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机翼/外挂系统的颤振主动抑制研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文对颤振主动抑制控制律进行了研究。研究对象为一小展弦比带外侧导弹的机翼颤振模型,模型具有外侧后缘控制面。依据该模型的全部动力特性和刚度特性,以最优控制为基础,采用动态补偿器方法,设计了两阶控制律。对该控制律进行了风洞实验验证。实验结果表明:颤振临界速度提高了14%以上。理论计算结果与实验结果一致。 相似文献
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在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。 相似文献
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本文提出了一种计算超音速非定常气动力的新方法,它将超音速非定常的活塞理论和定常的锥形流理论结合起来,使得被活塞理论所忽略的翼面上各点间的相互影响用锥形流理论来近似计入。文中运用该方法对十个不同平面形状的机翼进行了二十九种状态的颤振计算,并和风洞颤振实验结果作了比较。比较的结果是令人满意的。特别是和用活塞理论所做的颤振分析相比,计算精度有了明显提高。这表明本方法用于超音速颤振分析是确实可行的,它具有方法简洁,计算精度高,计算时间少,程序编制容易的优点。 相似文献
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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。 相似文献
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数字式颤振主动抑制系统的研究 总被引:4,自引:1,他引:3
介绍了数字式颤振主动抑制系统的控制律综合、风洞实验及其工程特性。控制律的设计采用连续域离散化的方法。对4种不同控制律进行了风洞实验,验证了理论计算与实验设计的正确性。实验中控制律用微机和工业控制机联合实现;还根据工程应用的观点提出了颤振主动抑制系统应该具有的特性。对一个与实际飞机动力相似的机翼/外挂系统的研究表明,颤振速度提高了20%左右,并且系统的工程特性也是基本可行的。 相似文献
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基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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本文对于现有的叶片失速颤振计算模型进行了一些改进,以期使其更接近于真实物理图画。计算结果表明,就槽道激波以及物面气流分离对于叶片气动弹性稳定性所起的作用来看,在单自由度纯弯振荡和双自由度弯曲主导振荡两种情况之下是具有实质性差别的。在文中对于一个实际转子的失速颤振边界进行了数值预测,并与相应的实验结果进行了对比。 相似文献
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The present work is about the stall margin enhancement ability of a kind of stall precursor-suppressed (SPS) casing treatment when fan/compressor suffers from a radial total pres-sure inlet distortion. Experimental researches are conducted on a low-speed compressor with and without SPS casing treatment under radial distorted inlet flow of different levels as well as uniform inlet flow. The distorted flow fields of different levels are generated by annular distortion flow gen-erators of different heights. The characteristic curves under these conditions are measured and ana-lyzed. The results show that the radial inlet distortion could cause a stall margin loss from 2% to 30% under different distorted levels. The SPS casing treatment could remedy this stall margin loss under small distortion level and only partly make up the stall margin loss caused by distortion in large level without leading to perceptible additional efficiency loss and obvious change of charac-teristic curves. The pre-stall behavior of the compressor is investigated to reveal the mechanism of this stall margin improvement ability of the SPS casing treatment. The results do show that this casing treatment delays the occurrence of rotating stall by weakening the pressure perturbations and suppressing the nonlinear amplification of the stall precursor waves in the compression system. 相似文献
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径向进气总压畸变对压气机气动稳定性的影响 总被引:3,自引:2,他引:1
为揭示径向进气总压畸变对压气机气动稳定性影响的物理机制,分别开展了尖部和根部进气总压畸变对压气机稳定边界以及动态失速过程影响的试验研究。结果表明,均匀进气时,压气机在叶尖区域首先形成失速团;径向总压畸变会引起气流参数的径向分布发生变化,其中尖部进气总压畸变会增加叶尖区域的攻角,导致压气机失速提前,而根部进气总压畸变则会改善叶尖区域的流场,降低攻角,使压气机失速延迟;气流参数径向分布变化也会影响动态失速过程中模态波扰动和失速团的三维扩散过程。 相似文献
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为探索进气畸变对压气机失速起始特性的影响,本文以一台双级低速轴流压气机为研究对象,对均匀进气和多种进气畸变形式下的失速起始特性进行了详细研究。进气畸变包括1×90°稳态单波、2×90°稳态双波和1×90°周向旋转单波3种形式,压气机转速为600 r/min和800 r/min。试验结果表明,在均匀进气和固定进气畸变条件下该压气机均表现为模态波式失速起始特征,而在旋转畸变时观察不到失速前扰动信号。均匀进气时,失速前20~30个转子旋转周期即可观察到模态波的存在,其传播速度等于42%转子转速,并诱导产生旋转失速团,而且在失速发展过程中,失速团旋转速度保持不变。稳态进气畸变时,也是由模态波诱导产生旋转失速,但在失速团发展过程中,失速团的旋转速度会发生变化。旋转进气畸变时,失速前检测不到42%转子转速的模态波扰动,也没有发现尖脉冲扰动。 相似文献
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本文提出了两种预估多级轴流压气机旋转失速边界方法。前者把关于单叶排的半经验准则推广至多级压气机。取前一级的出囗条件为后一级的进囗条件,每级进行类似运算,对比各级的失速起始流量来判别多级压气机的失速起始边界。预估结果得到了实验验证。后者以小扰动理论为基础,应用非定常二元不可压流的流动模型,导出了双级轴流压气机的旋转失速起始判别准则。利用 Newton- Raphson方法求解特性方程根据设计的程序完成了几个实例的理论估算。预估值和实验值的吻合证实了理论分析的可靠性。并对比不同情况下衰减因子的变化规律,分析了各叶排损失随进口相对气流角的变化趋势。 相似文献
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基于给定的进气周向总压畸变谱,应用全三维数值计算方法,研究了周向槽处理机匣对NWPU-1轴流压气机转子容畸变特性的影响,初步揭示了其在进气周向总压畸变条件下的失速机理。结果表明,在均匀进气条件下,周向槽处理机匣对叶尖间隙泄漏涡形成和发展的抑制是其扩稳的主要原因;在进气周向总压畸变条件下,该轴流压气机转子失速的主要原因是畸变引起的攻角变化,造成部分叶片的负荷过重,由于周向槽处理机匣的作用主要在叶尖部分,所以并不能有效的扩大该压气机转子的稳定工作范围。 相似文献
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在当代航空螺旋桨的工程设计体系中,气动弹性稳定性分析子系统是一个重要组成部分。我国近年来所发展的螺桨工程设计体系中已包括这个组成部分。本文中对于近年所发展的螺旋桨气动弹性稳定性分析子系统作一摘述。 相似文献