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.     

计及大迎角失速的直升机旋翼的气动力模拟

为了描述旋翼诱导速度的分布和大小,综合应用动态入流理论和王氏涡流理论,建立了一个适合直升机机动飞行时的入流模型;以叶素理论为基础,采用状态空间表达式的形式,建立起旋翼非定常气动模型,得到了旋翼气动力随桨盘方位角的变化规律,计算结果与参考数据吻合较好;最终针对失速流和深度失速流两种情况,以MATLAB软件为计算平台,求得了在给定输入情况下某型直升机平飞跃升机动过程中的旋翼拉力响应曲线,研究了大迎角情况下的气动载荷,为直升机旋翼的非定常气动力模拟提供了参考.     

过失速机动的模糊逻辑建模仿真

对模糊逻辑建模方法进行了深入的研究,讨论了非定常气动力的模糊逻辑建模与参数辨识方法,针对其在飞机非定常气动力建模与辨识中的应用提出新的思路,使之更具有实用性,并应用于实际算例的计算分析中.利用振荡三角翼的试验数据建立了非定常气动力的两种模糊逻辑模型:一种采用减缩频率进行建模,另一种考虑时间历程对非定常气动力的影响.结果表明,所建立模糊逻辑模型的计算结果与实验数据结果符合较好.采用这两种不同的模糊逻辑模型对飞机的眼镜蛇机动进行了模拟、仿真,检验了模型的实用性.      

环量控制翼型非定常气动力建模

针对目前环量控制技术中射流参数与迎角对翼型气动特性的影响高度耦合,对应非定常气动力模型精度较差的研究现状,基于环量控制翼型强迫俯仰振动数值模拟数据,借助Kriging模型实现环量控制翼型的定常气动力插值,借助微分方程模型完成了适用于环量控制翼型的线性微分方程建模,采用两步线性回归参数辨识方法辨识线性微分方程模型中特征时间常数等参数,对高动量系数大振幅流动状态下的非线性影响进行修正。研究结果表明:基于Kriging模型实现的环量控制翼型定常气动力插值精度较传统气动导数模型高,建立的环量控制翼型非定常气动力模型能够精确预测不同流动状态下的气动力和力矩系数变化情况。      

含间隙非线性机翼跨声速颤振时滞反馈控制

颤振主动控制会引入时滞,对气动弹性系统闭环稳定性具有显著影响。针对当前考虑时滞的机翼颤振主动控制多集中在亚、超声速域,采用线性气动力分析的研究现状,结合现代飞机大都以跨声速巡航、控制面偏转为作动器进行主动控制的应用特点,发展了考虑结构间隙非线性,基于气动力降阶模型的跨声速颤振时滞反馈主动控制方法。首先,以白噪声为激励信号,辨识得到跨声速下非定常气动力降阶模型,与间隙非线性结构模型耦合,构建被控对象状态空间模型;然后,通过一种含积分项的状态变换将输入信号存在时滞的被控系统转化为无时滞的系统;最后,采用最优控制理论设计最优时滞反馈控制。仿真结果表明:对于含时滞的系统,若施加不考虑时滞影响的控制方法,则无法抑制颤振,所提控制方法的有效性不受时滞大小的影响,可有效抑制颤振的发生。      

大速度桨毂振动载荷预计的影响因素

依据直升机大速度前飞状态的气动环境和桨叶运动,分析了非定常气动力模型、动态失速模型、诱导速度分布、桨叶弹性变形、桨毂力合成以及数值计算方法对旋翼振动载荷预计的影响.将Leishman和Beddoes气动模型、动态入流理论和桨叶挥舞运动综合计入载荷模型中,采用状态空间法对方程进行离散化处理,编制了相应的计算程序.计算结果表明采用不同的分析模型对旋翼振动载荷预计有较大影响,翼型失速是主要影响因素.     

浮空气囊定常及非定常气动特性计算

对于0~20 km范围内不同外形的浮空气囊,采用虚拟压缩方法求解不可压缩非定常N-S(Navier-Stokes)方程,数值模拟了5个高度下气囊的定常和非定常流场.定常状态时,随高度及气囊外形的变化,模拟了气囊气动力及背风区复杂流动分离.结果表明,当气囊厚度率逐渐增大时,其背风区存在复杂的空间流动分离.运用双时间步方法及动网格技术,成功实现了气囊平移或俯仰运动状态下非定常流场的数值模拟.考察了不同的平移方向及速度对气囊非定常气动特性的影响,得到了气囊平移过程中气动力及流场的变化情况.对于气囊的俯仰运动,获得了不同俯仰速度及不同最大俯仰角时气囊的气动力及流场.计算结果表明气囊的非定常运动对其流场和气动力影响显著.     

不确定气动载荷计算的区间分析方法

研究微小型飞行器在大气飞行时受到连续阵风干扰后气动升力的预测问题,考虑von Karman谱参数的不确定性,将其用区间向量定量化,基于区间扩张理论和Taylor级数展开,并结合非定常气动力理论,提出了一种考虑飞行环境不确定性的非定常气动载荷计算的区间分析方法.该方法只需要知道不确定参数所在范围的界限,而不需要其他概率信息,为解决不确定气动载荷计算这种复杂问题提供了一个途径.通过数值算例,将区间分析方法与概率方法的结果进行了比较,显示了区间分析方法是可行并有效的.     

大展弦比柔性机翼的气动弹性分析

高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼,其气动弹性问题尤为突出.考虑机翼结构的几何非线性对结构刚度的影响和机翼平面变形对非定常气动力的影响,采用准模态的思想进行大变形下的振动工程分析,并利用片条理论计算变形机翼的非定常气动力,然后进行颤振计算.以某型飞机机翼为例的计算表明,随变形幅度增大,机翼的颤振速度有明显的下降.      

高超声速下翼面的热颤振工程分析

针对高超声速下翼面的结构、气动和热的耦合动力学问题,提出了热颤振分析的分层求解思路.首先分析结构在热环境下的固有动力特性,然后应用van Dyke活塞理论计算高超声速非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振求解.对某高超声速全动舵面和小展弦比根部固支翼面进行了热颤振的分析与比较.计算结果表明,受热后结构的动力学特性和颤振特性均可能发生变化,尤其对于小展弦比根部固支翼面,由于热效应对其扭转刚度影响很大,从而导致弯扭耦合型式的颤振临界速度大幅度下降.     

充气式机翼的颤振特性分析

充气式机翼的结构刚度由内充气压决定,其颤振特性需要建立静、动力学耦合的分析方法.机翼结构刚度和固有振动特性需要在静力分析基础上计算,进一步计算非定常气动力,从而采用传统的颤振计算方法分析其颤振特性.针对某一充气式机翼采用膜单元建立了有限元模型.在不同内充压条件下,对充气机翼进行了静力分析得到其结构刚度;然后对机翼进行模态计算和颤振分析.研究表明:各阶模态的频率随内充气压的升高而升高;除典型的弯扭模态外,充气机翼的弦向弯曲模态频率较低;充气机翼的颤振形式除常规的弯扭模态耦合外,弦向弯曲模态同样会发生颤振;机翼的临界颤振速度随内充压的变化近似呈分段线性变化;临界颤振模态及耦合分支在一定气压范围内保持不变.      

跨音速风扇全环叶片颤振特性的流固耦合分析

发展了求解叶片颤振问题的流固耦合计算方法和全环叶片振动的气动弹性模型,在每一时间步同步求解流体运动方程和叶片振动方程并交换边界信息;流体域求解了非定常雷诺平均N-S方程,得到每一步由于叶片变形而引起的流场变化;叶片变形则由积分叶片表面受到的气动力并求解结构动力学方程得到.颤振分析是在全环叶片模型上进行的,并解除了预先设定叶片间相位角的限制.此方法的显著特征是在一次气动弹性计算过程中,可同时分析叶片多个固有模态、多个节径下的气动弹性稳定性,大大提高了使用时域法进行叶片排气弹分析的计算效率.考察了NASA rotor 67风扇全环模型在堵塞点、最高效率点和近喘点3个气动工况下,节径变化对叶片气动弹性稳定性的影响,给出了不同模态下气弹最不稳定状态对应的叶片振动节径形式.结果表明,振动形式对于叶片气动弹性稳定性的影响很大.     

基于Volterra级数的功放行为建模与简化

Volterra级数行为模型因其高复杂度而只适用于弱非线性系统,对于具有强非线性和长记忆效应的功率放大器,Volterra级数模型将包含大量的待辨识参数.对射频功率放大器的行为建模进行了研究,提出了功率放大器Volterra级数行为模型的简化方法,通过引入邻对角核控制因子和动态偏离阶数控制因子,合理移除了对信号输出影响较少甚至无关的辨识参数,从而在保证模型准确度的前提下有效地降低了模型的复杂度和参数提取时间.采用了一个10 W的射频功率放大器实例用于模型提取和验证,模型与仿真实验的数据结果对比表明,简化的Volterra行为模型能够很好地描述功放的非线性特性及记忆效应,验证了简化行为模型的有效性和灵活性.     

导弹滚转通道气动伺服弹性稳定性分析

弹性飞行器可能由于结构、气动及控制的不利耦合引发气动伺服弹性失稳,为此分析了带有差动舵面及控制系统的细长体导弹滚转通道气动伺服弹性稳定性.导弹的广义非定常气动力采用气动导数方法计算,动力学方程考虑了弹体的刚体滚转运动和一阶弹性扭转振动.由导弹动力学方程求解得到滚转通道的开环传递函数,并应用Nyquist方法进行闭环系统稳定性分析.算例表明,若控制系统设计不当,系统有可能在弹性振动频率处发生气动伺服弹性失稳.      

利用双目标优化寻求颤振抑制控制律

本文对一个三角机翼/外挂系统的颤振主动抑制进行了系统的研究。在理论上,对如何应用现代控制理论设计优化控制律进行了探讨;对非定常气动力拟合的Pade矩阵近似作了改进;提出了用理想极点和二次型性能指标进行双目标优化来确定加权矩阵的思想;在实现上,用状态观测器和单秩法极点配置两种方法设计了输出反馈控制律。风洞实验结果表明:用本文的方法所综合的控制律是合适有效的,成功地使机翼/外挂系统的颤振速度提高了15.7％,与理论计算结果吻合良好。