翼面热静气动弹性的流固热交错迭代耦合分析

提出了一种针对高超声速翼面热静气动弹性的流固热交错迭代数值耦合方法,其充分考虑了气动环境（气动力和气动热）与结构变形之间的耦合、气动热与结构温度场之间的耦合以及温度场对结构刚度的影响。气动环境采用计算流体力学方法求解,结构传热和变形采用有限元法求解,在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行壁面热流、壁面温度、气动力以及翼面变形的数据传递,并应用该耦合方法进行了高超声速翼面热静气动弹性分析。结果表明,热环境造成翼面结构刚度降低,导致热环境下翼面变形明显大于常温（300 K）时的分析结果,且马赫数越大,两者之差越大。     

翼面热环境的并行迭代耦合方法及热模态分析

为了准确分析翼面热环境,提出了一种并行迭代耦合方法。气动加热和结构传热分别采用有限体积法(finite volume method,简称FVM)和有限元法(finite element method,简称FEM)求解,且采用基于虚拟空间的插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2s时刻驻点温度计算值与试验值相对误差为5.16%,验证了并行迭代耦合方法的精度。进行了翼面热环境和热模态的分析,结果表明翼面最高温度与马赫数呈近似线性关系,且非耦合方法获得的翼面最高温度比耦合方法高342.2K,这是由于非耦合方法未考虑气动热与结构传热之间的耦合效应。相比热应力引起的结构附加几何刚度,热环境下材料刚度的降低是翼面刚度和固有频率下降的主要因素,并且随着马赫数的增加,低阶比高阶固有频率下降得更快。     

液压颤振器的流固耦合振动研究

介绍了一种液压颤振器的结构和工作原理,采用ANSYS Workbench、CFX和AMESim联合仿真,对颤振器流固耦合振动进行了CFD数值模拟,分析了颤振过程中的耦合场。实验研究发现,单作用颤振液压缸的流固耦合振动与双作用液压缸颤振结果有较大区别。     

基于模糊自适应的高超声速机翼颤振的主动控制

基于模糊自适应方法研究了高超声速机翼颤振的主动控制问题。首先,针对具有结构立方非线性和气动非线性的高超声速飞行器的二元机翼模型,分析系统的稳定性,得到系统的Hopf分叉点;然后,基于T-S模糊理论逼近系统非线性动态,设计了参数自适应律和模糊控制律,并应用Lyapunov理论证明系统所有信号一致最终有界;最后,通过仿真验证了所提出的主动控制算法的有效性。     

一体化热防护结构防热特性研究

针对高超声速飞行器热防护性能不足的问题,对大面积防热区域提出一体化热防护结构设计方案,通过建立热传递有限元模型,对一体化热防护结构进行热传递分析。结果表明,一体化热防护结构具有良好的防热性能。采用最优拉丁超立方方法对结构设计参数进行试验设计,分析结构设计参数对热防护性能的敏感度,为一体化热防护结构的设计提供依据。     

发动机活塞热负荷与机械负荷耦合分析

活塞是发动机中最为重要的部件之一。在整个工作过程中,它既要承受燃气燃烧产生的高温热负荷,又要承受在上下运动过程中外界所施加的机械负荷。运用CAD／CAE技术建立某活塞有限元模型,完成了活塞在热负荷和机械负荷下的耦合有限元分析,得到了活塞的应力和变形情况,为活塞的结构改进及优化设计提供理论依据。     

高超声速风洞试验段环境飞行器颤振的视觉三维测量

测量高超声速风洞试验中模型颤振数据对飞行器安全设计至关重要,接触式传感器测量存在精度低、使用不便等缺点.本文采用非接触式立体视觉三维测量技术,测量试验过程中模型表面关键点的振动变形,为模型颤振分析提供基础数据.为了克服试验过程中试验段内的气压从真空到常压交替变化引起的强烈振动,通过设计视觉测量系统密封装置与气浮减振器,...     

立尾热-力耦合计算分析方法

在航天飞行器设计过程中,为了保证立尾设计的安全可靠,针对立尾开展热-力耦合的计算分析。通过ABAUQS商业有限元计算软件,建立立尾有限元网格模型,对其施加修正的热流和约束条件,利用顺序耦合方式计算出立尾在整个飞行过程中的瞬态温度场、热-力耦合条件下的应力分布和位移,全面介绍立尾热-力耦合计算分析方法。该方法可分析大气层内热-力耦合环境对飞行器热防护系统的热-力响应,为相关飞行器设计提供了可靠技术手段。     

液压颤振器的谐振特性研究

建立了一种单作用液压颤振器的简化振动模型,并推导出谐振频率。采用ANSYS分析了液压颤振器的流固耦合振动模态。实验研究发现,发生谐振时的振幅有显著增加,谐振时的波形明显比非谐振时好;另外,流固耦合作用使系统谐振频率小幅下降,发生谐振的频宽变大。     

流固耦合作用下可倾轴承瓦块颤振失稳研究

以某试验台可倾轴承为对象,考虑瓦块与轴颈之间的运动耦合关系,建立可倾轴承油膜-瓦块流固耦合动力学模型。采用Newmark-β法求解可倾瓦块动态响应,得到升速过程中瓦块摆角及位移的波形、频谱。研究发现,在一定条件下,可倾轴承上瓦块会失去稳定位置,绕其支点作摆动及径向移动,导致瓦块颤振。随着转速升高,颤振幅度增大,一定转速后出现频率锁定现象,增加预载荷可以抑制瓦块颤振。计算和试验观测到的瓦块颤振特征相似。针对某台660 MW机组发生的不稳定振动故障进行了分析,发现颤振导致瓦背制动弹簧断裂,加剧了瓦块颤振,引发大幅振动,进而导致进油边乌金损坏、柱销及柱销孔磨损。通过增加预载荷及更换弹簧,解决了该机组不稳定振动问题。     

机翼极限环颤振的CFD/CSD全隐式紧耦合方法

发展了一种机翼极限环颤振的全隐式紧耦合数值方法。流场的空间和时间离散分别采用基于有限体积法的Roe格式和双时间步长法。结构瞬态响应采用基于Newmark法的有限元法求解,并考虑机翼大变形情况下的几何非线性。此外,流场和结构分析均采用隐式时间推进格式。紧耦合方法在传统松耦合方法的基础上增加了伪迭代,当伪迭代收敛后再进行与真实时间步相关的物理迭代的分析,即能降低传统松耦合方法分析过程中冻结边界条件带来的时间滞后效应。进行了切尖三角翼的跨声速极限环颤振分析,结果表明,紧耦合方法获得的翼尖极限环振荡的幅值和频率均优于传统松耦合方法,更靠近试验结果,因此,紧耦合方法在一定程度上能消除时间推进累积的误差,具有更高的耦合时间精度。     

机翼极限环颤振的CFD/CSD全隐式紧耦合方法

针对轴承振动实时状态监控的需要,从符号动力学角度提出了符号聚合近似与Lempel-ziv复杂度（SAX-LZC）融合的振动监控参数。首先,以Logistic映射和Duffing方程为对象,从理论角度验证了SAX-LZC对动力学结构表征的准确性,并验证了该指标的抗噪能力和计算效率;其次,将SAX-LZC指标与信息熵、样本熵、多分段Lempel-ziv复杂度等动力学参数性能进行了综合对比;最后,从实验角度对轴承早期微弱异常进行了监测,并对轴承典型故障进行了特征提取。理论研究结果表明,SAX-LZC具有动力学结构表征准确、抗噪能力好、计算高效简洁等优点,克服了常规动力学参数工程应用能力弱的问题。实验研究结果表明,SAX-LZC对早期微弱异常有准确的监测,对不同种类故障具有较好的区分度,弥补了时域和频域对轴承微弱故障表征能力不足的缺陷,是一种轴承振动实时状态监控与故障特征提取的有效参数。     

机翼颤振模型梁架加工变形研究

机翼颤振模型对模拟飞机动力学特性、刚度分布、质量分布与气动外形具有重要意义.其梁架的性能对飞机模拟颤振试验有着重要的影响.机翼颤振模型梁架由于尺寸大、结构复杂、刚度差,在铣削加工中变形较大,其精度难以控制.为此,借助有限元软件对其进行铣削加工仿真,获得已加工表面残余应力,进而预测梁架铣削时的加工变形.在此基础上,对梁架加工工艺进行优化,提高加工精度.     

大展弦比带外挂机翼的颤振分析

基于哈密顿原理推导建立大展弦比带外挂机翼的动力学方程。为了分析大展弦比机翼特性,考虑了大展弦比机翼的平面内弯曲效应,将传统机翼的弯扭动力学方程扩展到大展弦比机翼的弯弯扭方程;利用Dirac函数考虑外挂位置的影响;采用拉格朗日乘子的方法考虑梁模型轴向不可伸缩约束。引入无量纲化参数对动力学方程进行无量纲化处理。基于梁模型的边界条件,利用伽辽金方法及主振型的正交性将偏微分方程离散为常微分方程,并改写成矩阵和状态方程的形式。利用K方法进行颤振计算,分析外挂参数如外挂质量、位置和转动惯量对机翼外挂系统颤振速度的影响,并分析了各种速度条件下的响应历程。     

长直机翼带外挂系统的颤振及响应研究

考虑长直机翼的几何非线性,采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了长直机翼带外挂系统的气动弹性运动方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的颤振特性及响应。结果表明:增加外挂质量,安装在靠近翼尖位置并且位于弹性轴之前约40%半弦长时,颤振临界速度最大;外挂连接刚度的降低,会使颤振临界速度减小。由于几何非线性的影响,系统的响应非常复杂,这里的算例经历了从收敛到单个极限环振动,经拟周期运动进入混沌,再由混沌进入周期3的过程。     

具有四自由度二元弹性机翼颤振特性研究

考虑机翼的弹性体结构特征,采用多项式函数假设形态法建立了二元机翼的弯曲和扭转形态,基于瑞利能量法推导了弹性机翼的动力学方程。利用特征值法获得弹性机翼在某一风速下的精确数值解,以及利用MATLAB软件获得弹性机翼不同风速下的频率、阻尼趋势图以及临界颤振速度特性。分析结果表明:与刚性机翼相比,具有四个自由度的弯曲和扭转形态的弹性机翼,能更加准确地反映其在实际飞行过程中的振动动态特性,且理论数值解与模拟分析解完全相同,从而验证了理论分析的正确性。     

履带车辆动力传动系统扭振的时域仿真研究

对某型履带车辆的动力传动系统扭振进行了仿真建模。针对动力传动系统中具有非线性特征的液力变矩器和盖斯林格联轴器等部件，建立了相应的非线性时域仿真模型，同时建立了发动机激励模型。将系统仿真得到的时域结果进行分析，并与实验数据进行了验证比较，仿真结果与实验数据较吻合。     

热效应对导弹翼面固有振动特性的影响

以变厚度导弹翼面模型为研究对象,通过有限元仿真,分析了加热状态下翼面模型的瞬态温度场和振动特性的变化过程,并与试验结果做了比较。研究表明,热效应引起材料弹性模量等参数的变化以及结构热应力,两者综合影响下,结构前3阶固有频率降低了。有限元仿真发现,材料弹性模量等参数的变化比热应力对固有频率的影响更大。实测试件温度上升190°C时,结构前3阶固有频率最高可下降1.3%。     

基于昆虫翅膀运动机理的仿昆拍式翅研究

仿昆拍式翅是以昆虫翅膀运动机理为基础的仿生设计。对仿昆拍式翅翅膀进行了研究，提出几种控制翅膀空气流动的方法以及升力估算方法，并对翅膀的设计和制造等问题进行详细探讨。简要分析了仿昆拍式翅的运动机构和驱动系统，设计出了一种新颖的小型仿昆拍式翅。