基于本征方程的柔性机翼非线性颤振分析

柔性机翼在气动载荷作用下常常会产生较大的变形,颤振特性会随之发生变化,针对此问题线性理论常常难以进行合理的预测。以几何精确本征梁模型建立了机翼的运动方程,耦合ONERA-EDlin非线性气动模型,建立了柔性机翼的非线性气动弹性分析模型。利用Newton-Raphson和Backward-Differentiation-Formula(BDF)分别求解机翼的静态变形和动态响应,基于机翼平衡位置附近的线性化方程来判断系统的稳定性,进而确定颤振临界速度。通过算例验证了模型的准确性,并分析了不同刚度、后掠角、机翼安装角等参数对颤振速度的影响。     

基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟

选择离散型输入输出差分模型,运用最小二乘方法进行非定常气动力建模,并将辨识得到的降阶模型用于气动弹性的数值模拟。1个马赫数下的颤振临界点的计算仅需调用一次非定常流场求解器。计算精度保持与非定常欧拉方程计算方法相当的同时计算效率提高了1~2个量级。计算了跨声速具有S型颤振边界的气动弹性标准算例－Isogaiwing和三维气动弹性标模算例AGARD445.6,辨识模型计算边界与非定常Euler方程计算结果吻合。证明非定常气动力辨识技术可以提供高效的高精度的气动弹性分析。     

超声速气流中受热壁板的二次失稳型颤振

研究了超声速气流中受热壁板的非线性气动弹性响应,发现了一种新的动态失稳现象——二次失稳型颤振。基于von Karman非线性应变-位移关系、Reissner-Mindlin板理论和一阶活塞理论建立超声速气流中三维壁板的有限元模型。通过数值算例,研究了超声速气流中受热壁板发生二次失稳型颤振的条件,并运用非线性振动理论分析了二次失稳型颤振的机理。研究表明,超声速气流中受热壁板在平衡态的稳定性未发生变化时,也会因系统参数的变化引起气动弹性响应性质的突变,导致壁板的二次失稳型颤振。二次失稳型颤振能否发生不仅受到气流速压和壁板温升的影响,而且还与初始扰动有关。当扰动引起壁板的初始变形较小时,不能激发出二次失稳型颤振,壁板的气动弹性响应最终收敛到屈曲平衡态。应用二次失稳型颤振理论和分析方法,确定了前人给出的一个金属壁板模型的热颤振边界的风洞试验结果,而且计算结果与试验结果符合良好,从而对这一壁板热颤振现象的风洞试验结果作出了较合理的理论解释。     

一种高安全性颤振边界预测方法

传统的颤振试飞主要通过计算多个不同飞行状态下的阻尼比,外推出颤振临界速度,该方法存在一定的风险。为此,发展了一种基于亚临界响应的高安全性颤振边界预测方法。该方法利用三维弹性机翼在气流中的一个亚临界响应,解算出作用在机翼上的非定常模态气动力系数。通过系统辨识获得与动压无关的非定常气动力模型,进一步通过流固耦合分析求解颤振临界特性。并以AGARD 445.6机翼的颤振边界预测为例,在仿真环境中验证了该方法的可行性。在此基础上,进一步研究了一个固定马赫数下响应测试动压与颤振临界动压的比值对预测精度的影响。     

不同迎角下翼型非线性颤振实验研究

设计并加工了NACA0012翼型能在不同迎角下作沉浮、俯仰两自由度的振动装置，在低速风洞中对其进行气动弹性测试，得到不同速度、不同迎角下的气动弹性响应。通过对不同速度下、不同迎角下的气动弹性响应进行分析，呈现出明显的非线性特征，得到了迎角对翼型颤振临界速度的影响。     

基于模态耦合方法的机翼颤振数值模拟

针对机翼气动弹性问题,发展了一种流固耦合模拟技术,将固体结构的广义位移表示为结构固有模态的线性组合,求解结构的运动,再与流体进行数据耦合、迭代计算.同时为了确定机翼颤振边界,发展了一种线性插值确定颤振边界方法.采用标准气弹机翼AGARD445.6算例,验证所采用的模态耦合技术和颤振边界确定方法的有效性及工程实用意义.     

基于扫频激励的高安全性颤振边界预测方法

针对一种基于脉冲激励的高安全性颤振边界预测方法,提出改变其原有的脉冲激励形式,采用扫频激励以改善脉冲激励激振频带较窄和信噪比较低等问题。根据采样数据和气动弹性运动方程,获得亚临界速度下的模态位移响应和模态气动力系数。采用系统辨识构建相应的非定常气动力模型,耦合状态空间的结构运动方程和气动力方程得到气动弹性稳定性分析状态方程,进而预测颤振边界。基于两种激励形式预测的颤振边界的对比结果表明,在较低的测试速度下采用扫频激励具有更高的预测精度。     

考虑间隙非线性的控制舵非线性气动弹性分析

间隙结构的气动弹性系统非线性颤振问题是飞行器气动弹性力学工程领域的研究热点和难点,研究 考虑间隙非线性的控制舵系统的气动弹性特性具有重要意义。基于最小状态拟合方法获得时域降阶气动力模 型,并通过Lagrange方程获得系统非线性气动弹性方程;对比分析三种不同非线性控制舵系统的极限环颤振 及非线性动力学响应特性,并与等效线化法和时域仿真的结果进行一致性对比。结果表明:俯仰和扑动弹簧刚 度的变化对系统颤振边界有显著影响,当俯仰和扑动两个方向同时含有间隙非线性时,系统在线性颤振速度内 存在倍周期、混沌等复杂非线性动力学现象。     

非定常气动跨声速机翼颤振分析

颤振是气动弹性分析中影响最大的问题,在飞行器设计中得到了极大的重视。目前,在飞行器气动弹性分析中普遍采用基于偶极子网格法空气动力的机翼颤振计算方法。本文采用p-k法,以AGARD445.6机翼标准模型为算例,计算其在不同高度与飞行马赫数下的颤振速度和频率特性曲线,发现机翼在跨声速区域存在明显的"凹坑"物理特性,并且这些计算结果与试验值较为吻合。     

错频对叶片的气动弹性稳定性影响

采用求解动网格下的非定常可压缩Navier-Stokes方程模拟了振荡叶片下的气动弹性问题,研究了叶片的频率错频对叶片气动弹性稳定性的影响.通过数值模拟平面叶栅的气动弹性第10标准算例,验证了气动弹性的数值模拟方法,计算了不同叶片间相位角和折合频率下的气动阻尼系数,研究了叶片振动频率改变对叶片气动弹性稳定性的影响.计算结果说明:频率错频是提高气动弹性稳定性的有效方法,其主要作用是减小叶片间振动的耦合效应和叶片间相位角的影响,并且随着错频量增大叶片稳定性增强;通过模拟三维环形叶栅的气动弹性第4标准算例,计算了气动阻尼系数随错频量变化的规律,验证了错频量和气动弹性稳定性增强的规律.      

复合材料机翼气动弹性剪裁综合研究

研究了铺层厚度、铺层比例、铺层主方向角和厚度多项式对机翼气动弹性性能的影响，利用COMPASS分别对复合材料直机翼、三角翼和前掠翼3种机翼布局进行了位移、频率、发散和颤振速度约束下的气动弹性剪裁设计，获得了不同铺层参数下的优化设计结果。算例计算结果表明，采用多种设计形式能够充分挖掘复合材料使用的潜力，有效地改善机翼的气动弹性性能。     

考虑随机型不确定性的浸入式颤振求解方法

气动弹性模型中的参数不确定性一般具有一定的分布规律,为了定量分析随机型参数不确定性对颤振的影响特性,考虑气动弹性系统中广义刚度的随机型不确定性,基于浸入式随机多项式展开(PCE)方法,在传统的颤振求解方法——p-k法的基础上,提出了针对不确定性气动弹性系统稳定性分析的增广p-k法——PCEPK(Polynomial Chaos Expansion with p-k)法,并将该方法应用到某机翼的颤振分析中,研究了均匀分布下的广义刚度不确定性对颤振边界的影响,并同基于结构奇异值μ理论的鲁棒颤振分析的结果和计算效率进行了对比。最后,采用标准的蒙特卡罗模拟(Monte Carlo Simulation,MCS)方法验证了结果的正确性。研究结果表明,PCEPK法计算的颤振边界范围是该分布下的"确定"结果,不因随机样本数而改变,克服了随机方法依赖样本数的缺点。同时,与基于结构奇异值理论的鲁棒颤振分析方法相比,它能够考虑不确定性参数分布对颤振特性的影响,具有更广泛的适用范围。     

地效翼地面粘性效应风洞试验研究

为深入研究地面效应机理及地效翼空气动力特性,在同济大学上海地面交通工具风洞中心的空气动力-气动声学风洞内对地效翼模型进行了风洞试验。首先,根据地效翼空气动力特性及风洞试验能力,对风洞试验进行了设计;其次,在风洞试验中利用移动路面模拟系统和六分力天平测量系统,研究了地面粘性效应对地效翼空气动力的影响和地效翼空气动力特性。研究结果表明:固定地面附近边界层流动不仅与地效翼的高度有关,还与迎角有关;与移动地面相比,固定地面下测得的升力和阻力偏低,且由于固定地面边界层受气垫效应影响,失速延后。通过地效翼风洞试验研究揭示了移动路面模拟的重要性,并深入分析了地效翼空气动力特性,为地效飞行器空气动力设计和研究提供了参考。     

大攻角机翼的气动弹性计算方法

 本文利用大攻角带分离流机翼的完全非定常非线性气动力计算方法,通过与机翼运动方程的同时求解,在时间域内实现了大攻角机翼非线性气动弹性的数值模拟,根据弹性机翼各种状态下的运动过程,可以得到大攻角机翼的颤振速度等重要参数以及亚临界、超临界等飞行状态的运动规律。算例结果表明,大攻角下机翼的气动弹性问题需引起足够的重视。     

考虑预应力和液体影响的圆柱壳颤振分析

 为了研究预应力和液体对圆柱壳颤振的影响,采用杂交元方法,建立了圆柱壳的气动弹性方程。由Sanders薄壳理论和经典有限元理论,从壳的精确解推导节点位移函数入手,并由一阶活塞理论得到结构的气动阻尼矩阵和刚度矩阵,最终推导出考虑预应力和内部液体影响的圆柱壳的混合有限元公式和气动弹性方程。通过特征值法验证了此种有限元方法的正确性,并重点研究了预应力和内部注有液体对圆柱壳稳定性的影响。计算结果表明:预应力和液体对圆柱壳的颤振特性有显著的影响。     

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.      

Effects of Initial Stress and Internal Liquid on Flutter Analysis of Cylindrical Shell

为了研究预应力和液体对圆柱壳颤振的影响,采用杂交元方法,建立了圆柱壳的气动弹性方程.由Sanders薄壳理论和经典有限元理论,从壳的精确解推导节点位移函数人手,并由一阶活塞理论得到结构的气动阻尼矩阵和刚度矩阵,最终推导出考虑预应力和内部液体影响的圆柱壳的混合有限元公式和气动弹性方程.通过特征值法验证了此种有限元方法的正确性,并重点研究了预应力和内部注有液体对圆柱壳稳定性的影响.计算结果表明:预应力和液体对圆柱壳的颤振特性有显著的影响.     

考虑颤振和突风响应的飞机刚度设计方法

介绍了飞机气动弹性安全性指标——颤振和舒适性指标——突风响应;探讨了飞机飞行品质的舒适性概念;结合飞机工程设计,提出了考虑气动弹性安全性和舒适性的飞机刚度设计方法,给出了一个大展弦比、后掠机翼的刚度设计。算例结果表明,在满足颤振包线的前提下,采用该设计方法使得机翼刚度水平提高了28%,突风响应加速度减小了12.5%,舒适度提高了14.88%。说明在满足颤振安全要求的前提下,通过考虑舒适性的突风响应迭代计算,可以降低飞机突风响应加速度,从而提高飞机的乘坐舒适度。     

直升机起飞性能试飞方法研究

当直升机可用功率不足以维持地效外悬停时,直升机可以利用地面效应增速至一定前飞速度完成起飞。研究了地面效应和前飞速度对直升机剩余功率的影响,阐述了利用剩余功率进行有地效起飞的原理。介绍了3种有地效起飞方式,并使用水平加速—定速爬升法进行了起飞性能飞行试验,得到了水平越障距离随爬升速度的变化曲线,对飞行试验结果进行了分析,得到了有益的结论。     

基于时序模型的颤振预测技术研究

本文主要研究了颤振边界预测应用技术,针对湍流激励下的结构响应数据,采用遗忘因子最小二乘法建立时序模型,结合Jury稳定性判据构造不同飞行速度下的稳定性参数,通过外推得到颤振临界速度预测结果。以仿真试验为例,讨论了临近边界速度大小和响应数据时间长度等因素对预测精度的影响。最后结合颤振风洞试验实测数据验证了该方法的合理性和工程实用性。