基于弯扭耦合理论的颤振频率计算方法

首先,该文基于颤振研究的频率重合理论,对两组悬臂壳体结构进行了弯扭耦合模态的颤振规律研究,提出一种简便的颤振频率预估方法,并进行了两组模型校检。第一组模型控制均质梯形薄板掠角作为单一变量,对颤振模态与耦合模态进行了规律性研究,并对颤振频率计算方法进行试算,为带掠角的梯形翼颤振参数初选提供了参考。第二组模型以单向铺层结构的矩形悬臂薄板的铺层角度作为基本变量,给出颤振方向性对颤振参数的影响规律,同时也检验了复合材料薄板的颤振频率预算结果,为复合材料机翼设计提供相应参考依据。     

复合材料机翼结构相似颤振模型的设计与实验验证

为了进行颤振实验, 依据原始金属模型, 根据结构相似方法和刚度相等的原则, 提出了基于设计元素的复合材料结构设计方法, 建立了结构缩比和复合材料结构设计软件, 并分别设计了复合材料机翼盒段和机翼模型。采用低模量复合材料制造, 进行了模态实验和风洞实验。实验结果与理论值吻合较好。设计的梁架2蒙皮复合材料机翼模型实现了结构和动力学相似, 相对于传统的蒙皮不传递载荷的梁架-维形颤振模型有了质的飞跃。      

基于拓扑优化技术的升力面结构颤振抑制设计

导弹在高速飞行的过程中,会出现升力面颤振问题,可在短时间内导致导弹结构破坏甚至解体。为了改善升力面颤振特性,并让设计过程更加科学和高效,结合拓扑优化技术,开发了相应的优化程序应用于导弹升力面结构颤振抑制设计,获得比原始设计方案拥有更大颤振临界速度的升力面结构。所设计的方法具有如下优点:相比传统的配重等方法,从拓扑优化的新思路高效、准确地获得新构型;将拓扑优化的前沿技术应用到改善飞行器升力面颤振特性的实际工程问题上;将颤振这种复杂的流固耦合问题从结构动力学问题逐步简化为静力学模型,用拓扑优化方法解决。     

高超声速机翼颤振的LQR主动控制系统设计

基于LQR（Linear Quadratic Regulator）方法研究了高超声速机翼颤振的主动控制系统的设计。首先，针对同时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，通过对其在零平衡点的特征值进行分析，得到系统的Hopf分叉点。然后确定系统的性能指标，基于LQR方法设计了高超声速机翼颤振主动控制系统，有效地抑制了Hopf分叉点处持续振荡的颤振，算法简单，易于工程实现。最后通过仿真验证了控制方法的有效性。     

基于非线性气动力的失速颤振计算与试验研究

飞行器大攻角飞行过程中的动态失速会导致结构自激扭转或俯仰运动,造成非线性失速颤振现象,直接影响飞行器飞行安全与结构安全。该文对标准Leishman-Beddoes (L-B)非线性非定常气动力模型进行马赫数修正,使其适用于低速不可压情形的动态失速气动力计算,然后基于二元翼段气动弹性模型,采用Newmark时域推进方法进行工程失速颤振计算。依据计算结果设计并完成了二元翼段失速颤振风洞试验。试验结果表明,多数试验状态,基于L-B模型的失速颤振计算结果与试验结果均吻合较好。结果验证了修正的L-B模型可以用来进行低速大展弦比平直翼段翼型的失速颤振工程分析与极限环振荡评估,同时,失速颤振速度与极限环幅值受初始攻角的影响很大。     

基于气弹试验 15 MW 超长柔性叶片颤振临界风速预测的叶根反力法

颤振是风力机叶片超大化发展必须解决的首要难题，气弹模型测振风洞试验是其最有效的预测方法之一，但传统方法无法精确解决模型相似比和测量精度的难题。本文提出一种基于主梁刚度等效原则的超长柔性叶片气动/刚度映射一体化三维完全气弹模型设计方法，采用高速摄像技术和高频六分量天平进行全风向角同步测振和测力风洞试验；系统研究了 NREL?15 MW 超长柔性叶片的非线性动态响应频谱特性，对比分析了基于叶尖位移与叶根反力的风力机叶片颤振性能和临界失稳状态，发现了采用叶根反力来预测颤振性能的可行性，提出了超长柔性叶片颤振失稳预测的叶根反力法。研究表明：本文提出的气弹模型设计和实验方法能精确有效地模拟风力机叶片动力性能与颤振行为，试验发现超长柔性叶片在桨距角为 93°~96°和 284°~287°区间内发生颤振，颤振区间内颤振临界风速随桨距角的增大呈现先减小后增大的趋势，在桨距角为 94°时达到最小，其风洞临界风速为 5.4 m/s；叶根反力与叶尖位移存在一致发散性和强相关性，提出的叶根反力颤振指标 δ≥2% 时，风力机叶片进入颤振临界状态。     

风力机叶片三维模型颤振问题

颤振对风力机叶片有巨大破坏力,作为一种典型的气动弹性稳定性问题,在现代风力机的叶片设计中越来越受到重视。建立叶片三维叶型模型和整机振动结构模型,利用振型叠加法计算不同振动模态下的特征频率、阻尼比和振型,得出不同叶片结构参数与颤振的关系。结果表明,叶片型面质心和扭转中心的距离、拍打方向弯曲刚度和挥舞方向弯曲刚度对颤振发生有较大影响。     

基于微分法的大跨度桥梁三维颤振敏感性分析

桥梁颤振敏感性表征设计参数对颤振临界风速的影响,是探究桥梁颤振机理与提升颤振性能的重要工具。为帮助设计人员在设计阶段高效精准地获取结构动力特性及颤振导数对大跨度桥梁颤振性能的影响规律,提出一种基于直接微分法的桥梁三维颤振敏感性分析方法。该方法基于系统矩阵的左右特征向量正交特性,构建在设计参数小幅摄动时桥梁多模态耦合颤振规格化条件,结合颤振临界条件得到系统特征值及颤振临界风速对设计参数的敏感性。为检验该方法,以理想薄平板断面简支梁桥为算例,与有限差分方法进行比较,表明该方法具有较高的精度和计算效率。将该方法用于一座大跨度悬索桥的颤振敏感性分析,结果表明：对于采用闭口流线型主梁断面的大跨度桥梁,一阶对称竖弯和一阶对称扭转模态对桥梁颤振影响最大;增大桥梁结构的阻尼比、模态质量及基础扭弯频率比,均会提升桥梁颤振临界风速;颤振导数中,A~*₂影响最显著,A~*₃、A~*₁和H~*₃的影响次之,其它颤振导数的影响则基本可以忽略。     

含区间不确定性参数的机翼气动弹性优化

提出了一种具有区间不确定性的机翼颤振优化方法.采用拉丁超立方方法建立仿真试验表,基于MSC.Nastran平台进行颤振仿真分析.获得仿真数据之后,应用Kriging方法构造了包含区间不确定性参数的机翼颤振分析代理模型,并进行有效性检验.基于建立的代理模型并按照区间序数关系,将不确定性优化目标和约束条件转化为确定性表达形式,从面形成区间不确定性的结构优化设计方法.该方法将区间法优化和代理模型相结合,同时综合有限元仿真和遗传算法的优点,计算效率较高且应用范围较广.以某复杂机翼结构为例进行了含区间不确定性的颤振优化计算.分析结果表明了所提方法的正确性和可行性.     

闭口单箱颤振的流场机理

应用粒子图像测试技术(PIV)测试了闭口单箱颤振过程中尾部风嘴附近的旋涡变化过程,采用相位平均的方法研究模型周期性振动与旋涡规律性演化之间的关系。当风速低于颤振临界风速时,模型尾部风嘴附近下侧的旋涡控制结构运动状态,结构振动幅度较小;当风速接近颤振临界风速时,尾部风嘴上侧的旋涡尺度明显增大并达到与下侧旋涡相匹配的程度时,结构振幅明显增加,尾部风嘴处上下侧旋涡的交替作用主导了结构的振动。结合计算流体动力学(CFD)的数值计算方法获得颤振时刻模型表面的压力场。通过对模型表面进行合理分区,并利用分块分析的思想研究了颤振过程中气流能量输入特点。分析结果表明振动中的模型通过迎风端风嘴从气流中吸收了大量的能量。在颤振临界风速下,一个完整的振动周期内气流输入到振动系统的能量不断增加,造成单箱的颤振多为结构稳定性的突然性丧失。     

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。     

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.     

采用等效刚度有限元模型的复合材料机翼颤振分析

采用等效刚度方法,研究了一种适用于机翼初步设计阶段的动力学和颤振分析的结构有限元模型。该方法首先计算不同布局形式的加筋壁板的刚度矩阵,然后将其赋予与加筋壁板平面形状相同的光板（等效板）上,使加筋壁板和等效板具相同的力学性能。该方法的优点是避免了加强筋的有限元建模,从而使有限元模型的复杂程度大大降低,但同时等效刚度结构有限元模型仍能反映机翼加筋壁板的结构特性。以某客机概念方案的机翼为例,建立了反映实际结构详细有限元及其等效刚度有限元模型。计算结果和对比分析表明,两种模型的固有频率、振动模态和颤振分析结果吻合得很好,从而验证了等效刚度方法在机翼结构动力学和颤振分析方面的准确性。由于该方法具有简单快速和准确的优点,可用于机翼初步设计阶段对颤振特性的评估。     

Uncertainties in blade flutter damage prediction under random gust

In the design of highly flexible engineering structures such as rotors of wind turbines, aeroelastic stability is an important issue. A bending-torsion oscillation problem of a model blade section with structural nonlinearity has been considered in the present study. The system is subjected to a horizontal random gust modeled as a stationary process. Uncertainty quantification in highlighting the relative importance of different sources of uncertainty on aeroelastic stability, and consequently the fatigue and failure is an important step of aeroelastic design, which is addressed here. The effect of different sources of uncertainty on the fatigue damage estimate of the structure is highlighted here. Specifically, the effect of the structural parameter, the choice of aeroelastic model (modeling error) and also the stress selection criterion for the damage estimate on the fatigue damage estimate is reported in this work. The structural parameter randomness is modeled through polynomial chaos expansion in analyzing its effect on the damage estimate. The unsteady inviscid flow-field in the aeroelastic model is resolved analytically and also using a higher fidelity vortex lattice algorithm and the relative effect on damage is seen. Finally, the effect of fatigue damage criterion selection is also observed. The damage calculation is done for torsion only, bending only and for multiaxial cases. Multiaxial stresses are converted to an ‘equivalent’ one using a signed von Mises criterion. A linear damage accumulation rule has been used to estimate the risk for fatigue damage.     

吸振夹层壁板颤振抑制的吸振器频率设计

摘 要：为了完善在夹层壁板的芯层安装微型动力吸振器来抑制壁板颤振这一新方案,研究了吸振夹层壁板中悬臂梁式动力吸振器的频率设计方法。基于壁板颤振的模态耦合机理,分别以单频率设计和双频率设计原则来确定吸振夹层壁板的吸振器频率。结果表明,所有微型吸振器按单频率设计时,存在一个不等于原夹层壁板颤振耦合模态频率和颤振频率的吸振器最佳设计频率,使得吸振夹层壁板的颤振速度最大;微型吸振器按双频率设计时,吸振夹层壁板的最大颤振速度远大于按单频率设计的最大颤振速度。     

采用等效有限元模型的复合材料机翼结构优化

在机翼设计过程中,将等效有限元模型(EFEM)方法应用于考虑静力学和动力学要求的机翼结构优化。提出了"三步走"的结构优化策略,将一个多变量的复杂优化问题转换为一系列少变量的简单优化问题,对某支线客机的复合材料机翼进行了优化设计。首先以位移、静强度和颤振速度作为约束条件对机翼复合材料铺层比例进行优化;然后以静强度和结构稳定性作为约束,以最小化结构质量和结构效率作为优化目标,对各翼肋之间的加强壁板进行优化设计;最后再以位移和颤振速度为约束,对机翼结构总体刚度进行优化设计。结果表明:EFEM方法具有快速建模和计算量少的优点,采用"三步走"优化策略具有更高的效率,适用于初步机翼结构优化设计。     

超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究

某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计,跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。本文设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行了颤振风洞试验,根据试验结果并结合亚音速颤振分析和压缩性数值分析,得到了超临界机翼的跨音速颤振压缩性修正曲线。研究表明,超临界机翼跨音速颤振速度最大压缩性修正系数较小,风洞试验结果与理论分析吻合较好,试验结果可以用于飞机的适航取证。     

模态局部化对T尾颤振特性的影响

模态局部化是弱耦合对称结构中一种不可预期的动力学现象。作为典型的工程对称结构,飞机T尾结构的地面振动试验中通常会发生强烈的模态局部化现象,使得T尾结构模态局部化研究成为T尾结构设计中一个重要的问题。基于失调T尾结构的气动弹性特性,提出了T尾颤振失调设计的概念,然后分析了平尾翼尖的质量失调设计和平尾根部的刚度失调设计,及其失调产生的模态局部化对T尾颤振特性的影响。算例结果表明:(1)失调产生的模态局部化对T尾结构的固有频率和振型产生较大影响。(2)在质量正失调时,T尾结构的模态局部化可以提高T尾颤振速度,而质量负失调时,T尾结构的模态局部化会降低T尾颤振速度。     

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。