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。     

应用结构奇异值进行频域气动伺服弹性稳定性分析

基于鲁棒气动弹性分析理论,在气动伺服弹性系统中直接应用频域气动力,并引入复数速压摄动,导出了相应的μ分析框架,在此框架下应用结构奇异值理论,提出一种气动伺服弹性稳定临界点预测求解的完全频域方法。该方法既能保证系统结构奇异值的连续性,又可获得较为精确的计算结果。针对某型飞机及其偏航/滚转增稳回路构成的多输入/多输出气动伺服弹性系统的稳定性分析,采用本文方法求得的系统闭环稳定临界点与传统p-k法计算的结果吻合较好。     

基于结构动力学方法的气动弹性分析

摘 要：对于气动与弹性的耦合模型,给出气动力的频域公式,并表示成有理多项式,通过等价的变换,能够推导出与结构动力学方程完全相似的、关于求解变量的二阶常微分方程组。于是,可以在计算结构动力学框架下实现气动弹性问题的分析和计算。此方法将通用计算结构动力学程序的功能与试验或数值分析得到的气动力模型相结合,简化了气动弹性的耦合分析、提高计算效率。     

二元机翼非线性颤振系统的若干分析方法

颤振是气动弹性力学研究最重要的问题之一。本文综述了亚音速条件下二元机翼非线性颤振研究的若干分析方法。目前,基于二元机翼的非线性颤振分析采用的定性方法主要是常微分方程定性理论,定量方法则有等效线性化法、描述函数法、谐波平衡法以及摄动法等。对所提及的方法做了简要的评述和比较,指出了进一步研究的问题。     

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。     

考虑多分量气动导纳的抖振响应敏感性

对于类流线型箱梁桥梁断面,采用抖振频域分析方法和气动弹性节段模型测振风洞试验,初步验证了互谱法识别的多分量气动导纳函数结果的正确性和工程适用性。结合可靠度理论敏感性算法,系统评价了来流风速参数、模型参数、静风力系数、导纳函数和颤振导数等对于二维节段模型抖振响应的贡献率分布关系,更正了工程应用中采用单一分量导纳函数假定带来的对抖振气动力表达式认识上偏差。     

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。     

飞机T型尾翼颤振计算的若干关键问题

摘要 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。从T型尾翼的工程颤振分析出发,讨论了T型尾翼颤振计算中的若干关键问题,阐述了T型尾翼颤振特性的特点和影响T型尾翼颤振特性的关键参数,分别介绍了现有的几种T型尾翼颤振计算中的气动力修正方法,提出了T型尾翼颤振工程计算中必须注意的问题。     

大展弦比机翼气动颤振的有限元分析

摘要：在Theodorsen二元气动力的基础上,建立非定常气动力时域内积分形式的表达式或者等价的频域表达式,利用粘弹性结构振动分析中对积分方程的等价变换将其写成与结构动力学方程一致的二阶常微分方程,将气动力的影响作为对结构有限元模型质量阵、刚度阵和阻尼阵的补充,保留了结构原有的所有动力学特性,并且能够直接用计算结构动力学的通用有限元软件进行空气-结构耦合的整体动力学分析,适合应用于具有复杂结构的气弹问题。气动力模型的建立可以利用各种试验及数值方法得到的气动力数据,适用性强。算例给出了大展弦比机翼的颤振边界计算结果。     

一种基于CR理论的大柔性机翼非线性气动弹性求解方法

大展弦比大柔性机翼在气动载荷的作用下,产生较大的弹性变形,其惯性特性、刚度特性、动气动弹性特性等亦发生较大改变,常规的线性气动弹性分析方法不再适用。基于Co-rotational(CR)理论,推导了机翼变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了考虑几何非线性效应的大柔性机翼结构动力学模型;耦合改进的ONERA非线性非定常气动力模型,提出了一种适用于大柔性机翼的非线性气动弹性求解方法。采用Newmark直接数值积分法及松耦合技术在时域内对气动弹性运动方程进行求解,对所提出的非线性气动弹性求解方法的正确性和精度进行了验证,并研究了大柔性机翼的极限环颤振特性。研究表明:适用于大柔性机翼完整的非线性气动弹性建模需要考虑机翼结构大变形和非定常气动力动态失速等非线性因素;弯曲变形可降低临界极限环颤振速度的15%以上,而前移弹性轴能够有效的提高临界极限环颤振速度;所提出的非线性气动弹性求解方法具有较好的精度和效率,满足大柔性机翼非线性气动弹性的求解需求。     

分离流动诱发的失速颤振和锁频现象研究

采用非定常雷诺平均N-S方程(Unsteady Reynold Averaged Navier-Stockes,URANS)模拟失速颤振中的非定常气动力,通过耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解。首先对动态失速气动力响应和锁频区域的预测精度进行验证,确保求解器适用于模拟失速颤振。其次,采用该气动弹性分析方法对NACA23012翼型的颤振边界进行数值模拟,结果表明,预测得到的颤振速度边界和实验结果吻合较好。通过对失速颤振中的结构运动响应和流动特性进行分析,发现在失速颤振中前缘漩涡的产生和尾涡脱落是一种能量转换和注入机制,用以维持翼型的等幅振荡;同时失速颤振中出现的锁频现象是导致翼型在初始攻角为15°、16°和17°时颤振频率突然降低的主要原因。     

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。     

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。     

基于CFD/CSD耦合的颤振与动载荷分析方法

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     

气动弹性系统的模型确认与鲁棒颤振分析

研究了气动弹性系统的不确定性建模和鲁棒颤振分析问题.将结构的不确定性考虑为参数形式,非定常气动力的不确定性考虑为参数和未建模动态两种形式,建立了不确定系统的线性分式变换模型.分别使用基于Carathe-dory-Fejer插值定理和Nevanlinna-Pick插值定理的模型集检验方法进行了模型确认,在时间域和频率域中对模型集的有效性进行了验证,确定了不确定性的幅值.对于模型确认得到的不确定气动弹性系统,使用μ分析方法进行了鲁棒颤振分析.计算中,飞行速度是作为给定参数而不再是作为摄动变量,由此得到的鲁棒稳定性边界是匹配点解.仿真数值结果给出了鲁棒颤振速度,表明了方法的有效性.     

基于γ-Re_(θt)转捩模型的二维翼型跨音速颤振边界预测EI北大核心CSCD

转捩现象对跨音速流场和气动力有一定影响,但是目前大多数颤振问题研究主要采用全湍假设,并未对转捩现象加以考虑。基于非定常雷诺平均N-S方程(Reynold Averaged Navier-Stockes,RANS)和γ-Re_(θt)转捩模型,耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解;分别对采用全湍假设和考虑转捩影响的Isogai案例A模型的跨音速颤振边界进行研究,从气动力做功的角度分析转捩对跨音速颤振特性的影响机制。结果表明转捩现象使得跨音速凹坑程度较全湍流动有所加深,凹坑范围扩大,跨音速凹坑最低点的颤振速度减小了41.6%;因此,在对表面存在转捩现象的翼型开展颤振分析时,必须在流场控制方程中添加转捩模型,从而准确分析颤振边界。     

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。     

超音速弹翼非线性颤振分析与控制

摘　要：研究超音速弹翼非线性气动弹性稳定性与主动控制问题。采用三阶活塞理论建立含间隙弹翼非线性气动弹性动力学方程,分别利用Hopf分岔理论及数值方法给出系统的线性与非线性颤振速度,应用基于微分几何法及二次型最优控制相结合的方法,设计非线性系统控制器。最后分析控制器及系统参数对控制效果的影响。仿真结果表明设计的控制器可有效地实现对非线性系统颤振的抑制。     

基于γ-Re_(θt)转捩模型的二维翼型跨音速颤振边界预测

转捩现象对跨音速流场和气动力有一定影响,但是目前大多数颤振问题研究主要采用全湍假设,并未对转捩现象加以考虑。基于非定常雷诺平均N-S方程(Reynold Averaged Navier-Stockes,RANS)和γ-Re_(θt)转捩模型,耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解;分别对采用全湍假设和考虑转捩影响的Isogai案例A模型的跨音速颤振边界进行研究,从气动力做功的角度分析转捩对跨音速颤振特性的影响机制。结果表明转捩现象使得跨音速凹坑程度较全湍流动有所加深,凹坑范围扩大,跨音速凹坑最低点的颤振速度减小了41.6%;因此,在对表面存在转捩现象的翼型开展颤振分析时,必须在流场控制方程中添加转捩模型,从而准确分析颤振边界。     

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。