复合材料前掠翼发散亚临界风洞试验方法

对复合材料前掠翼的亚临界发散试验和模型设计技术进行研究。采用测量结构应变的 Southwell 亚临界发散试验技术 , 对两个大展弦比复合材料机翼进行发散动压的亚临界预测。在亚临界风洞试验前进行了发散动压的计算 , 其后特别进行了临界发散风洞试验 , 以对 Southwell 亚临界发散预测方法进行验证。计算结果和临界试验结果均表明 , 利用 Southwell 亚临界发散试验技术进行大展弦比复合材料机翼发散动压的预测能够取得较好的效果。该亚临界方法可以推广到高速模型发散试验和飞行试验。同时也验证了模型发散速度随着前掠角的增大而减小的结论。      

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。     

基于风洞试验模型的跨声速颤振研究

飞行器跨声速工况下颤振边界快速下降,是结构设计和强度校核重点关注的状态之一。目前工程中采用基于偶极子格网法的线性分析手段无法准确预测跨声速颤振边界,风洞试验仍然是研究飞行器跨声速颤振特性的重要手段;以两套颤振试验标准模型为研究对象,在FL-3风洞中开展了风洞跨声速试验研究,采用PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测了模型的跨声速颤振边界,并利用ZAERO和CFD/CSD耦合两种数值计算方法预测了试验模型的颤振边界。结果表明:PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测颤振边界具有较好的趋势性,颤振边界合理可靠;ZAERO线性方法对跨声速颤振边界的预测精度较低,而基于CFD/CSD耦合的非线性方法得到的跨声速颤振边界与试验吻合较好,相互验证了风洞试验和数值计算的可靠性。     

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。     

截锥壳颤振分析的微分求积法

引入微分求积法(Differential Quadrature Method,简称DQM)对截锥壳气动弹性方程离散,采用一阶活塞理论气动力,运用特征值分析方法求解系统的颤振临界动压。研究了半顶角、径厚比、长径比等几何参数对颤振临界动压的影响。结果表明,DQM求解截锥壳气动弹性方程具有良好的精度和计算效率,结构产生1阶~2阶耦合型颤振的最低临界动压对应的周向波数较大,并因几何参数而异;颤振临界动压参数随半顶角的增大而减小,随着径厚比的增大而增大,随长径比的增大而减小。     

封闭薄膜屋盖的风致气动力失稳分析

根据大挠度薄壳的无矩理论,建立了薄膜屋盖的控制方程.采用势流理论并结合空气动力学中的薄翼型理论推导了作用于封闭式薄膜屋盖表面的气动力,从而建立风与薄膜屋盖的动力耦合作用控制方程.分别得到了二维和三维薄膜屋盖模型的无量纲特征方程,并利用单模态法求解屋盖的临界发散失稳风速和双模态法求解屋盖的临界颤振失稳风速.通过二维模型和三维模型的结果分析和对比,得到了屋盖气动力失稳的临界风速及其相应的规律.     

长细比对光滑圆柱气动力特性影响的试验研究

工程中存在大量的圆形断面细长结构,其常在强风下发生大幅振动,在细长圆柱的风荷载测试中,由于风洞尺寸的限制,常常采用不同长细比的试验模型进行测试,因此长细比是影响该类结构气动力测试结果的重要试验参数之一。采用刚性模型测压风洞试验,对亚临界、临界区及超临界区不同长细比圆形断面柱体中心局部气动力及风压分布随长细比的变化规律进行分析。结果表明:对于采用4倍直径端板的有限长度圆柱模型,跨中气动力特性随着长细比的变化规律并不连续,在亚临界区,当长细比小于等于9时,跨中的气动力结果受长细比的影响较大,与二维圆柱试验结果有较大差异;在临界区,跨中的气动力试验结果受长细比的影响相对较小,并呈现较强的三维特性,若圆柱一侧出现稳定的单分离泡区域,其长细比应大于11;进入超临界区后,当长细比小于等于9时,圆柱的流动状态进入单分离泡流域。     

指数脉冲强迫激励CFD模型运动的气动参数识别法

计算流体动力学（CFD）模拟是获得桥梁断面颤振导数的主要方法之一。提出了一种基于CFD计算气动力，建立气动模型并经模型仿真快速识别颤振导数的新方法。该方法采用具有连续频谱分布且位移光滑的指数脉冲序列为CFD模型运动的输入，通过数值模拟得到作用在模型上的气动力。利用已知的输入和气动力建立起反映系统气动力特征的离散时间气动模型。然后利用该模型仿真系统在简谐位移输入的气动力响应，再基于该输入和模型仿真输出识别颤振导数。该方法在竖弯和扭转方向各自仅需一次CFD模拟，无需重复进行CFD计算，能显著减小CFD计算颤振导数的工作量。进行了薄平板颤振导数的识别，研究结果与Theodorsen平板理论解、薄平板风洞试验值的一致性，证明了研究方法的可靠性和有效性。     

搜索平板颤振临界风速的追赶法

基于平板颤振理论,建立了用于确定含有8个颤振导数的平板颤振临界风速的双参数优化模型;提出了搜索该优化模型最优解的追赶法,该方法融合随机遍历性和反馈功能来快速获得最优目标。经算例验证,基于优化模型的追赶法计算简便,精度令人满意,为平板颤振参数的计算提供了新的有效途径。借助追赶法的强健性,能够方便地绘出平板颤振临界折算风速和当量频率的诺模图。     

一种考虑攻角影响的超音速翼面颤振分析方法

采用活塞理论计算非定常气动力，用新的方法考虑了攻角的影响，和颤振运动方程耦合求解三维翼面的颤振临界条件。分别计算了四种翼型(平板翼，圆弧翼，六边形翼和四边形翼)的颤振临界速度，计算结果和风洞试验数据比较，二者相当一致。     

复合材料前掠机翼的气弹剪裁

近年来随着复合材料结构在高速飞行器上的广泛应用,前掠机翼布局型式越来越引起重视。本文将对国外在前掠复合材料机翼的气动弹性方面研究工作,作一简要介绍。主要以气弹剪裁概念,研究根梢比、压心位置、重心位置、展弦比等变化的影响。并对前掠、后掠作以比较。      

Divergence and flutter of shear deformable aircraft swept wings subjected to roll angular velocity

The aeroelastic modeling and instability of shear deformable swept wings under roll angular velocity is investigated. The structural wing model was originally developed by Librescu and consists of non-classical effects such as warping inhibition and transverse shear flexibility. This model is used to study divergence and flutter instabilities when the aircraft wing is subjected to a roll moment created during a maneuver. The aeroelastic governing equations and boundary conditions are determined via Hamilton’s variational principle. The resulting partial differential equations are transformed into a set of eigenvalue/boundary value equations through the Extended Galerkin approach and solved by numerical integration. The effects of roll angular velocity, sweep angle, and wing aspect ratio on divergence and flutter speed are presented for classic and shear deformable wings. Validations of selected results against the previous publications are also supplied. Results indicate that roll angular velocities have a significant influence on the static and dynamic aeroelastic instability region.     

铁磁构件应力集中的有限元分析和磁记忆检测

应用ANSYS软件对平板中心裂纹构件的应力分布进行有限元分析,不仅得出了符合积分理论解的精度较高的分析结果,并且通过对加载构件表面漏磁场的测量,验证了应力集中与磁记忆效应之间的规律,进一步探讨了磁记忆检测在铁磁构件损伤预诊断中应用的可行性.     

非均衡铺层壁板复合材料机翼气动弹性分析

对上下壁板采用非均衡铺层的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性分析。建立了不同掠角和壁板铺层非均衡程度的气动弹性模型 , 并考虑了壁板铺层非均衡程度的变化。分析了严重载荷情况下 , 机翼变形、 升力特性弹性修正等随壁板铺层非均衡程度的变化 , 并分析了固有振动特性和发散/颤振速度随壁板铺层非均衡程度的变化趋势 , 以期为进行这类结构的设计提供参考。研究结果表明 : 壁板铺层的非均衡程度对于所研究机翼的固有振动频率、 颤振速度影响较小 , 但对发散速度和机翼的静气动弹性性能影响较大。      

应用μ-ω方法进行气动弹性稳定性分析的数值研究

结合最近提出的一种频域颤振预测μ-ω方法,将其推广应用到静气动弹性发散分析中,进行了复杂气动弹性系统的稳定性分析数值研究。首先采用该方法进行了某大展弦比后掠机翼模型的颤振分析,与p-k法得到的颤振速度相对误差为0.83％,颤振频率相对误差仅为0.39％。然后计算了某三角翼模型的静发散速度,与p-k法求得的发散速度相对误差为2.02％。结果表明μ-ω方法具有良好的求解精度,适用于复杂气动弹性系统的稳定性分析。     

材料应变率对圆柱壳轴向冲击屈曲的影响

研究了轴向冲击载荷作用下材料应变率对圆柱壳弹塑性冲击屈曲的影响,采用Ｋａｒｍａｎ－Ｄｏｎｎｅｌｌ运动方程,本构关系采用增量理论,联立Ｃｏｗｐｅｒ－Ｓｙｍｏｎｄｓ关系,求得相应的动屈服应力,借助增量数值计算方法注解运动方程,计算表明：材料的应变率敏感性显著地提高了结构的抗冲击屈曲能力;基于Ｂ－Ｒ准则的屈曲判断方法和采用Ｓｏｕｔｈｗｅｌｌ方法可以获得一致的临界屈曲载荷。     

湍流边界层激励下平板振动响应相似性研究

对流激平板的振动试验设计与响应预报作了分析与探讨。验证了湍流脉动压力自功率的归一化方法在不同流体介质间的适用性。对平板流激响应,考虑流体负载并采用模态叠加法进行计算。通过原始模型与缩比模型响应之间的对比,提出一种平板响应间的换算方法。换算结果表明,该方法可以实现同种介质湍流边界层激励下的平板响应之间的换算。对不同外流场介质的平板流激响应,用该方法可实现理论上的换算。该研究结果对水下结构物流激响应预报有实际意义。     

环向加筋圆柱壳轴向弹塑性动力屈曲

基于“离散加筋”模型,考虑了大挠度和材料硬化应变率敏感特性的影响,借助增量数值解法研究了环向加筋圆柱壳在轴向流－固冲击载荷作用下的弹塑性动力屈曲。分别采用类似B－R准则和Southwell方法来确定结构动力屈曲临界载荷。讨论了加强筋、材料硬化应变率敏感特性等因素对结构动力屈曲性态和临界载荷的影响。