飞行器尾翼结构的非线性动态特性初步分析

从飞行器尾翼非线性特征出发，描述了非线性成因，讨论了结构动态特性的辨别方法．通过尾翼的一阶弯曲振动和舵面旋转振动模态试验，得到了尾翼固有频率随激振力变化的力—频曲线，初步分析了由配合间隙造成的飞行器尾翼结构非线性动态特性。     

非线性空气舵系统模态试验及颤振设计研究

在飞行器空气舵结构系统的设计中不可避免会存在摩擦、间隙、阻尼等非线性因素,在模态试验中表现为舵系统的模态试验结果随着激振力、舵面负载的变化产生明显的变化,而模态数据作为颤振设计的重要结构参数,对颤振分析结果有重大影响.工程设计中采用何种工况下的模态数据来进行颤振分析没有定论,保守设计认为所有模态状态下均不发生颤振则舵系统设计满足要求.以某空气舵系统为研究对象,给出了舵系统的模态变化范围,以不同工况下的模态数据为输入进行了颤振分析,最后采用当前的颤振设计思路,给出了在弯、扭频率最接近的模态状态下的颤振动压.     

舵面系统间隙非线性气动弹性研究

间隙非线性对结构的气动弹性特性有重要的影响。传统线性气动弹性力学计算方法不能准确解决非线性系统的气动弹性问题。本文采用时域积分法计算舵面间隙非线性气动弹性,这种方法易于工程实现,为舵面系统(舵面与操纵机构)间隙非线性气动弹性稳定性和振动特性分析研究提供了一种有效的解决途径。     

含间隙舵面非线性动力学分析

为了建立含间隙舵面动力学模型,研究系统的非线性动力学行为,分析系统稳定性及参数对其特性的影响,针对含间隙舵二维动力学模型,采用三阶活塞理论建立了含间隙舵非线性气动弹性动力学方程,应用稳定性分析、Hopf分岔理论和数值方法分析系统的非线性颤振特性,根据求解的复特征根研究系统稳定性,根据特征根曲线分析马赫数和间隙对系统稳定性的影响,并通过Runge–Kutta法求解得到的舵面二维颤振常微分方程组,研究不同来流速度条件下的系统动力学响应。结果表明:间隙舵系统存在临界颤振速度,当来流速度达到临界颤振速度时,系统平衡点失稳,变成具有较大幅值的颤振极限环;此外,临界颤振来流速度随马赫数的增加,先增大后减小,随沉浮间隙量的增大而增大,随俯仰间隙量的增大而减小。     

导弹舵面热模态试验激振方法研究

以导弹舵面为研究对象,针对高温环境对结构模态试验激振方法提出的特殊要求,分析了热模态试验可能采用的激振方法的可行性,并对可行的热模态激振方法进行优化设计及试验验证。结果表明：对于采用石英灯辐射加热方式进行热环境模拟的导弹舵面热模态试验,比较适合的激振方法为采用激振器通过耐高温加长激振杆施加激振,以及通过振动台进行基础激振的方法。     

传动间隙对舵面颤振的影响分析

针对一类超声速导弹小展弦比舵面的特点,忽略其弯曲方向的模态变化,当舵机／舵面系统旋转方向引入间隙非线性因素时,会使系统产生谐振和耦合颤振问题,因此,首先建立了舵机／舵面系统在模态试验和飞行状态下的单自由度非线性振动模型,通过渐近法求解这一自由度下间隙对系统的影响,以及预载和飞行速度抑制间隙的变化规律,为避免系统发生抖动和结构耦合颤振提供分析依据。     

常平座轴承与十字轴间隙对整机固有频率的影响分析

考虑到火箭发动机常平座轴承与十字轴之间存在间隙,在仿真分析中,必须定义接触来模拟这些非线性行为,而有限元软件ABAQUS在进行模态分析时,会自动忽略非线性行为,如果用耦合约束代替接触,计算得到的结果往往不理想。针对发动机存在的这种间隙结构,采用瞬态动力学方法,计算发动机在时域上的位移响应,通过傅里叶变换给出频域内的频响函数曲线,根据峰值频率从而确定固有频率,输出整机结构的关键点,得到固有频率相对应的振型。     

具有间隙非线性的全动舵系统的颤振分析

研究了超声速来流中含间隙舵系统的颤振问题。通过建立舵机传动机构的动力学方程并采用翼段模型和活塞理论,导出了俯仰方向含有间隙的舵面的非线性气动弹性动力学方程,利用 Hopf 分叉理论计算了舵面的颤振速度,并采用描述函数法分析了含间隙舵面的气动弹性响应。在此基础上,研究了传动机构的动态特性和间隙对舵面的颤振速度和极限环振荡行为的影响。研究表明：舵机静刚度较低时,需要考虑其动刚度对颤振速度的影响;仅当间隙内的俯仰刚度较小时,舵面的气弹响应才会发生亚临界 Hopf 分叉;在飞行速度一定的情况下,间隙量增大1倍,极限环振荡的振幅近似增加1倍。     

空气舵系统连接刚度识别及颤振模态跟踪方法

建立了空气舵系统及其连接刚度的有限元模型,采用多目标优化算法识别空气舵系统连接刚度。基于模拟进化算法,通过在群体搜索中引入精英保留策略,采用了新的适应度计算方法,在保证算法全局搜索性和收敛性的同时,降低了进化算法的计算成本,为避免在优化过程中出现维数过高带来的算法时间和空间复杂度大大增加的问题,将各目标函数合并为两个总目标函数。对空气舵系统的连接刚度进行了识别,采用识别结果计算的空气舵系统频率和振型均接近试验结果。根据颤振模态频率和衰减率随空速的变化规律,发展了新的颤振模态跟踪技术,可以有效避免气动弹性系统的特征根轨迹曲线发生"窜支"现象。     

火箭发动机旋转试验台高速轴振型计算与分析

研究了火箭发动机高速旋转试验台高速轴在工作激振频率内的振型.用有限元分析软件ANSYS对高速轴刚性、弹性2种不同的支撑情况分别建立了有限元模型,计算了轴的前四阶振型,进行了分析比较.计算结果表明,在一定范围内,弹性支撑时固有频率将降低,选取不同的弹性系数k值对固有频率的计算结果影响很大.当超出该范围时,进一步增加弹性系数k对固有频率几乎没有影响,此时已接近或完全等同于刚性支撑.     

基于ABAQUS的火箭发射装置振动特性分析

采用Pro/Engineer三维设计软件,建立6管旋回俯仰火箭发射装置三维模型,将模型导入ABAQUS/CAE环境中,建立了火箭发射装置有限元模型。通过有限元模型模态分析,获得火箭发射装置前4阶频率和振型,并分析计算了基频共振情况下火箭发射装置的变形和应力,找出结构潜在的问题,提出解决措施。通过对6管旋回俯仰火箭发射装置实物样机振动台试验,验证了有限元计算分析结果。研究结果表明有限元分析方法一定程度上解决了火箭发射装置振动特性分析理论性不足问题,提高初始设计可信度。     

引信气流激振压电发电机结构参数影响分析

满足引信用小型振动压电发电机气流致振发电要求,解决稳定激振力的问题,控制结构敏感参数是一种有效方法。通过模拟吹风实验,分析气流致声激振机构的相关结构参数对激振力的影响规律。结果表明,不同共振腔长度对应的激振力幅值与入流速度近似呈现线性增大趋势,且长度越大其斜率越小,反之亦然,喷口到共振腔的间距和喷口环隙对激振力幅值的影响较复杂,过大或过小都会使得激振力幅值较小甚至没有波形产生;共振腔长度是影响激振力频率的主要因数,频率随长度的增大而变小,呈现反比关系,喷口到共振腔的间距和喷口环隙对频率的影响较小。因此,对于高速气流,短共振腔可以获得较大幅值的高频稳定激振力,以及需合理控制喷口到共振腔的间距和喷口环隙使得激振力幅值较大。     

电液四轴高频疲劳强度试验系统研究

传统的结构疲劳强度试验系统中,电液激振器受电液伺服阀频响特性的限制,激振频率在一定程度上难以提高,为此设计了一种新型的试验系统。采用2D阀控液压缸组成电液激振器的方案来提高激振频率,包括2D高频激振阀、液压缸和偏置控制伺服阀。在2D阀中,阀芯的旋转运动和轴向滑动对激振频率和幅值实现独立控制,激振频率主要由阀芯的转速决定,易于通过提高阀芯转速来实现高频激振,进而提高疲劳强度试验系统的激振频率。文章对上述方案进行了理论分析和实验验证。结果表明:仿真曲线与实验结果基本吻合,系统能在5~200 Hz范围内对试验对象进行同步加载试验,其频率、幅值连续可控。该系统已在实际中得到应用。     

助飞鱼雷舵负载对电动舵回路系统性能影响

针对助飞鱼雷铰链力矩时变且变化范围大的特点,设计了符合产品要求的电动舵回路系统,建立了该系统的数学模型。根据一条典型标准弹道,计算出铰链力矩的变化规律,施加在电动舵回路系统上,通过数学仿真方法开展舵负载对电动舵回路系统的性能影响研究。利用MATLAB／Simulink工具进行了数学仿真试验,得出了舵机工作在非线性区,如果发生反操纵现象,对舵回路系统的过渡过程影响很大,甚至会引起系统发散。其研究结果对控制半实物仿真方法研究、舵回路系统设计、调试以及随动式舵负载模拟器的设计与研制具有指导意义。     

伺服机构导管振动疲劳失效分析

针对伺服机构导管根部出现疲劳裂纹问题,建立导管振动力学模型,利用振动理论分析导管振动响应机理.采用有限元模态分析获得导管固有频率,计算脉动压力激振下的导管根部振动响应结果.加载焊接残余应力后,利用Goodman模型修正循环应力,得到振动疲劳失效数据.结果表明,导管固有频率与液压脉动激振频率相近,导致在压力脉动激振作用下导管根部产生较大弯曲应力,残余应力与压力脉动共同作用下,造成导管根部疲劳失效.依据研究成果,提出改进措施,并完成试验验证.     

一种无人机多舵面同步时域分析方法

试验试飞是无人机科研的后期阶段,在无人机的试验过程中,对于舵面的试验是及其重要的,关系到无人机的飞行安全,目前,无人机的舵面时域分析试验中,需要逐一对每个舵面分别进行阶跃响应试验,耗费时间长,影响试验效率.对现有舵面时域分析方向进行改进,通过多舵面同步时域分析方法完成舵面阶跃响应.试验结果显示,在满足实验要求的前提下,实验时间复杂度降低了83％,提高了实验效率.     

空空导弹复合材料舵面颤振分析

建立了复合材料舵面的颤振分析模型,并计算了其常温下的颤振速度,研究了铺层对复合材料舵面颤振特性的影响,结果表明:复合材料舵面在海平面上的颤振速度为575.8 m/s,舵面的颤振耦合形式为典型的弯曲和扭转模态耦合.舵面颤振速度随飞行高度的升高而升高,且与其前两阶频率的差相关,当舵面前两阶频率差增大时,舵面的颤振速度也相应...     

基于CSD/CFD舵面气动力流固耦合仿真分析

空空导弹空气舵面与气动力存在流固耦合作用。采用ANSYS Workbench 14.5对空气舵面与气动力进行了流固耦合仿真分析,研究了攻角和马赫数对舵面振动位移的影响。研究表明,舵面振动位移频率受攻角和马赫数的影响较小,舵面振动位移幅值随攻角和马赫数的增大而增大,并呈非线性关系。低马赫数范围内,飞行速度的变化对舵面振动位移的影响更为明显。攻角为30°,马赫数为3时,舵面振动位移曲线更趋向于等幅振动,舵面趋向于颤振临界状态。     

基于Adams的飞行器空气舵传动系统动特性间隙敏感度分析

空气舵系统传递特性主要受系统间隙、刚度和阻尼影响,而间隙是3个因素中最难以控制的一项。当前研究主要集中在系统间隙对整个传动系统最终结果的影响,未对系统各传动环节传动间隙的影响进行研究,且缺乏基于工程实测数据的建模分析。以飞行器空气舵传动系统为研究对象,基于Adams三维多刚体动力学仿真平台和各传动环节实际状态,有针对性地对空气舵传动系统各传动环节间隙以及系统偏差间隙的动特性敏感度进行分析,所得结论为飞行器空气舵传动系统的优化设计和性能预测提供了理论支持。     

闭锁间隙对回转闭锁接触应力影响数值仿真分析

建立了自动机机头和节套在闭锁阶段的有限元模型,并在模型中引入了实际可能存在的接触和闭锁间隙,通过非线性瞬态有限元软件进行数值计算,获取了机头和节套闭锁面在不同闭锁间隙碰撞下的Von-Mises等效应力云图,分析了闭锁间隙对闭锁面接触应力的影响,并引入接触面压强波动系数和波幅反映了接触应力值波动随闭锁间隙变化的规律,仿真结果可为闭锁机构的强度设计和工作特性分析提供一定依据。