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。     

考虑弯扭耦合运动的旋转带冠叶片非线性气动弹性分析

针对旋转叶片的气动弹性问题,将带叶冠的叶片简化为末端加质量块的均质悬臂梁。悬臂梁受到离心力和气动力作用,发生弯曲和扭转耦合振动变形。利用Hamilton原理建立了叶片的偏微分运动方程。对方程无量纲化,运用Galerkin方法对其离散,得到两自由度的非线性常微分方程。通过数值求解叶片颤振速度和极限环响应,并用谐波平衡法求解极限环响应与数值解进行对比。最后,讨论了结构参数对颤振速度和极限环响应幅值的影响。     

一种基于CR理论的大柔性机翼非线性气动弹性求解方法

大展弦比大柔性机翼在气动载荷的作用下,产生较大的弹性变形,其惯性特性、刚度特性、动气动弹性特性等亦发生较大改变,常规的线性气动弹性分析方法不再适用。基于Co-rotational(CR)理论,推导了机翼变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了考虑几何非线性效应的大柔性机翼结构动力学模型;耦合改进的ONERA非线性非定常气动力模型,提出了一种适用于大柔性机翼的非线性气动弹性求解方法。采用Newmark直接数值积分法及松耦合技术在时域内对气动弹性运动方程进行求解,对所提出的非线性气动弹性求解方法的正确性和精度进行了验证,并研究了大柔性机翼的极限环颤振特性。研究表明:适用于大柔性机翼完整的非线性气动弹性建模需要考虑机翼结构大变形和非定常气动力动态失速等非线性因素;弯曲变形可降低临界极限环颤振速度的15%以上,而前移弹性轴能够有效的提高临界极限环颤振速度;所提出的非线性气动弹性求解方法具有较好的精度和效率,满足大柔性机翼非线性气动弹性的求解需求。     

折叠翼的结构非线性颤振分析

由于折叠机构间隙的存在,折叠翼的刚度特性呈非线性关系特性,工程实践中需要有效的方法,建立并求解折叠翼的非线性气动弹性方程。该文提出了弦向多个自由度具有结构非线性刚度的折叠翼颤振分析方法,并对典型折叠翼面进行了非线性颤振分析。利用动态子结构方法建立了非线性气动弹性方程,分别在频域和时域给出了颤振求解方法。对比工程软件的计算结果,验证了该方法是否满足工程计算精度的要求。通过对典型折叠翼的计算得到以下结论。在弦向多个位置具有初载间隙型非线性的典型折叠翼结构在一定速度范围内会产生稳定的极限环振荡,在一定速度范围内结构响应与初始扰动相关,后缘铰链振动相比于前缘更加剧烈,初载角较大时振荡更加剧烈。     

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.     

舵轴位置对全动舵面气动弹性稳定性的影响

研究舵轴位置对全动舵面气动弹性特性的影响,用有限元方法分析舵面模态,当地流活塞理论计算非定常气动力,应用Lagrange方程,建立基于模态坐标运动方程。结果表明：当舵轴在根弦相对位置从前向后移动过程中,失稳形态由颤振转变为发散,并引起临界动压突变现象。失稳形态转变位置会随着攻角增大而逐渐后移。在转变位置之前,颤振临界动压随着舵轴后移,呈现先减小后小幅度增大趋势;在转变位置之后,发散临界动压随着舵轴后移单调减小。     

舵轴位置对全动舵面气动弹性稳定性影响

研究舵轴位置对全动舵面气动弹性特性的影响,用有限元方法分析舵面模态,当地流活塞理论计算非定常气动力,应用Lagrange方程,建立基于模态坐标运动方程。结果表明:当舵轴在根弦相对位置从前向后移动过程中,失稳形态由颤振转变为发散,并引起临界动压突变现象。失稳形态转变位置会随着攻角增大而逐渐后移。在转变位置之前,颤振临界动压随着舵轴后移,呈现先减小后小幅度增大趋势;在转变位置之后,发散临界动压随着舵轴后移单调减小。     

桁架加劲梁悬索桥后颤振特性节段模型试验研究EI北大核心CSCD

以某主跨为1100 m桁架加劲梁悬索桥为工程依托,采用弹性悬挂节段模型风洞试验方法,对桁架梁后颤振特征与机理进行研究。对桁架梁节段模型试验系统的结构动力参数进行测试;在不同风攻角下进行了桁架梁节段模型颤振试验研究;从非线性阻尼角度对桁架梁节段模型极限环振动机理进行探讨。结果表明:在振幅较大时,桁架梁节段模型试验系统存在较为明显的阻尼非线性以及轻微的刚度非线性;在各试验风攻角下,桁架梁节段模型后颤振现象均表现为极限环振动,风攻角对颤振临界风速与振幅随风速增长的斜率均有显著影响;桁架梁节段模型极限环振动具有弯扭耦合特性,并且弯扭耦合程度随振幅增大而增强;对于桁架梁节段模型试验,结构阻尼非线性是后颤振限幅的有利因素,而气动阻尼非线性在不同风攻角下作用效果不同。     

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。     

基于非线性气动力的失速颤振计算与试验研究

飞行器大攻角飞行过程中的动态失速会导致结构自激扭转或俯仰运动,造成非线性失速颤振现象,直接影响飞行器飞行安全与结构安全。该文对标准Leishman-Beddoes (L-B)非线性非定常气动力模型进行马赫数修正,使其适用于低速不可压情形的动态失速气动力计算,然后基于二元翼段气动弹性模型,采用Newmark时域推进方法进行工程失速颤振计算。依据计算结果设计并完成了二元翼段失速颤振风洞试验。试验结果表明,多数试验状态,基于L-B模型的失速颤振计算结果与试验结果均吻合较好。结果验证了修正的L-B模型可以用来进行低速大展弦比平直翼段翼型的失速颤振工程分析与极限环振荡评估,同时,失速颤振速度与极限环幅值受初始攻角的影响很大。     

二元机翼非线性颤振系统的若干分析方法

颤振是气动弹性力学研究最重要的问题之一。本文综述了亚音速条件下二元机翼非线性颤振研究的若干分析方法。目前,基于二元机翼的非线性颤振分析采用的定性方法主要是常微分方程定性理论,定量方法则有等效线性化法、描述函数法、谐波平衡法以及摄动法等。对所提及的方法做了简要的评述和比较,指出了进一步研究的问题。     

Oscillating cascade unsteady aerodynamics including separated flow effects

A mathematical model is developed to predict the effect of flow separation on the unsteady aerodynamic lift and moment acting on a two-dimensional flat plate cascade which is harmonically oscillating in a subsonic flow field. The unsteady flow is considered to be a small perturbation to the uniform steady flow, with the steady flow assumed to separate at a specified fixed position on the airfoil suction surface. This formulation does not require the difference in the upwash velocity across the airfoil in the separated flow region to be determined before calculating the unsteady pressure difference across the chordline of the airfoils, thereby eliminating the assumption that the upwash difference is zero at the trailing edge when the steady flow is separated. Results obtained demonstrate that although flow separation decreases bending mode stability, it does not result in bending mode flutter. However, flow separation can result in torsion mode flutter, with this instability being a function of the location of both the separation point and the elastic axis.     

库伦摩擦对二元翼面气动弹性特性的影响

通过数值方法和谐波平衡法研究库伦摩擦对翼面气动弹性特性的影响。分析带有摩擦的气动弹性系统中初始条件敏感性,以此说明常规动力学方程中阻尼与库伦摩擦的区别,并通过能量表达式阐述造成两者差异的原因。结果显示,气动弹性系统中引入库伦摩擦可以提高系统的颤振速度,但颤振速度的变化与初始条件有关。表面上,增加阻尼或引入库伦摩擦都可以提高颤振速度和减小俯仰振幅。但对于只有阻尼的线性系统,初始条件的变化没有改变系统的能量平衡,而库伦摩擦的引入则改变系统的能量平衡关系,使得系统颤振速度和颤振频率与初始条件相关。     

带有结构刚度非线性的跨音速翼型颤振特性研究

以非定常纳维尔－斯托克斯方程为主管方程,计算翼型振荡的瞬态非定常气动力,并与带有结构刚度非线性的颤振方程耦合求解,用时间推进的方法,计算了带有结构刚度非线性的结构响应特性,及带有三次型刚度和间隙型刚度非线性的跨音速翼型库振特性。计算研究表明,岂于同时具有结构和气动非线性,导致了振荡极限环极为复杂的特性。     

Harmonic generation at an unbonded interface—I. Planar interface between semi-infinite elastic media

An analysis is made of the nonlinear dynamics of a system composed of an unbonded planar interface separating two semi-infinite linear elastic media. The unbonded interface, by definition, cannot support tension and hence opens up in the tension phase of a propagating disturbance, if it is not already open. The opening and closing of the interface is the origin of the nonlinearity. This is perhaps the simplest nonlinear problem involving continuous media, since the problem reduces to the consideration of a pair of independent first order ordinary differential equations involving the center of gravity and width of the gap. In the case of an incident sinusoidal wave the second harmonic generation efficiency is determined as a function of the ratio of the ambient hydrostatic pressure to the stress amplitude of the incident wave.     

AUV接驳装置悬浮平衡分析与配重优化设计

为了保证用于对接回转型自主水下机器人（autonomous underwater vehicle,AUV）的开合式接驳装置处于水下单点系泊悬浮状态时的平衡与稳定,须对其进行配重优化设计。通过对开合对接机构的位移分析,获得接驳装置体重心和浮心位置的变化范围;基于静力学理论,建立并分析重心、浮心和拖点的相对位置与接驳装置悬浮平衡纵倾角的关系。为了使接驳装置悬浮平衡纵倾角及其波动幅值小,及配重后接驳装置的质量最小,建立AUV接驳装置配重优化模型,并采用序列二次规划（sequential quadratic programming,SQP）方法对配重铅块、浮力材的特征尺寸和拖点位置等配重参数进行优化设计。通过接驳装置单点系泊悬浮实验,验证了优化配重后接驳装置满足设计要求。研究结果表明：相比自由拖架形式,采用固定拖架形式可以增大拖点与重心之间的垂向距离,非常有利于装置的水下悬浮平衡;相比经验配重设计,优化配置后装置总质量约减小了13.4 kg,悬浮平衡纵倾角波动幅值约减小90.68%,稳心高约增加7.63 mm,配重优化后AUV接驳装置系泊悬浮平衡状态良好。配重优化模型的建立及分析结果对水下接驳...     

基于超声电机作动器的翼段颤振主动抑制

研究采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振主动抑制。首先,通过实验获得超声电机的频率响应,经过非线性最小二乘法进行物理参数识别,建立了超声电机作动器的传递函数模型。然后,设计了具有控制面的翼段颤振实验模型,建立了机翼-控制面的三自由度气动弹性方程,设计了输出反馈的次最优控制律。数值仿真和风洞试验结果表明,以超声电机作为控制面作动器可以有效地抑制机翼颤振,并将颤振临界速度提高了13.4%。     

大展弦比夹芯翼大攻角颤振分析

首先导出大展弦比复合材料梁弯扭耦合模态的半解析解，对具有NACA0012翼型的大展弦比的夹芯翼，在模态空间内建立了运动方程。然后采用半经验的ONERA非线性气动力模型描述空气动力，形成了对大展弦比夹芯翼大攻角气动弹性问题的描述。通过结构求解器和空气动力求解器联合求解来完成非线性颧振边界的计算。为了验证非线性颤振边界的求解方法，还利用ONERA气动力模型中的线性部分建立了夹芯翼的线性颤振方程。结果表明：零翼根攻角时，线性颤振速度与用非线性颧振边界求解方法得到的颧振速度完全一致；颤振速度随翼根攻角的增加而迅速减小；复合层铺设方式对颤振速度有较大影响。     

The Density Difference of Cupula and Endolymph Changes the Mechanics of Semicircular Canals

A precise balance of cupula and endolymph densities is key to the proper sensing of angular acceleration by the semicircular canals (SC). Estimates show that a density difference of cupula and endolymph (DD) as small as ~10^− 4 g/cm³ is sufficient to make the SC sensitive to gravity and centrifugal forces provided they are comparable with gravity. As a result this might cause vestibular disorders. There are conditions under which the DD may even exceed this value. One of them is a change of intra-labyrinth pressure (IP) that may take place during a spaceflight. Here, the effect of DD on SC dynamics is considered using a simplified one-dimensional toroidal mathematical model of a canal for rotation with constant or harmonically oscillating angular velocities. The DD results in: dependence of cupula dynamics on orientation of both the gravity vector relative to the SC plane and the axis of rotation, as well as on the distance between the axis of rotation and the center of SC; shift of the cupula to a new position of equilibrium that depends on both the gravity vector and the parameters of head rotation; and onset of cupula oscillations with multiple frequencies under harmonic stimulation. The DD effect may be important under conditions of artificial gravity where the directions of centrifugal forces, the values of which are comparable with Earth’s gravity, the orientations of the axis of rotation of a space station, and the axes of the SCs change during movements of the individuals and their habitat.