下发生颤振;加上IGV(进口导流叶片)后,IGV的尾迹会显著改变转子叶片的颤振特性,当转子叶片的最危险颤振模态频率接近IGV尾迹的扰动频率时,即使单独转子叶片十分稳定,但在尾迹的激励下颤振仍然可能发生;当该频率远离IGV尾迹扰动频率时,尾迹扰动同样会使转子叶片气动阻尼降低。该结果意味着尽管IGV的引入不会明显改变压气机性能,但有可能会对其颤振特性带来明显的负面影响,需要在涡轮机设计中予以考虑。     

叶轮机械颤振稳定性的工程预测方法

通过求解雷诺平均N-S方程并采用影响系数法,对三个基本正交模态的三维振荡涡轮叶片绕流问题进行了研究。结果表明数值模拟所得非定常气动力与实验吻合较好;基于刚体运动假设和模态叠加法,得到了可用于叶轮机械设计阶段颤振稳定性评估的稳定性参数图/气动阻尼图,即所有可能的刚体运动及其相应气动阻尼的关系图;通过对稳定性参数图/气动阻尼图的分析表明,在一定情况下振型对颤振稳定性有重要影响,应将其作为颤振稳定性设计的重要参数之一。     

颤振边界预测技术在颤振试飞中的应用研究

对两种颤振边界预测方法的技术原理进行了详细介绍,进而通过两种颤振边界预测技术在两个型号飞机颤振试飞中的应用研究,表明了该技术具有一定的工程实用性。最后对文章介绍的预测技术在后续试飞中的应用给出了有益的建议。     

飞行控制律对体自由度颤振特性影响试验

飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大,因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律,综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究,获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性,研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律,简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明：俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势,闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准,采用较小的比例回路增益K_P或较大的微分回路增益K_D,飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼,提高体自由度颤振速度,反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言,当K_P<0.07或K_D>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。     

环境激励下运输类飞机颤振试飞技术研究

介绍了两种类型运输类飞机基于自然飞行大气环境激励下的颤振试飞的测试技术、飞行技术、数据分析技术和部分试飞结果.试飞证明虽然利用此类激励获得的结构响应信号幅值较小,但是在多输入多输出系统振型分析基础上,实现了小幅值信号密集模态的准确识别.