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为了研究边箱钢-混叠合梁悬索桥的颤振性能,以某大跨度悬索桥为背景,通过一系列节段模型风洞试验,研究了边箱钢-混叠合梁悬索桥的颤振形态及特性,并详细分析了上、下中央稳定板、水平导流板、裙板、锐化风嘴等气动措施对其颤振性能的影响。结果表明:边箱钢-混叠合梁颤振呈现以扭转为主、单一频率振动的弯扭耦合振动特征,即出现软颤振现象,且振动频率与系统扭转频率相近;通过气动优化研究发现,对于边箱钢-混叠合梁,中央稳定板对于提高其颤振临界风速的作用有限,而水平导流板与裙板组合气动措施的作用效果明显,可显著提高其颤振临界风速。此外,锐化风嘴亦可改善边箱钢-混叠合梁颤振性能。 相似文献
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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。 相似文献
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自由振动试验识别得到的气动参数已包含了一定的、但与实桥不严格相似的风致静力扭角的影响.为了在颤振分析中能精确考虑风致静力扭角的影响,首先必须消除节段模型试验中风致静力扭角对气动导数识别结果的影响.通过在试验过程中使节段模型作受控反向旋转可以消除平均风附加攻角,然后以象山港大桥为背景,将消除平均风附加攻角后的试验结果与常规试验结果相比较,对风致静力扭角对节段模型系统的阻尼比、气动导数和临界风速的影响进行了初步讨论.研究结果表明:风致静力扭角对模型扭转阻尼比和与扭转有关的气动导数有明显的影响.象山港大桥节段模型在+3°攻角发生颤振时风致静力扭角约为0.32°,攻角修正以后节段模型颤振临界风速识别结果提高了7%. 相似文献
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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。 相似文献
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采用CFD/CSD耦合方法,建立了气动弹性仿真系统。基于系统辨识的方法,使用Volterra级数建立了降阶模型(ROM),实现了颤振边界的快速求解,分别使用CFD/CSD全耦合方法与ROM完成了AGARD 445.6标模的颤振分析,计算结果与实验相符较好。使用ROM完成了带边条平直翼的颤振分析。使用CFD/CSD耦合方法计算了此机翼在飞行动压下的气弹响应,结果表明即使在颤振边界内,仍然有可能出现极限环振荡(LCO)。对此,分析了其气弹响应中的动载情况。结果表明基于CFD/CSD耦合的方法可以真实地仿真气弹响应过程,准确地分析气弹响应中的动态载荷情况 相似文献
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民用飞机翼面结冰颤振特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
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随着城市交通量的日益增大,双层桥面桁架梁的应用需求日益增加,研究其颤振特性有助于提升该类加劲梁的抗风设计水平。以武汉杨泗港长江大桥双层桥面桁架主梁为对象,利用节段模型自由振动风洞试验,测试了该主梁模型在不同工况下的软颤振特性,对比了不同风速条件下软颤振形态的异同。研究表明,双层桁架梁在试验中表现出了明显的软颤振特性,其振幅也随风速增加而增大。在0°风攻角的各级试验风速下,软颤振形态均表现为偏心扭转运动;在3°和5°风攻角下,起初表现为弯扭耦合运动,随着风速增大,弯扭耦合运动相位差逐渐减小;当风速增大到某个值后,弯扭耦合相位差为零,耦合颤振转变为偏心扭转颤振。无论是在连续的升风到降风过程中,还是在固定风速下给予不同初始激励,模型的软颤振振幅与折算风速之间具有唯一对应关系,不存在同一折算风速对应不同振幅的情况以及不同折算风速对应相同振幅的情况。最后从气动阻尼同时随振幅和折减风速变化的角度初步解释了双层桁架梁软颤振的发生机理。 相似文献
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基于弱耦合的能量法原理,对近失速工况下NASA 67跨音风扇叶片进行了气弹稳定性分析。本文发展的三维线性插值方法为CSD/CFD数据交换提供了基础。采用FLUENT动网格技术,实现了振动叶片绕流计算。数值模拟了NASA 67叶片前三阶模态振型激励下的非定常气动响应。通过分析叶片表面非定常气动力和振动位移之间的相位差发现:该相位差的存在决定了非定常气动力做功的正、负。由叶片表面非定常压力分析结果得出近失速工况下,叶片的气动弹性稳定性受叶片模态振型和激波的影响较为显著。 相似文献
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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。 相似文献
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高速飞行器部件多采用轻质薄壁加筋结构,当飞行器长时间跨音速或低超音速飞行时,这种薄壁结构在非定常气动载荷的作用下会表现出强非线性的流固耦合特征,其中激波运动、边界层效应、流动分离等流场非线性与几何大变形等结构非线性相互耦合作用会使壁板产生失稳行为,引起结构疲劳或损毁。该文基于CFD/CSD耦合数值模拟技术,预测和判别壁板在跨音速气流中随马赫数变化过程中响应形态,发现在跨音速区内会出现明显的单模态颤振形式。随马赫数的增大,其形态演化次序为稳态收敛、第一模态极限环振荡、屈曲、稳态收敛、跨音速颤振、非共振型极限环振荡、共振型极限环振荡、高频周期振荡、高频非周期振荡、第一模态极限环振荡到稳态收敛的过程。当壁板厚度增加、来流密度减小,演化形态会发生变化。同时,当考虑非定常加速效应和粘性效应后,会出现一定的延迟和阻尼效应,对高频非周期振荡起到抑制作用,这对于降低结构的疲劳损伤有积极效果。 相似文献
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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。 相似文献