大跨度中央开槽钢箱梁悬索桥颤振关键参数研究

中央开槽钢箱梁作为第三代钢箱梁,可改善结构的气动性能,提高颤振临界风速,但开槽箱梁的优化选型受多种因素影响.为全面阐述开槽箱梁的气动优化选型规律,通过风洞试验和数值方法综合研究了多个关键参数对颤振性能的影响:通过节段模型风洞试验,研究了开槽比对颤振临界风速的影响规律,并获得了多组颤振导数;采用二维颤振直接分析数值算法,研究了钢箱梁的几何参数、质量参数、频率参数和纵向遮盖率等对悬索桥颤振临界风速的影响规律.研究发现:颤振临界风速随开槽宽度增加先增大后减小,存在最优开槽比;开槽宽度增加使质量和质量惯矩增大,质量和质量惯矩的增加有利于颤振稳定性能的提高;随着扭转频率的增大颤振性能增强,竖弯频率则相反;纵向遮盖各工况也存在最优遮盖率,影响颤振的规律与中央开槽类似;颤振临界风速对各个参数的敏感度不同,敏感度从小到大依次为:质量、竖弯基频、质量惯矩、扭转频率.该研究成果可为开槽箱梁的气动选型提供参考.     

转静干涉对转子叶片颤振特性的影响

在不同气动工况、不同几何模型下,采用自行开发程序对全环多排的高压压气机进行了流固耦合数值模拟,分析了进口导流叶片(IGV,以下简称导叶)对转子叶片颤振稳定性的影响。通过对气动弹性标准算例4的数值模拟验证了程序在颤振领域的有效性。针对导叶-转子模型和单转子模型,考察了近堵塞点、近设计点和近失速点3个工况下,节径变化对叶片颤振稳定性的影响,给出了气动弹性最不稳定状态对应的叶片振动形式。通过对比发现,导叶作用随工况而异,近堵塞点导叶使得转子1阶弯曲模态气动阻尼提高130.63%。研究表明:导叶引起的非定常压力波反射增强了转子叶片的非定常压力扰动幅值,使得弯曲振型的颤振稳定性增强。基于单转子模型的颤振分析给出了不准确的气动阻尼值。      

低速颤振模型的动力特性设计

在飞机打样设计阶段除了需要满足结构强度和刚度要求外,还必须满足颤振稳定性要求,根据相似理论,并利用结构优化设计方法,对某机翼低速颤振吹风模型的动力特性－包括模型的一阶弯曲、一阶扭转和二阶弯曲频率进行了设计。改变了过去那种凭经验反复试凑的设计调参方法,提高了模型设计的效率,缩短了设计周期,具有良好工种应用前景。     

含不确定参数的复合材料壁板热颤振分析

研究了含有不确定结构参数的壁板颤振问题,利用vonKarman大变形应变-位移关系、气动力活塞理论和准定常热应力理论建立了复合材料壁板颤振的气动弹性力学模型,考虑在壁板颤振分析模型中存在的不确定参数,将其用区间向量定量化,基于区间扩张理论和Taylor级数展开,并结合有限元计算方法,提出了区间分析的方法来估计含有不确定参数的壁板结构颤振临界风速的区间,以及发生极限环振动时振幅的变化区间。通过数值算例,将本文提出的壁板颤振的区间有限元模型与随机有限元模型进行了比较,显示了本文方法的有效性和可行性。这种方法的优点是只需要知道不确定参数的所在范围界限,为解决含有不确定参数的壁板颤振这类复杂的气动弹性动力学问题提供了一个途径。     

机翼颤振的鲁棒自适应切换控制

将机翼颤振问题对应的气动伺服弹性系统动态,看做沿飞行轨迹或特定飞行动作的若干模型的连续切换,引入切换系统描述其包线内的动态特性。进而,基于多Lyapunov函数方法和模型参考自适应控制(MRAC)理论,提出一种机翼颤振鲁棒自适应切换控制方案。该方案允许不同速度设计点的模型及对应控制器进行快速切换,以全面覆盖飞行包线内的系统动态,获得良好的机翼颤振主动抑制效果,有效规避自适应控制需要参数缓慢变化的缺陷。同时,构建Lure-Postnikov形式的Lyapunov函数,采用多Lyapunov函数方法,以线性矩阵不等式的形式,推导闭环切换系统为有界MRAC系统的充分条件,确保飞行包线内颤振抑制的全局稳定性。     

多控制面飞机的全机颤振主动抑制设计

 以仿F/A-18A外形的全机模型为对象,研究多输入/多输出（MIMO）飞机颤振主动抑制（AFS）设计方法和特点。控制律采用线性二次型高斯（LQG）方法,结合平衡截断法降阶。首先,仅用机翼舵面对机翼部件和全机设计AFS控制律;然后,全动平尾参与AFS控制;最后,机身额外加装小翼,与机翼舵面联合控制,考察AFS效果。研究发现：单独机翼AFS效果显著,颤振速度提高28%;全机构型有机身模态参与颤振,仅用机翼舵面,低阶控制律颤振速度增量仅为4.6%;全动平尾参与控制可改善低频颤振,但存在低速的高频不稳定模态;机身小翼与机翼舵面联合控制,AFS控制效果可达14.9%。最终,筛选出机翼后缘内侧舵面与机身小翼两组控制面进行AFS设计,即可达到14.5%的颤振速度增量,是较为理想的AFS方案。     

二元非线性机翼随机动力学行为

 为考查在高斯白噪声作用下二元机翼随机颤振动力学行为,采用数值仿真的方法对其进行了研究。首先把机翼简化成一个具有扭转和上下自由度的平板,其中扭转弹簧具有3次非线性刚度,同时假设空气是线性不可压的而且气动力是定常的,再对任意运动和高斯白噪声作用下的机翼进行建模。其次采用了蒙特卡罗仿真来求解随机微分方程的数值解,根据数值解结果进行统计分析,计算出最大Lyapunov指数。最后得出：在随机激励作用下机翼的动力学行为与确定性颤振相比有很大差异,同时随机颤振点提前于确定性颤振点。     

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。     

CFM56—7B型发动机衰退模型建立与研究

发动机从投入使用到返厂大修整体性能衰退是一个连续性过程．研究目的在于建立能精确反映该过程的模型。收集大量CFM56—7B型发动机数据,通过解码、修正、换算得到大量的发动机排气温度裕度数据点．分段拟合并比较得到最优的该型发动机衰退数学模型,并运用另一机队数据验证模型。验证表明模型能较好地反映该型发动机衰退规律,给系统工程师分析该型发动机提供了指导依据,对研究该型发动机的性能衰退过程具有实用和理论指导意义。