考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。     

热颤振地面模拟试验技术

地面颤振模拟试验是一项以真实飞行器结构作为试验对象，并利用激振器模拟非定常气动力的颤振验证试验技术。本文通过在地面颤振模拟试验的基础上引入热环境模拟设备，进一步研究热颤振地面模拟试验技术。建立了综合考虑多工况的气动插值点优化方法，然后利用Kriging代理模型构建了适用于时变温度场中结构的非定常气动力降阶模型，同时设计了气动加热环境地面模拟及热环境下结构的激励与响应测试方案，最终基于钛合金机翼模型搭建了热颤振地面模拟试验系统，并对时变颤振边界进行跟踪测试。试验结果表明，在激振力控制器的设计控制频带内试验结果与仿真结果吻合较好，但鲁棒控制器较窄的控制带宽限制了热颤振地面模拟试验的适用范围。     

不同流动状态下舵面气动热弹性分析

颤振分析是高超声速飞行器设计中的关键技术之一。本文通过Fluent和ANSYS分别求解流场和结构场，研究了舵面模型在不同流动状态下的颤振问题。结果表明，对于本文模型，气动热使结构模态频率下降和产生热应变；在湍流下，舵面的颤振速度区间相比常温下降26.9%，在层流下，也有13.4%的下降；在相同马赫数不同动压下，动压较低时的舵面颤振位移响应趋于收敛。以上结果可为双楔形翼在高超声速飞行器中的应用提供参考。     

压气机转子叶片颤振边界的预测方法

通过发展的基于能量法的颤振数值预测方法得到了压气机转子叶片的颤振边界.将计算结构动力学(CSD)分析得到的叶片表面节点位移插值到耦合面的流体网格点上,并将设计的多层动网格技术应用于计算流体动力学(CFD)方法,实现叶栅振荡作用下的非定常分析,得到叶片表面的非定常气动功以及模态气动阻尼比.以某第一级压气机转子叶片为例,对...     

气动加热下高速尾翼的热颤振分析

运用MSC.Nastran软件对高速飞行器尾翼在不同温度下的模态进行分析,并采用p-k法对尾翼进行了颤振分析.结果显示,气动加热使得结构的固有频率不断降低,并最终降低飞行器的颤振速度,从而影响飞行器的稳定性.而对于温度分布均匀的结构,主要是材料性能的降低使得颤振速度下降.     

超声速流动中功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振机理

对高超声速环境中功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振机理及分岔特性进行了研究。分别采用活塞理论和Eckert参考焓方法模拟气动力以及气动加热效应,在求解板内二维热传导方程以及考虑温升对材料物性影响的基础上,建立了一个气动加热-气动弹性双向耦合的功能梯度曲壁板的热气动弹性颤振模型。采用有限元方法对曲壁板控制方程进行了数值模拟,着重分析了不同拱高下曲壁板的分岔行为,探讨了拱高变化对曲壁板分岔图的影响,发现了曲壁板颤振三种典型的颤振行为,即:热屈曲、混沌以及规则振动。对初始拱高板厚比为1时,曲壁板的两种规则振动行为进行对比发现,随着马赫数的增大,气动加热效应所引起的热内力会使曲壁板的规则振动更加复杂,同时振动的主振型及频率均会发生变化。     

航空发动机叶片颤振机理探究

航空燃气涡轮发动机中,由颤振引发的叶片疲劳失效是导致发动机机械故障的主要原因之一。为了研究叶片颤振这一非定常气动现象,在能量法的基础上采用弱耦合的计算方法,模拟了发动机风扇叶片在不同转速和不同出口反压条件下的振动,得到了叶片的颤振边界。其中流场与叶片建模用到三维线性插值法转化振动位移,流场动网格建模用到了多层动网格技术。计算表明,叶片表面气动功的分布与叶栅内的激波分布有很大的关系,激波在叶栅通道中的振荡是引起叶片颤振的原因之一。激波在叶栅中前后振荡,使得叶片表面上单位面积做正功的区域发生变化。做正功的区域扩大时,叶片表面气动功绝对值减小,从而气动阻尼比减小,更靠近颤振边界。     

小展弦比压气机转子叶片颤振研究

针对小展弦比压气机转子叶片特点,在能量法计算基础上提出了两种颤振评判方法,即首先利用结构动力学分析结果对叶片频率分离度、振型和共振进行分析,判断某压气机小展弦比转子叶片存在高阶耦合颤振的可能;然后将结构动力学得到的振动位移插值到气动网格上,进行三维非定常黏性流场计算,得到非定常气动功,判断叶片是否存在失速颤振的可能.最后综合利用两部分分析结果和试验及断口分析情况,综合给出该小展弦比压气机叶片因失速颤振和耦合颤振共同作用,导致叶片在短时间内出现了裂纹.      

钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振设计

钛合金超塑成型/扩散连接结构是一种新型的结构形式。以某型空空导弹舵面结构为实例,对钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振建模和设计进行了研究。采用有限元软件,计算和分析了舵面气动外形、舵面重心对颤振特性的影响,确定了满足导弹颤振裕度要求的舵面结构形式。     

热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。     

一种基于亚临界响应的颤振稳定性边界预测新方法

基于地面模态试验事先获取的结构模态参数,通过弹性机翼在气流中的亚临界响应,解算出作用在机翼上的非定常模态气动力系数。以弹性机翼的模态位移作为系统输入,模态气动力系数作为系统输出,通过辨识方法获得弹性机翼振动的气动力模型。在时域内耦合结构运动方程和气动力模型,建立基于试验数据的气动弹性稳定性分析模型。通过分析系统稳定性随动压的变化规律,获得弹性机翼的颤振稳定性特性。与经典颤振边界外推方法的主要区别在于该方法实质上只需要一次亚临界响应试验即可预测颤振临界点,可极大降低颤振试验的风险和成本。该方法既可用于颤振风洞试验,也可用于颤振试飞。     

地面颤振模拟试验中的非定常气动力模拟

地面颤振模拟试验作为一种颤振研究的新方法,可以有效地弥补传统气动弹性试验的不足。对地面颤振模拟试验的主要难点,即非定常分布式气动力集成减缩加载的方法开展研究:基于亚声速偶极子格网法和活塞理论建立了亚声速以及超声速翼面的非定常气动力模型,通过曲面样条插值以及有理函数拟合获得了试验时域减缩气动力;提出以颤振关键模态的振型为优化目标,使用遗传算法搜寻气动力最优减缩位置的优化方法;建立了闭环系统的时域状态空间模型,使用颤振时域仿真结果与频域理论结果进行对比,对比发现二者误差可控制在3%以内。研究结果表明,该文提出的非定常气动力模拟方法可以很好地表征翼面非定常气动力分布特性,可以作为地面颤振模拟试验研究可靠的理论基础。     

热防护材料表面催化特性研究进展

随着高超声速飞行器的发展,高焓离解环境下热防护材料所承受的气动热载荷在很大程度上受到材料表面催化特性的影响。根据高焓服役环境特征和热防护材料表面催化特性的发展现状,重点综述了材料表面催化反应机理和不同尺度的催化模型,分析、比较了催化特性地面测试与评价方法以及典型热防护材料表面催化特性的影响因素,简要总结了国内现阶段相关催化特性研究的初步成果,并在此基础之上提出了催化特性测试与表征方法的不足和后续研究的重点方向,为有效改进热防护材料表面催化特性试验测试技术、准确预测高超声速飞行器气动热环境,从而实现热防护系统的精细化设计提供指导。     

Active Aerothermoelastic Control of Hypersonic Double-wedge Lifting Surface

Designing re-entry space vehicles and high-speed aircraft requires special attention to the nonlinear thermoelastic and aerodynamic instability of their structural components. The thermal effects are important since temperature environment brings dramatic influences on the static and dynamic behaviors of flight structures in supersonic/hypersonic regimes and is likely to cause instability, catastrophic failure and oscillations resulting in structural failure due to fatigue. In order to understand the dynamic behaviors of these ＂hot＂ structures, a double-wedge lifting surface with combining freeplay and cubic structural nonlinearities in both plunging and pitching degrees-of-freedom operating in supersonic/hypersonic flight speed regimes has been analyzed. A third order piston theory aerodynamic is used to estimate the applied nonlinear unsteady aerodynamic loads. Also considered is the loss of torsional stiffness that may be incurred by lifting surfaces subject to axial stresses induced by aerodynamic heating. The aerodynamic heating effects are estimated based on the adiabatic wall temperature due to high speed airstreams. As a recently emerging technology, the active aerothermoelastic control is aimed at providing solutions to a large number of problems involving the aeronautical/aerospace flight vehicle structures. To prevent such damaging phenomena from occurring, an application of linear and nonlinear active control methods on both flutter boundary and post-flutter behavior has been fulfilled. In this paper, modeling issues as well as numerical simulation have been presented and pertinent conclusions outlined. It is evidenced that a serious loss of torsional stiffness may induce the dynamic instability; however active control can be used to expand the flutter boundary and convert unstable limit cycle oscillations （LCO） into the stable LCO and/or to shift the transition between these two states toward higher flight Mach numbers.     

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。     

5000m特大跨度悬索桥空气动力稳定性风洞试验研究

伴随跨海大桥建造时代的来临,特大跨度悬索桥的空气动力性能研究日益紧迫,设计了中跨跨度为5000m的宽开槽和窄开槽钢箱梁悬索桥方案,实现了5000m特大跨度钢箱梁悬索桥的节段模型风洞试验,研究了宽开槽和窄开槽两种方案的颤振性能,识别了其颤振导数、颤振风速、颤振频率、三分力系数等重要参数;其次在风洞试验中研究了多种稳定板组合方案对窄开槽钢箱梁的颤振控制作用,发现中央稳定板和上稳定板的组合能将颤振临界风速提高50％;最后提出了适用于特大跨度悬索桥的二维颤振Straight—forward Method分析方法,对风洞试验进行了数值模拟,验证了该方法和节段模型风洞试验对于5000m悬索桥分析结果的一致性。最终研究认为：中央开槽达到足够宽度的方案与窄开槽附加稳定板的方案都能为跨度5000m的悬索桥提供足够高的颤振失稳临界风速,并能满足世界上绝大多数台风区的要求。     

Nonlinear aeroelastic analysis of the folding fin with freeplay under thermal environment

The nonlinear aeroelastic behavior of a folding fin in supersonic flow is investigated in this paper. The finite element model of the fin is established and the deployable hinges are represented by three torsion springs with the freeplay nonlinearity. The aerodynamic grid point is assumed to be at the center of each aerodynamic box for simplicity. The aerodynamic governing equation is given by using the infinite plate spline method and the modified linear piston theory. An improved fixed-interface modal synthesis method, which can reduce the rigid connections at the interface, is developed to save the problem size and computation time. The uniform temperature field is applied to create the thermal environment. For the linear flutter analyses, the flutter speed increases first and then decreases with the rise of the hinge stiffness due to the change of the flutter coupling mechanism. For the nonlinear analyses, a larger freeplay angle results in a higher vibration divergent speed. Two different types of limit cycle oscillations and a multiperiodic motion are observed in the wide range of airspeed under the linear flutter boundary. The linear flutter speed shows a slight descend in the thermal environment, but the effect of the temperature on the vibration divergent speed is different under different hinge stiffnesses when there exists freeplay.     

大面积气动加热的石英灯阵模拟优化设计

针对结构热试验模拟的精细化需求,对大面积气动加热的石英灯阵模拟优化设计进行了研究。发展了石英灯阵辐射热流模拟程序,分析了采用传统单灯热流分布数据库插值叠加获得的石英灯阵热流分布的适用范围,基于遗传算法,发展了以灯阵中各灯功率为优化参数的石英灯阵热流模拟优化设计方法,并基于所建方法对某飞行器结构部件迎风面气动加热进行了灯阵模拟,获得了灯阵加热和气动加热条件下迎风面温度变化特性。结果表明,基于本文方法对石英灯阵中各灯功率进行优化设计,采用简单石英灯阵即可有效地模拟大面积非均匀气动加热,从而有效提高试验模拟精度,但前缘等位置的高热流区模拟精度有待进一步提高。     

低速高温燃气流热模拟试验方法和设备

对比分析了两种气流状态参数和两种加热情况下典型前缘部件表面热流密度的相似性,论证了利用亚声速高温燃气流加热方式进行近地空间高超声速飞行工况气动热模拟试验的可行性.针对高超声速飞行器典型钝头锥结构提出“小喷口低速高温燃气流+石英灯”组合热试验方案.通过采用新型高效双腔蒸发管型燃气发生器、新型带保温夹层和耐高温陶瓷内衬的水冷不锈钢高温管道结构,同时引入电加热器预热及燃烧室两路供油方案,使所建低速高温燃气流热试验设备产生燃气流温度达到2100K,φ250mm喷口处平均径向温度分布梯度约3K/mm,具有线性温度控制功能且稳态控制温差约46K,满足24km、马赫数为6典型高超声速飞行器工况驻点区域高温/大热流密度气动热试验要求.