机翼跨音速风洞颤振试验模型的计算分析

以某民机机翼跨音速颤振模型为研究对象,采用N-S方程求解固定边界流场的气动力,简化的跨音速小扰动方程求解运动边界流场的气动力,结合结构动力学的模态分析结果进行颤振特性分析。模型风洞试验前完成所有计算工作,试验后通过比较表明,计算结果与试验结果吻合:(1)颤振频率一致;(2)颤振速度随马赫数的变化趋势一致;(3)跨音速凹坑的底部位置一致;(4)颤振速度的偏差最大不超过10%,且在马赫数0.60和0.70处,偏差1%。由此可见该计算方法的计算精度高,可用于风洞试验结果的预判,提升风洞试验结果的可信度和风洞试验的效率,也可作为民机适航符合性验证的一种手段。     

飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究

由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性,使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难,准确性较低。因此,需要采用试验为主计算为辅的方法来研究飞机T型尾翼跨音速颤振特性。针对某T型尾翼结构,用ZAERO软件等价片条势流跨音速颤振(ZTAIC)方法计算T型尾翼跨音速颤振特性,研究了马赫数、风洞气流密度和平尾迎角对T型尾翼颤振特性的影响。通过升力系数斜率空气压缩性修正计算方法和跨音速颤振模型风洞试验方法得到了飞机T型尾翼的跨音速颤振的凹坑曲线和空气压缩性特性,两种方法得到结果一致。     

现代民用飞机气动弹性模型低速风洞试验适航符合性验证技术研究

现代民用飞机须严格按照适航规章要求进行设计,国内现代民用飞机的气动弹性设计参照的适航条款主要为CCAR25.629条款"气动弹性稳定性要求"和咨询通报AC25.629-1A"Aeroelastic Stability Substantiation of Transport Category Airplane"。低速颤振模型风洞试验是飞机气动弹性设计中的一种有效技术手段,用以摸清飞机的亚音速颤振特性、影响颤振特性的敏感参数及其影响规律,并验证理论分析结果;低速颤振模型风洞试验同时也是民用飞机适航符合性的一种验证方法,用以表明飞机气动弹性设计的适航符合性。结合某型号飞机研制经验对民用飞机低速颤振模型风洞试验的适航符合性验证技术进行探讨研究,提出了切实可行的民用飞机低速颤振模型风洞试验适航符合性设计和验证方案。     

基于地面共振试验的操纵面间隙非线性颤振分析方法

以某型民机带中心对称间隙的方向舵为研究对象。按动力相似准则设计了尾翼颤振风洞模型,通过地面共振试验获得不同操纵刚度和自由间隙组合情况下方向舵旋转模态的力频曲线,根据收敛的频率值获得有限元模型作动器单元的等效刚度,经动力学特性修正后的有限元模型进行了颤振分析。风洞试验后通过比较表明,计算结果与试验结果吻合:①颤振速度一致;②颤振频率的偏差不大于6.5%;③颤振型一致。由此可见,根据试验频率得到的等效操纵刚度是准确的,用来预测弹性操纵面的极限环振荡临界速度是可行的,可以作为民机适航符合性验证的一种手段。     

民用飞机翼面结冰颤振特性研究

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款（CCAR25.629）规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态的颤振模型风洞试验,采用希利普法外推得到颤振速度;同时对不同结冰状态进行了理论分析。试验与分析结果表明,该型飞机翼面结冰状态下颤振形式为机翼弯扭耦合;翼面结冰对该型飞机颤振速度无不利影响;该型飞机翼面结冰状态满足颤振包线要求。     

大展弦比柔性机翼气动弹性风洞模型设计与试验验证

大展弦比柔性机翼飞机的气动弹性是当前理论研究的热点,而风洞试验研究则是揭示大变形气动弹性运动机理和验证理论方法的必要手段。该文建立了能够考虑几何非线性特点的大展弦比柔性机翼风洞试验模型结构设计方案。该方案设计结合几何非线性气动弹性理论分析与模型地面试验,在确保分析模型与理论模型一致的基础上,进行了实物模型的气动弹性风洞试验。风洞试验结果表明大展弦比柔性机翼的结构大变形效应对其气动弹性特性产生了一定影响,大变形导致结构水平弯曲模态发生失稳进而降低了模型的颤振速度,与几何非线性气动弹性分析结果一致。试验颤振速度、颤振模态均与理论分析结果吻合,验证了该文几何非线性气动弹性分析方法的准确性。     

气动扰流对飞机T型尾翼跨音速颤振影响的试验研究

跨音速颤振试验通常在稳定的理想流场中进行,不考虑实际非稳定流场的气动扰流对颤振特性的影响。在飞机T型尾翼跨音速颤振试验中,通过设置一种气动扰流装置对风洞流场实施干扰以研究气动扰流对飞机T型尾翼跨音速颤振特性的影响。试验结果表明,气动扰流可以将飞机T型尾翼的颤振耦合模态从平尾弯扭耦合型改变为垂尾弯扭耦合型;可显著降低飞机T型尾翼的颤振动压,翼面外气动扰流较翼面内气动扰流对飞机T尾颤振特性的影响作用大。其原因在于施加的气动扰流所诱导产生的跨音速激波作用在垂尾翼面上改变了垂尾的非定常气动力,引起气动刚度和气动阻尼发生改变,由于平尾的气动阻尼相对较大,可以预计,一旦气动扰流引起垂尾的气动阻尼迅速减小到其临界颤振阻尼,则会引起垂尾弯扭耦合颤振型先于平尾弯扭耦合颤振型发生,从而表现出T尾颤振动压的降低。在颤振模型风洞试验中,当风洞试验结果与期望不一致时,需要研究气动扰流的影响。     

返力连杆作动器在某型民机颤振设计中的应用研究

某型民机方向舵采用返力连杆作动器,这在国内飞机设计中属首次应用。在颤振设计中,研究了其刚度特性、及对垂尾固有特性和颤振特性的影响。研究结果表明,返力连杆作动器部件之间满足刚度串联关系,通过合理的设计,保证作动器有足够的刚度,则垂尾能够在结构减重的情况下,满足运输类飞机适航标准气动弹性稳定性条款（CCAR25.629）和咨询通报AC25.629-1A规定的颤振包线要求。     

基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法及其试验验证

提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析.计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计...     

带有调整系统的远铰解耦挂架风洞试验研究

进行了带有调整系统的远铰解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的低速风洞试验研究.试验是在大展弦比机翼颤振模型上进行的.试验结果表明:当外挂俯仰频率落在柔性区范围时,机翼/远铰解耦挂架/外挂的颤振速度比机翼/常规挂架/外挂的颤振速度有显著提高;且其颤振速度对外挂惯性特性的变化不敏感.试验结果还表明;调整系统可将外挂与机翼的相对静偏移修正到很小的设计角度内.文中还进行了单铰和远铰两种解耦挂架方案颤振抑制效果的比较,试验结果表明:远铰方案中外挂俯仰振动加速度响应比单铰时明显减小;且调整电机启动频率也比单铰时为低.文中还讨论了远铰挂架四连杆机构参数对外挂俯仰频率的影响.     

电磁阻尼器对机翼外挂系统颤振增益调度控制

分析了电磁阻尼器的减振机制，选择了电流为增益调度控制的可控量。建立了机翼外挂利用电磁阻尼器进行增益调度控制模型，仿真计算结果表明了方案的可行性，据此设计制造了机翼外挂颤振半主动抑制的实验模型及相应的控制电路系统，风洞实验结果表明，利用电磁阻尼器半主动控制技术，可使机翼外挂系统颤振在相当大的速度范围内受到抑制。     

用解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的低速风洞试验研究

进行了用解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的低速风洞试验研究。试验分别在二元机翼及大展弦比机翼颤振模型上进行。试验结果表明:机翼/固接外挂颤振速度低于单独机翼颤振速度;而当外挂俯仰频率落入柔性区范围时,机翼/铰接外挂颤振速度高于单独机翼颤振速度,且其颤振速度对外挂惯性特性的变化比较不敏感。试验结果还表明:阻尼对用解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的效果有重要影响。阻尼过小时,可能发生以外挂模态为主的颤振,使颤振速度降低。文中还讨论了外挂铰点弦向、展向位置的影响。同时进行了相应的理论计算,计算结果与试验结果基本相符。