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随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明:对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6 Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明:建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。 相似文献
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对在大气层内及临近空间内长时间飞行的高超声速飞行器,其舵面的模态特性比固支的翼面更加复杂,除了与舵面自身的弹性模量及内部热应力有关外,还受到根部支撑刚度的较大影响,并且支撑刚度还将受到温度的影响。以轴承机构支撑的舵面为对象,考虑温度对支撑刚度的影响,建立了非固支的全动舵面支撑边界条件。通过设计舵面受热相同、支撑部位受热不同的加热工况,辨识出了连接面两侧温升对舵面支撑刚度的线性影响规律,并验证了辨识结果的有效性。结果表明:在舵面受热相同情况下,降低支撑部位的温升,可以有效减少舵面模态频率受气动加热的影响。研究结果可供安装此类舵面的飞行器防热设计参考。 相似文献
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固体火箭发动机不稳定燃烧与发动机燃烧室声模态特性密切相关,降低燃烧室声模态频率与涡脱落频率之间的涡声耦合程度可以大大降低固体火箭发动机不稳定燃烧发生的概率。然而,目前关于发动机燃烧室声模态特性研究主要基于燃烧室内燃气介质静止状态,而没有考虑固体火箭发动机实际工作中燃气介质的流动特性。本文以大长径比固体火箭发动机不稳定燃烧现象为背景,通过理论推导与数值计算相结合的方法研究轴向平均流速对燃烧室模态频率的影响机理。研究结果表明,平均流速的存在不仅产生附加刚度项,而且产生系统附加阻尼项,从而改变了燃烧室声模态特性。 相似文献
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常规固体火箭振动模态特性分析中不考虑推进剂粘弹性的影响,实际上在飞行过程中推进剂的粘弹性会使固体火箭呈现复杂、变化的模态特性。飞行过程中,一旦结构的某阶模态与燃烧室声腔发生耦合振动,就有可能诱发燃烧不稳定,因此有必要掌握全箭实时模态参数。针对粘弹性推进剂使得火箭飞行过程实时模态参数难以预测的问题,提出了一种数值仿真模型修正方法,以空、满载固体火箭地面模态试验结果与仿真结果进行对比,证明了方法的准确性。对空、满载火箭模态参数进行对比还可以发现,当推进剂厚度随着燃烧逐渐变薄,全箭在弯曲振动中,发动机壳体的截面变形逐渐增大;发动机呼吸振动幅值也随之变大。在已知燃面退移量的前提下,可准确预示全箭在飞行过程中的实时模态参数,极大提升了固体火箭在飞行过程中的振动问题的分析及排查能力。 相似文献
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大攻角翼面超声速热颤振分析 总被引:2,自引:0,他引:2
分析了大攻角超声速翼面气动加热条件下的热颤振。根据模态叠加法建立颤振运动方程,用当地流活塞及小扰动线性化理论分别计算超声速区和亚声速区的非定常气动力,状态空间法与Runge-Kutta法结合仿真求解结构动响应。给出的两个工程实例计算结果表明,该方法计算精度可满足工程要求。另外还讨论了气动加热效应对颤振的影响。 相似文献