高超声速机翼非线性颤振特性分析

采用3阶修正活塞理论推导二元高超声速机翼的非线性气动弹性动力学方程。选取几组系统参数,分别通过求取系统特征值,得到线性颤振速度。以及在考虑非线性效应时,分析系统在不同流速下的动力学响应特性。数值仿真的结果表明系统的非线性效应可以延迟或提前极限环振荡的产生。     

二元翼段间隙非线性颤振的模糊控制

根据模糊控制不依赖于被控对象的精确模型,对参数变化不敏感,具有很强鲁棒性的特点,提出一种模糊逻辑控制器,对包含间隙的二元机翼极限环振荡进行控制,并对其响应机理进行探讨和研究。数值仿真结果表明,模糊控制器能够有效抑制非线性极限环振动,使系统迅速达到稳定,提高系统颤振速度。     

带间隙非线性的机翼操纵面颤振特性研究EI北大核心CSCD

针对大型民用飞机复杂机翼-副翼系统,利用双协调动态子结构法建立了缩比三维机翼-副翼带间隙操纵面颤振分析模型,得到非线性气动弹性方程,并分别在频域及时域内建立了求解方法:在频域内,利用谐波平衡法进行求解,通过引入间隙刚度的描述函数及相对舵偏振幅,建立了可利用V-g法进行颤振计算的方案;在时域内,利用有理函数拟合和时域推进法进行数值仿真,得到了与频域法结果相吻合的操纵面颤振极限环振荡特性规律。对三维矩形机翼模型开展风洞试验,揭示了间隙对操纵面颤振特性间的影响:间隙非线性使系统出现极限环振荡并使系统振荡发散风速明显降低。     

强非线性振动系统极限环振幅控制研究

研究一类强非线性振动系统极限环振幅控制。利用改进的多尺度法求解系统极限环振幅表达式;构造几类线性、非线性反馈控制器,获得反馈系数与极限环振幅的近似解析关系;通过选择适当的反馈系数,可对极限环振幅进行控制;讨论并比较不同控制器的控制效果;数值模拟结果验证了幅值预测的正确性与控制的有效性。对较大参数 仍具有较高精确度。     

非线性振动系统极限环振幅与频率的控制

研究非线性振动系统极限环振幅与频率的控制.利用多尺度法,计算了动力系统Hopf分岔点附近的正规型,获得极限环振幅及频率与反馈系数的近似解析关系.通过选择适当的反馈系数,可对极限环的振幅与频率进行控制.选取一类三维系统作为算例,讨论并比较了几类线性、非线性反馈控制器的控制效果,所得的解析结果与数值模拟的结果基本吻合.     

具有结构非线性的二元翼面颤振研究

该文分别研究了俯仰方向带中心间隙和初偏间隙的二元翼面,并提出通过加入摩擦力矩来减弱间隙非线性影响的方案。基于简谐条件下求得的非定常空气动力矩阵,采用Roger有理函数拟合,将其转为时域下的气动力的近似表达式,之后采用四阶Runge-Kutta法求解其时域内的气动弹性响应。结果显示：中心和初偏间隙对机翼产生的影响类似,都能使其在一定的速度范围内产生复杂的极限环振荡,但两者对间隙大小的敏感度有所不同。加入的摩擦能有效抑制间隙非线性的影响,使翼面的运动在低于线性颤振速度下能够衰减。且当加入的摩擦类型确定,初始扭矩和摩擦刚度的值比较大的情况下,其值和摩擦非线性在初偏间隙中加入位置的变化都对系统的颤振速度不会有明显的影响。     

基于MRD的水轮发电机组轴系非线性振动控制

考虑多种非线性因素作用下,将磁流变液阻尼器(MRD)引入水轮发电机组非线性振动模型中,建立了基于磁流变液的机组非线性动力模型,研究磁流变液对水轮发电机组轴系振动的影响。通过与传统机组非线性模型进行对比研究,结果表明,使用MRD阻尼被动控制,能够明显改善水轮发电机组系统的动力响应。MRD可以在机组系统周期运动时减小其振幅和速度响应,而不改变其运动形式;并能够抑制某些过渡工况下转速升高后出现的复杂拟周期运动,并减小其振幅波动。     

非线性能量阱刚度优化计算与振动台试验

Nonlinear energy sink (NES) was proposed and its main feature to mitigate vibrations in a broad frequency band range was explored here.Firstly,the expressions for the relation between frequency and energy under 1∶1 resonance were derived using the analytical method.According to the expressions,the frequency-energy plot was drawn.This plot intuitively revealed that when a NES is attached to a linear oscillator,its vibration frequency relative to the linear oscillator has a direct relation to the energy level of the system.Then,the formulas for the relationships among the stiffness of NES and energy,frequencies and modal shapes of linear oscillators were derived with the analytical method in the model space of a multi-DOF vibration system.The optimal solution to NES stiffness was calculated with these formulas under a certain energy level of the vibration system.Based on the optimal stiffness calculation method,the NES vibration control test was designed and the corresponding shaking table tests were conducted.To test the wide frequency vibration control features of NES,a set of springs with different stiffness were employed and dynamic properties of the controlled frame were changed through adding the mass of the frame.The test results demonstrated that NES has a good broad frequency band vibration control effect,it can work well even though its stiffness deviates from the optimal value or there are some changes in dynamic features of the controlled target.     

用Normal Form直接法研究壁板的热颤振与控制

建立了二维受热壁板在超音速气流中的颤振方程。运用分岔理论求得了系统的Hopf分岔点,应用Normal Form直接法计算得到系统Hopf分岔Normal Form系数。引入wash-out滤波器技术对壁板热颤振进行了主动控制,延迟系统Hopf分岔的产生而不改变分岔类型。最后采用数值模拟验证了理论分析。     

超音速流中结构非线性二元机翼的复杂响应研究

基于活塞理论计算作用在二元机翼上的气动力，采用拉格朗日方程建立系统的运动微分方程。通过平衡点的Jacobi矩阵的特征方程求出了系统的Hopf分叉点，研究了带有立方非线性俯仰刚度二自由度机翼系统在典型参数下的稳定极限环颤振和混沌响应。结果表明，在超过一定的流体速度后，系统平衡点的个数及稳定性均发生了变化；随着流速的增大，在积分初始值较小时，系统出现混沌等极为复杂的响应。     

非线性振荡系统的Hopf分叉幅值控制

研究了非线性连续系统Ｈｏｐｆ分叉的状态反馈控制方法,提出了Ｈｏｐｆ分叉幅值可控性的概念,获得了平面系统Ｈｏｐｆ分叉所产生的极限环幅值可控的充分条件,在此基础上采用非线性状态反馈控制来抑制Ｈｏｐｆ分叉引起的自激振动。数值仿真结果表明：Ｈｏｐｆ分叉控制是非线性振荡系统控制的一种切实有效的方法。     

Active aeroelastic flutter analysis and vibration control of supersonic composite laminated plate

The active aeroelastic flutter analysis and vibration control at the flutter bounds of the supersonic composite laminated plates with the piezoelectric patches are studied. The piezoelectric patches are bonded on the top and bottom surfaces of the composite laminated plate to act as the sensor and actuator so that the active aeroelastic flutter suppression and vibration control for the supersonic laminated plate can be conducted. The unsteady aerodynamic pressure in supersonic flow is computed by using the supersonic piston theory. Hamilton’s principle with the assumed mode method is used to develop the governing equation of the structural system. The controller is designed by the velocity feedback and proportional feedback control algorithm, and the active damping and stiffness are obtained. The solutions for the complex eigenvalue problem are obtained by using the generalized eigenvalue methodology. The natural frequencies and damping ratios are also gotten. The aeroelastic flutter bounds of the supersonic composite laminated plate are calculated to investigate the characteristics of the aeroelastic flutter. The impulse responses of the structural system are calculated by using the Houbolt numerical algorithm to study the active aeroelastic vibration control. The influences of ply angle of the laminated plate and the control method on the characteristic of flutter and active vibration control are analyzed. From the numerical results it is observed that the aeroelastic flutter characteristics of the supersonic composite laminated plate can be improved and that the aeroelastic vibration response amplitudes can be reduced, especially at the flutter points, by the proportional feedback or the velocity feedback control algorithm using the piezoelectric actuator/sensor pairs. The effectiveness of the flutter control by the two control algorithms is also compared. The results of this study are of great significance to the flutter analysis and aeroelastic design of the aircraft.     

用壁板颤振理论解决某系列飞机的方向舵蒙皮裂纹故障

高速飞行器部件多采用轻质薄壁加筋结构,当飞行器长时间跨音速或低超音速飞行时,这种薄壁结构在非定常气动载荷的作用下会表现出强非线性的流固耦合特征,其中激波运动、边界层效应、流动分离等流场非线性与几何大变形等结构非线性相互耦合作用会使壁板产生失稳行为,引起结构疲劳或损毁。该文基于CFD/CSD耦合数值模拟技术,预测和判别壁板在跨音速气流中随马赫数变化过程中响应形态,发现在跨音速区内会出现明显的单模态颤振形式。随马赫数的增大,其形态演化次序为稳态收敛、第一模态极限环振荡、屈曲、稳态收敛、跨音速颤振、非共振型极限环振荡、共振型极限环振荡、高频周期振荡、高频非周期振荡、第一模态极限环振荡到稳态收敛的过程。当壁板厚度增加、来流密度减小,演化形态会发生变化。同时,当考虑非定常加速效应和粘性效应后,会出现一定的延迟和阻尼效应,对高频非周期振荡起到抑制作用,这对于降低结构的疲劳损伤有积极效果。     

正交面齿轮传动非线性振动特性分析

以正交面齿轮传动系统为研究对象,建立了包含时变啮合刚度、啮合阻尼、齿面误差、齿面摩擦、齿侧间隙、轴承间隙等因素的弯-扭耦合非线性动力学模型,采用4-5阶变步长Runge-Kutta法对系统的无量纲动力学微分方程组进行求解。计算结果表明：在不同转速时系统会出现单周期非谐响应、多周期次谐响应、拟周期响应及混沌响应,并伴随着跳跃现象;随着负载转矩的增大,系统响应呈现混沌-多周期次谐-单周期非谐的变化趋势,轻载时齿轮副易出现单边和双边冲击现象,当载荷增大到一定程度后齿轮副处于无冲击状态;摩擦系数较小时,对系统非线性振动特性影响不大,当其逐渐增大时,系统运动状态由单周期经倍周期分叉进入混沌运动     

一类半主动控制非线性系统的动力学分析

对一类采用半主动控制的非线性系统进行了解析研究。利用平均法得到了该系统在主共振情况下的一阶近似解,并通过奇异性理论在系统的激励幅值和频率调谐量构成的参数空间中对分岔模式进行了分类,表明系统的响应为双翼尖点分岔的普适开折。研究结果证明,该方法不但可以分析半主动控制系统的动力响应,还可以得到该系统的各种分岔行为,从而可用于这一类半主动控制非线性系统的动态分析和控制。     

二元机翼的双稳环颤振及多重环分叉分析

本文利用等效线化及数值计算方法,研究了带初偏间隙型非线性俯仰刚度的二元颤振系统的双稳态极限环颤振特性,给出了极限环稳定区间的稳定性判据.分别分析了初偏参数及速度参数对非线性颤振系统分叉曲线的影响及系统的分叉特性,并用数值计算方法得到精确的分叉参数值.本文为动力学系统的分叉研究提供了一个有实际意义的力学模型.     

裂纹转子弯扭耦合振动非线性特性分析

以非线性涡动影响下的水平Jeffcott裂纹转子为研究对象,分别建立了刚性支承的纯弯曲振动、弯扭耦合振动和轴承支承的弯扭耦合振动三种运动微分方程,针对三种模型,分析了裂纹转子系统响应的分叉与混沌特性。数值计算结果表明： 较大时,三种模型下的弯振分叉图均呈现出复杂的非线性特性,尤其在 附近,各种周期、拟周期和混沌响应交替出现,阵发性特点非常明显,系统由拟周期路径通向混沌。模型1、2的弯振分叉图特性基本相似,模型3则具有更为复杂的非线性特性。模型2、3的扭振分叉图与各自的弯振分叉图极为相似,且非线性特性也基本相同。分析结果有助于更充分了解裂纹转子的动力学特性。     

非线性振动 分叉和混沌理论及其应用

本文主要是从非线性振动的角度出发综述了近年来国内外在非线性振动、分叉和混沌理论及其应用方面的主要成果和发展前景。首先,本文回顾了非线性振动理论的历史,阐述了应用分叉和混沌理论研究非线性振动系统的必要性,进而给出了近期非线性振动八个重点方面的研究方向。其次,我们详细地综述了非线性振动系统的解析方法、非线性振动系统的局部分叉理论及分析方法、非线性振动系统的全局分叉及混沌、非线性随机系统的振动与分叉理论四个方面近期国内外研究工作的主要成果和进展。最后,本文说明了今后分叉和混沌及其应用于非线性振动的主要研究内容。