基于CFD技术的高效叶栅耦合颤振分析方法

为了考虑叶轮机叶片结构与流体之间的耦合效应,同时提高叶轮机颤振数值研究的效率,发展了一种基于非定常气动力降阶模型(ROM)的叶栅耦合颤振分析方法。该方法运用时域计算流体力学(CFD)技术计算少数几个叶片的非定常气动力,通过系统辨识及一些假设构建整个叶栅振动的非定常气动力降阶模型,并在状态空间耦合叶栅结构动力学方程建立叶栅气动弹性方程,采用特征值和时域仿真分析该系统稳定性。运用该降阶耦合方法对STCF4(Standard Test Configuration 4)以及NASA Rotor67叶栅系统的稳定性进行了计算。通过与直接计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合方法和非耦合方法计算结果的比较验证了该方法的准确性,且该降价耦合方法的计算效率相对于直接CFD/CSD耦合方法提高了1~2个量级,为叶轮机气动弹性参数研究、失谐研究以及多模态耦合计算等提供了便利。     

一种面向翼面设计的气动弹性分析模型

在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型.基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法.对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围.将等效板模型推广应用...     

小波变换在动力学系统识别中的应用

试图用小波变换来讨论动力学系统识别中的几个问题，并用以研究在系统分析中利用小波变换这个工具的可能性。只涉及线性时不变结构的动力学系统，它应该适用于非线性或线性时变系统的分析和识别。做为一个具体应用，给出了使用小波变换识别模态阻尼系数的模拟实侧，可用于颤振数据分析。     

CN235—100／MPA的颤振飞行试验大纲

ＣＮ２３５－１００海上巡逻机的原型机已在印度尼西亚的ＩＰＴＮ飞行试验中心进行了颤振飞行试验。在该机上所作的改进包括：大的机头雷达天线罩，以便适应搜索雷达，安装在前机身头部和后机身的电子支援设备；用于观察的前视红外探测系统及“气泡窗口”，另外还有外挂物的改进，例如“鱼叉”式导弹，机翼副油箱。     

变结构控制的工程实现

采用左发换函数中引入控制的微分信号，并对切换函数设置死区，在死区内应用ＰＩＤ控制的方法，解决了一般变结构控制在工程实现中的颤振问题，最后通过一个平衡梁实际系统的控制实验，证明这种控制方法奶好的控制效果。     

基于MSC．Nastran的机翼有限元颤振分析

利用有限元结构分析软件建立了某型飞机机翼的动力学有限元模型，并应用MSC．Nastran解算器对其进行固有模态分析和颤振速度求解，得到了该机翼的振动和颤振特性，为飞机的适航认定和研制改型提供了依据。     

一种新型飞行颤振激振系统

为了用于振动和颤振的飞行研究,长期以来一直需要一种结构简单的激振系统，本文介绍一种由动力工程研制的新型气动小翼式激振器系统，它可由一个小直流电动机驱动并易于安装到试验机上。该系统由在尾缘带有一个旋转开缝圆筒的因定小翼所组成。正弦激振频率由圆筒的旋转频率所决定。而动态激振力的幅值则由缝的开度所决定。低亚音速和跨音速下激振器模型的风洞试验结果表明，本设计方案使用非常小的电功率产生了和用通常振荡翼所产生的动态力相当的动态激振力，振荡翼系统的功率要求很高，并且通常必须由飞机的液压系统提供。     

用操纵面激振X—31A飞机的颤振飞行试验

Ｘ－３１Ａ的颤振试飞采用了各主操纵面来激振０．１￣１００Ｈｚ范围内的各种结构模态。这些操纵面受颤振控制系统控制，该系统与飞机的数字式电传操纵系统相连接。本文描述了颤振激励系统的特性和使用，其中包括：控制盒、运用的几种操纵面、与控制系统之接口的框图、该系统的正弦扫描、恒频及脉冲能力、振荡频率与时间的关系以及典型的操纵面转动幅度和相位角与时间的关系。简要叙述了批准的飞行包线、监控的实时遥测参数以及采用