基于风洞试验15 MW风力机叶片颤振后形态与能量图谱研究

现有风力机叶片颤振分析大多关注颤振临界状态预测,忽略了非线性更为显著的颤振后形态和能量耗散。本文基于变分渐进梁截面法设计了新型超长柔性叶片气动-刚度-质量映射一体化三维弹性模型,采用高速摄像技术和高频六分量天平进行了同步测振、测力风洞试验,分析了风力机叶片颤振敏感风向区间与临界风速组合规律,最后基于叶尖风振响应、气动阻尼和能量,系统研究了风振敏感工况风振响应下风力机叶片能量演变规律和颤振临界风速后的形态特性,揭示了风力机叶片颤振后能量耗散机制。研究表明：提出的风力机叶片弹性模型设计和试验方法能有效模拟结构动力性能与颤振行为;风力机叶片的桨距角93°～96°和284°～286°区间属于风振敏感区间,在该区间内超过临界风速即可发生大幅锁频振动;存在能量积累突变界线,超过该界线对应风速后的能量积累尤为显著,表现出风致振动能量随时间呈现显著的非平稳特性;颤振后气动负阻尼是结构系统发散的主要原因。     

非线性壁板颤振计算的子循环预测校正方法研究

为了解决流固耦合问题中弱耦合计算方法存在的滞后误差引起计算发散的问题, 将子循环方法与预测校正方法相结合, 使用有限元方法求解壁板动力响应, 使用Fluent求解受扰动的流场, 使用基于拉伸弹簧与扭转弹簧的动态网格方法更新流场网格, 分析了弹性壁板在超声速气流作用下的非线性动力响应, 结果表明此方法能准确预测壁板颤振的响应特性, 计算稳定性优于弱耦合方法, 可以保持长时间计算结果的稳定性.      

复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析

新一代航空结构广泛采用复合材料，对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务。应用气动弹性分析理论和方法，对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件发散与颤振工程分析。本文使用MSC／NASTRAN软件，在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上，依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型，固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度，采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力，并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。     

三维任意机身的跨音速全位势流计算

 <正> 准确、有效地估计旋成体或任意截面机身在有迎角、有侧滑情形下的跨音速绕流特性,对飞机机身、导弹等外形设计有重要意义。已趋成熟的全位势流计算方法在翼型、单独机翼及翼身组合体绕流中得到广泛应用,并产生了诸如Holst的TWINGn和TAIR,Jameson的FLO系列等实用程序;但对旋成体有迎角绕流或单独机身的全位势绕流计算在文献中还很少见到。现采用守恒型全位势方程、代数法生成的贴体坐标网格和Holst的AF2高效差分方法对旋成体或单独机身有迎角、有侧滑时的跨音速绕流进行研究;并给出分析机身跨音速特性的计算程序是很有必要的。     

叶轮机超音速非失速颤振边界研究

把叶片简化为具有对称截面、长、直、带预扭的非均匀弹性梁 ,并结合超音速状态下计算由振动引起的非定常气动载荷的气动模型 ,用哈密尔顿原理建立一组旋转状态下失调叶栅气弹稳定性方程 ;这组方程对弯曲—弯曲—扭转之间耦合严重的失调叶栅尤有意义。对一个风扇级进行的气弹稳定性分析结果表明 :失调及其幅度、阶次 ,扭心位置 ,耦合效应及其程度对叶栅气弹稳定性有明显的影响     

非线性气动弹性模型参考自适应控制

 首先将含有前/后缘双控制面二元机翼的动态方程以状态空间形式描述,然后考虑俯仰方向的迟滞非线性模型存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论进行了结构化模型参考自适应控制律设计。仿真结果显示：所设计的控制律能够使开环不稳定的气动弹性系统快速地达到稳定状态。由于最大控制面偏转的存在,来流速度较高时闭环系统仍会发生颤振;根据控制面最大偏转的不同取值,文中给出了闭环临界颤振速度的变化曲线。     

跨声速弯掠动叶压气机非定常流场的数值研究(英文)

The unsteady 3D flow fields in a single-stage transonic compressor under designed conditions are simulated numerically to investigate the effects of the curved rotors on the stage performance and the aerodynamic interaction between the blade rows. The results show that, compared to the compressor with unurved rotors, the compressor under scrutiny acquires remarkable increases in efficiency with significantly reduced amplitudes of the time-dependent fluctuation. The amplitude of the pressure fluctuation around the stator leading edge decreases at both endwalls, but increases at the mid-span in the curved rotors. The pressure fluctuation near the stator leading edge, therefore, becomes more uniform in the radial direction of this compressor. Except for the leading edge area, the pressure fluctuatinn amplitude declines remarkably in the tip region of stator surface downstream of the curved rotor, but hardly changes in the middle and at the hub.     

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。     

T尾不同支持刚度的颤振分析研究

建立了T尾有限元模型,以及T尾带后机身等不同支持情况的动力学模型,并分别分析了它们的固有频率特性。为了简化计算规模,只进行一般地定性研究,忽略了T尾平尾有攻角、安装角或上反角引起的附加的广义气动力的影响,用偶极子网格法计算了临界颤振速度,并分析了不同的颤振特性。最后,得出后机身的不同支持刚度对T尾的临界颤振速度影响的趋势曲线。本次计算结果为以后的T尾的颤振分析打下了基础,为后机身的刚度分配提供了宝贵的数据支持。     

跨音速翼型分离绕流的粘性/无粘干扰迭代计算

本文用有粘/无粘干扰迭代的概念计算了跨音速任意翼型的绕流问题。位流的速位方程用AF2格式求解,而边界层微分方程用C-S盒式法求解,逆算法的引用可以克服边界层方程在分离点处的奇性问题,对分离区湍流代数模型的修正可以得到与实验更吻合的结果。计算结果表明有粘/无粘干扰迭代概念在小分离泡的情况下也是适用的。