共查询到20条相似文献,搜索用时 0 毫秒
1.
2.
为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6%,阻尼比识别误差小于30%,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性. 相似文献
3.
4.
高效精确地确定多种飞机构型的颤振边界在飞机设计过程中具有重要意义。为了提高计算效率和计算结果的准确性,针对亚声速和跨声速两种马赫数区域,提出分别采用线性和非线性方法进行非定常气动力分析。非线性分析在引入精确的定常气动力的基础上,采用高效率跨声速小扰动方程进行求解;颤振求解统一采用g 法。对大型飞机的梁架—减缩刚度组合模型的空机及三种典型燃油构型进行涵盖飞行包线的全马赫数变高度颤振分析,结果表明:四种构型的颤振边界与颤振试飞边界一致,与其他分析方法相比,效率有明显提高,尤其是对多种飞机构型能够高效地获得准确的颤振边界,即说明本文采用的方法是目前适用于工程上的一种高效精确的预测大型飞机颤振边界的方法。 相似文献
5.
颤振飞行试验的边界预测方法回顾与展望 总被引:3,自引:0,他引:3
颤振飞行试验是新型机种定型必不可少的环节,其目的是要确定颤振边界。由于颤振飞行试验的风险大、耗费高并且周期长,研究者一直在追求安全、准确和高效的颤振边界预测方法。鉴于此,在总结前人研究的基础上,从传统的颤振边界预测方法及其改进和新的颤振边界预测方法两个层面展开,对常用的和近年发展的颤振边界预测方法较为全面而相对简洁的论述,着重介绍了各种颤振边界预测方法的基本原理、适用性及其推广和改进。针对各种方法的原理和特点,将其归纳为构造稳定性参数的方法和基于流固耦合分析模型的方法,并对两类方法进行了对比和总结。最后,对目前颤振边界预测存在的一些技术难点及其发展趋势进行了初步的探讨。 相似文献
6.
对颤振边界预测方法中的颤振裕度法与自回归滑动平均模型(ARMA)稳定性分析方法进行研究,采用数值仿真算例研究这两种方法受参数识别误差的影响,采用风洞颤振试验算例对比分析其预测颤振边界的有效性与准确性,结果表明:①颤振裕度法的判据受阻尼比识别误差的影响较小,相对于阻尼比识别误差更容易受频率识别误差的影响,ARMA稳定性分析方法的判据相对于颤振裕度法更易受阻尼比识别误差的影响,颤振裕度法比ARMA稳定性分析方法鲁棒性更高;②对于机翼弯扭耦合颤振,两方法的判据变化趋势相近,相差采样频率4次方的数量级,两者随着风速的增加具有平缓的下降趋势,有助于较早地预测颤振边界;③对于面内弯曲为主的颤振,ARMA稳定性分析方法比颤振裕度法适用性更好。 相似文献
7.
8.
为了解决CFD/CSD计算效率低的问题,基于CFD技术,构造降阶的非定常气动力模型,并耦合结构运动方程,建立频域/时域气动弹性系统ROM,采用线性自回归滑动平均模型的系统辨识方法,分析了气动弹性系统的标准模型Isogai二维翼型的颤振边界。结果表明,在翼型最大厚度所在位置保持不变时,计算不同翼型厚度下对应的颤振边界得出,随着翼型厚度增加,跨声速凹坑逐渐左移。因此,当翼型最大厚度所在位置保持不变时,为了达到提高颤振速度的目标,通过采用该方法的计算结果来调整机翼翼型厚度,提高机翼对飞行环境的适应能力。 相似文献
9.
10.
一种基于亚临界响应的颤振稳定性边界预测新方法 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
11.
跨声速流场激波及其诱导的附面层分离等非线性因素导致跨声速颤振边界很难被准确预测,尤其是目前工程常用的偶极子格网法,在跨声速时该方法的预测精度大幅下降。在雷诺平均Navier-Stokes方程流场求解器的框架内,利用结构模态建立广义结构运动方程,利用径向基函数建立模态振型的插值方法,结合径向基函数和无限插值两种网格变形方法的优点实现高效高鲁棒性网格变形方法,从而实现颤振时间推进分析流程,利用国际颤振标模AGARD445.6机翼验证程序在跨声速颤振边界预测中的可靠性。然而,时域方法在气动/结构反复迭代,需要耗费大量的计算资源和时间。为了提高颤振预测效率,基于高阶谐波平衡(HOHB)方法快速获得广义力影响系数矩阵,利用该矩阵建立频域模态位移和气动力之间的关系,实现高效颤振频域分析方法。通过二维翼型和三维机翼算例进行验证,结果表明:在不对计算精度产生明显影响的前提下,HOHB方法能够提高颤振预测效率约6倍。 相似文献
12.
13.
14.
15.
16.
17.
18.
基于浸入式边界法建立了求解振荡叶栅非定常流动的快速计算模型,并在模型中添加湍流模型,使之能够考虑更加接近实际流动的情况。具体的方法是求解目前为止最常用的雷诺时均Navier-Stokes方程并添加低雷诺数湍流模型(Lam-Bremhorst模型,k-ε模型的一种)进行计算,为了验证该方法的正确性,分别对层流边界层和湍流边界层进行了数值模拟,计算结果与布拉修斯解和壁面率吻合得很好,证明了湍流模型的可靠性。在此基础上,对高雷诺数条件下的振荡叶栅进行了数值模拟。结果表明,折合速度是影响叶栅振荡的重要因素,这与层流计算的结论类似。值得注意的是耦合过程没有生成贴体网格,减小了计算时间,可以准确快速地模拟真实的叶栅流动情况。 相似文献
19.