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1.
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. 相似文献
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轮缘力作用下转向架极限环蛇行分析 总被引:2,自引:0,他引:2
借助于最优化方法,本文成功地解决了用等效线化方法分析含有多个非线性环节的转向架蛇行极限环时所产生的用于计算非线性环节等效线化值的输入幅值与相应的输出幅值之间的不协调问题。井通过构造振幅~等效线化刚度~等效线化分析所得蛇行速度(即a~Keq(a)~VH)耦联图,使得等效线化分析方法不仅能以较好的精度用于求蛇行极限环解,而且可以用于分析蛇行极限环的稳定性。数值积分结果充分证实了本文分析方法的正确性。 相似文献
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本文以KBM法为基础,研究了一类大阻尼非线性自治振动系统d^2x/dt^2 2ndx/dt+w^2x=εf(x,dx/dt,vt),在非共振条件下的渐近解,并确定了极限环的幅振和稳定性的条件。 相似文献
4.
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。 相似文献
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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。 相似文献
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本文将非线性振动理论中的多尺度奇异摄动法推广应用于以非定常气动力理论为基础的机翼非线性颤振分析,给出了系统颤振响应的渐近解析解,并对解的稳定性进行了分析,得到的稳定颤振边界与数值积分结果相吻合。用本文的方法对带立方型非线性刚度的颤振系统进行分析,具有既定性又定量的优点,有进一步研究的前景。 相似文献
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机翼外挂系统极限环颤振的次谐响应研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文从理论分析及模型风洞实验两个方面对机翼带外挂系统极限环颤振的次谐响应进行研究。在非线性气动弹性系统处于稳定极限环颤振条件下,借助于单自由度非对称分段线性振子的次谐分叉条件,本文建立了一种预估极限环颤振次谐响应存在区域的相对简单的分析方法。数值积分及模型风洞实验结果表明这种预估是正确的。 相似文献
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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。 相似文献
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碰撞阻尼器抑制机翼/外挂颤振的研究 总被引:1,自引:1,他引:1
对利用碰撞阻尼器抑制机翼/外挂颤振问题进行了研究,分析了碰撞阻尼器抑颤的机理,提出了“模态转移抑颤”的概念.针对碰撞阻尼器的非线性阻尼特性,在抑颤机理分析中采用了等效线化法和数值仿真法两种途径,并对一个带翼尖外挂的准三角机翼模型进行了抑颤风洞实验.实验结果及理论计算都证明了该方案的可行性:在机翼外挂联接处安装碰撞阻尼器后,系统的颤振速度提高了29.4%,颤振品质也大获改善。 相似文献
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带外挂后掠机翼极限环颤振的分析与实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
从理论及实验两方面,研究了带外挂后掠机翼的极限环颤振分叉现象,得到了稳定、半稳定及不稳定极限环。理论分析采用谐波平衡法,并通过在时域拟合非定常空气动力后,用数值积分法对所得结果进行了比较。风洞实验结果验证了理论分析结果的正确性。 相似文献
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偏航 侧摆联接刚度对带外挂三角机翼颤振特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
本文对一带外挂三角翼模型进行了颤振理论计算和风洞实验。分析了机翼/外挂系统偏航及侧摆联接刚度对颤振特性的影响,并在低速风洞中进行了模型吹风实验。实验结果与理论计算相吻合,根据研究结果,得出了一些有参考价值的结论。 相似文献
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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。 相似文献
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电磁阻尼器对机翼外挂系统颤振增益调度控制 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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研究了含有分数阶微分项的单自由度间隙振子的受迫振动,利用KBM渐近法获得了系统的近似解析解。分析了分段线性系统的主共振,得到了分数阶阶次在0~2时分数阶项的统一表达式;发现分数阶微分项在分段系统中以等效线性阻尼和等效线性刚度的形式影响着系统的动力学特性,而间隙以等效非线性刚度的形式影响着系统的动力学特性。获得了主共振幅频响应的表达式,并得到了系统的稳定性条件;比较了系统主共振幅频响应的近似解析解和数值解,发现两者符合程度较高,验证了近似解析解的正确性;详细分析了分数阶项和间隙对系统主共振幅频响应的影响。研究表明KBM渐近法是分析分数阶分段光滑系统动力学的有效方法。 相似文献
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本文在碰撞阻尼器引入机翼/外挂系统的基础上,分析了碰撞间隙对机翼/外挂系统颤振速度的影响,建立了半主动抑制颤振模型,用增益调度控制方法对带碰撞阻尼器的机翼/外挂系统进行反馈控制。结果表明,机翼/外挂系统颤振速度大大提高。 相似文献
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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. 相似文献