基于时滞惯性流形的二维平面壁板非线性气动弹性分析

详细研究了二维平面壁板的非线性气动弹性现象。采用平板的Von Karman几何大变形理论以及气动力的一阶活塞理论,推导出系统的非线性偏微分控制方程。然后,运用基于时滞惯性流形的非线性Galerkin方法求解方程,将高阶屈曲模态用低阶模态来表示并引入时间滞后,这样既保留计算精度又大幅度地节约计算时间。最后,详细数值分析了其中的气动弹性行为,分别以无量纲动压和无量纲压缩内力为分岔参数,无量纲幅值为响应给出了分岔图,发现系统存在阵发性通往混沌的途径,以及混沌区域周期窗口和自相似的特征。进一步,通过对系统的相图、位移的FFT频谱以及Lyapunov指数的分析,发现系统的动力学行为存在稳定、屈曲、谐调和非谐调运动四种典型类型,而非谐调运动又表现出倍周期运动、准周期运动和混沌运动等丰富的非线性响应,所研究结果为识别和进一步控制此类非线性气动弹性现象提供了理论依据。     

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。     

基于动态近似边界条件的气动弹性数值模拟

发展了一种利用欧拉方程计算非定常气动力的数值方法,通过在固定物面边界上满足动态近似边界条件计算出非定常气动力,避免了在每个时间步重新生成网格或需用动网格技术进行网格变形处理过程,提高了计算效率。运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例,并与非结构动网格准确边界条件下的欧拉方程解和实验数据进行了比较,进一步分析了翼型俯仰角和马赫数对非定常气动力相对误差的影响。将气动力解算器与结构方程耦合进行气动弹性数值模拟,计算了跨音速具有S型颤振边界的二元气动弹性标准算例-Isogaiwing。算例结果表明,利用动态近似边界条件的欧拉方程具有简便、高效的特点,并能在小振幅情况下得到与精确边界条件精度相当的非定常流场解,还可以用于气动弹性分析。     

基于CFD/CSD耦合的声气动弹性时域仿真

传统的声振环境,只考虑了给定声场环境下的结构响应分析,这个给定的声场孤立于结构本身,忽略了声场、结构、流体的耦合效应,因此声气动弹性耦合这种多力学场的研究具有重要意义.基于此,提出了一种基于CFD/CSD 耦合的声气动弹性数值仿真策略,相比传统的声振环境预示方法,该方法考虑了声载荷(脉动压力场)与结构的耦合关系.该文首先采用有限体积法离散Euler方程,对二维的NACA0012 翼型进行求解,来验证非定常气动力的准确性.然后通过CFD/CSD 耦合计算三维AGARD445.6 机翼的非定常气动力,在时域内推进结构运动方程,得到弹性响应的结构历程,记录每一时刻的气动载荷,并运用声气动弹性分析的思想对机翼表面的声压级进行计算,证实了声气动弹性分析方法的可行性.     

基于CFD气动力辨识模型的气动弹性数值计算

基于系统辨识技术的非定常气动力降阶模型(Reduced-Order Models,ROMs),保留流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)计算精度的同时能提高计算效率,但对输入信号加载方式或/和信号频谱要求较高。因此采用基于随机白噪声的模态激励信号进行模型辨识。以一次激励一个模态加载方式在时域内建立多输入、输出的非定常气动力降阶模型。该模型由多个辨识所得单输入多输出自回归滑动平均(Autoregressive Moving Average,ARMA)模型线性叠加而成。用不同频率、形状激励信号对辨识模型与直接CFD计算结果比较结果表明,辨识模型与CFD计算精度一致。将该降阶模型转换为状态空间形式后与结构模型耦合用于Agard445.6机翼颤振边界预测。辨识模型计算结果与非定常N-S方程计算结果及风洞试验结果比较证实,该方法能用于高效气动弹性分析。     

基于响应面法的结构动力学模型修正

为了获得精确的结构动力学模型,提出了响应面和优化相结合的方法。利用参数化模型和优化拉丁方试验设计获取样本点构造多项式响应面模型,最小二乘法确定多项式系数并检验响应面的拟合精度。用响应面计算结果与实验结果的误差构造目标函数,自适应模拟退火算法来优化修正响应面参数,将修正后的参数值带入有限元模型得到修正模型。以欧洲航空科技组织的基准模型GARTEUR飞机模型为算例,对比修正前后模态频率,结果表明修正后的模型在测试频段和预测频段具有良好的复现和预测能力,进而验证了基于响应面法与优化方法相结合的结构动力学有限元模型修正的有效性。     

基于疲劳寿命的旋翼气动弹性多目标优化研究

基于Hamilton原理基础上推导了旋翼桨叶有限元动力学模型和疲劳寿命计算模型。以动力学特性的固有频率,自转惯量为约束,以剖面特性参数的挥、摆、扭刚度及桨叶线性密度为设计变量,进行最小质量及最大疲劳寿命的多目标优化。采用满足溢出分析的优化算法（Satisficing Trade-off Analysis）。结果在满足各约束条件下,实现旋翼桨叶质量减少7.27％,疲劳寿命循环次数由3.98 108次到4.73 108次,寿命提高了18.7%,优化效果明显。     

基于R-SOBI的结构模态参数辨识方法

提出了一种基于稳健SOBI算法提取结构/系统的频率、阻尼比及模态振型的方法。运用该法提取系统/结构模态参数的步骤为:首先利用稳健SOBI的盲源分离方法采集的信号进行分离,然后将分离矩阵作为结构/系统的模态振型矩阵,最后再对各个分离后的单自由度信号提取频率、阻尼比参数。研究结果表明,提出的方法可以准确提取出结构/系统的模态参数,尤其是即使噪声环境下仍然能准确提取出系统的模态振型矩阵。     

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。     

结构识别计算中基于L曲线的模型确认方法研究

模型确认方法的判断标准是考察包含识别参数的模型对待识别结构进行描述的精确程度。但由于对待识别结构系统的认识不足以及计算效率的考虑,通常会产生识别参数的不当选取问题,导致模型对待识别结构的描述总是存在不完善之处;当这种不完善较显著时,传统的模型确认方法通常会失效。为此,本文结合结构识别问题的求解可采用正则化技术来改善其不适定性的特点,引入不同识别结果 所对应目标函数与 的范数之间的对应规律作为先验条件,提出了一种基于L曲线的模型确认方法,有望弥补传统模型确认方法的上述不足。以一弹簧-质量系统、BENCHMARK结构分别作为仿真算例、试验算例,对所得模型进行了确认;结果表明：传统确认方法不能准确指出试验算例的合理模型,而基于L曲线的模型确认方法对仿真算例与试验算例均可指出合理模型;从而证明了本文研究的基于L曲线的模型确认方法的有效性。     

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     

两自由度系统气弹响应特性研究

基于计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)离散时间气动模型,计算了有无结构阻尼的薄平板在均匀流中分别受单自由度或两自由度(同时)初始位移激励下的系统气弹响应,分析了气弹位移及气动力时程特征及相互关系。研究表明:任意一个自由度的激励将激发起系统两个自由度方向的振动;低折算风速下,气动耦合项作用很小,气动力能对气弹系统产生气动正阻尼作用,且产生的竖弯气动阻尼大于扭转气动阻尼。研究还表明:系统任意一个自由度方向的气弹位移响应,以及升力或扭矩时程均有系统两个振动模态参与。气弹系统以某一系统频率发生的振动,是一个自由度方向的主运动和另一个自由度方向的耦合运动以一定的参与程度组合形成的牵连运动。     

弱非线性和不确定性对结构动力学分析的影响

局部连接引起的弱非线性和加工制造公差引起的参数变化不确定性是许多工程结构的常见现象。针对弱非线性和参数变化不确定性对结构动力学分析的影响进行了讨论,提出了一种通过恒位移和恒速度响应的振动试验进行非线性建模,并用统计分析来处理不确定性,建立尽可能精确的数学模型进行结构动力学分析的处理方法。仿真实例是在对美国Sandia国家实验室2006年提出的"结构动力学问题的模型确认挑战"研究的基础上,建立的具有非线性刚度和非线性阻尼以及参数变化不确定性的三自由度集中质量模型,仿真结果验证了方法的有效性。     

基于不变环境振动的结构损伤识别方法

建立了受随机外力激励作用的损伤识别理论模型和计算方法 ,提出一种在线结构损伤识别方法。讨论一个15层框架结构 ,数值仿真结果表明 ,该方法具有较高的辨别率和计算精度。它能够使用在桥梁和建筑的健康监测中。     

基于灵敏度分析的结构动态载荷识别研究

对结构动态载荷反演问题进行深入研究,提出了一种基于灵敏度分析法的结构动态载荷识别时域分析技术。将结构输入动态载荷表示为一系列参数的形式,通过灵敏度迭代分析来确定相应的载荷参数,从而确定结构的动态输入载荷。在灵敏度迭代求解过程中,为减少响应测量噪声引起的影响,引入正则化求解技术来寻求满足工程要求的稳定近似解。最后提出的方法成功应用于正弦级数迭加形式的输入载荷识别,仿真结果表明灵敏度分析法在载荷识别中是有效的。     

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。      

Rapid pivot feeding in pipefish: flow effects on prey and evaluation of simple dynamic modelling via computational fluid dynamics

Most theoretical models of unsteady aquatic movement in organisms assume that including steady-state drag force and added mass approximates the hydrodynamic force exerted on an organism''s body. However, animals often perform explosively quick movements where high accelerations are realized in a few milliseconds and are followed closely by rapid decelerations. For such highly unsteady movements, the accuracy of this modelling approach may be limited. This type of movement can be found during pivot feeding in pipefish that abruptly rotate their head and snout towards prey. We used computational fluid dynamics (CFD) to validate a simple analytical model of cranial rotation in pipefish. CFD simulations also allowed us to assess prey displacement by head rotation. CFD showed that the analytical model accurately calculates the forces exerted on the pipefish. Although the initial phase of acceleration changes the flow patterns during the subsequent deceleration phase, the accuracy of the analytical model was not reduced during this deceleration phase. Our analysis also showed that prey are left approximately stationary despite the quickly approaching pipefish snout. This suggests that pivot-feeding fish need little or no suction to compensate for the effects of the flow induced by cranial rotation.     

A theory of development and design of generalized integration operators for computational structural dynamics

A standardized formal theory of development/evolution, characterization and design of a wide variety of computational algorithms emanating from a generalized time weighted residual philosophy for dynamic analysis is first presented with subsequent emphasis on detailed formulations of a particular class relevant to the so‐called time integration approaches which belong to a much broader classification relevant to time discretized operators. Of fundamental importance in the present exposition is the evolution of the theoretical design and the subsequent characterization encompassing a wide variety of time discretized operators, and the proposed developments are new and significantly different from the way traditional modal type and a wide variety of step‐by‐step time integration approaches with which we are mostly familiar have been developed and described in the research literature and in standard text books over the years. The theoretical ideas and basis towards the evolution of a generalized methodology and formulations emanate under the umbrella and framework and are explained via a generalized time weighted philosophy encompassing single‐field and two‐field forms of representations of the semi‐discretized dynamic equations of motion. Therein, the developments first leading to integral operators in time, and the resulting consequences then systematically leading to and explaining a wide variety of generalized time integration operators of which the family of single‐step time integration operators and various widely recognized and new algorithms are subsets, the associated multi‐step time integration operators and a class of finite element in time integration operators, and their relationships are particularly addressed. The generalized formulations not only encompass and explain a wide variety of time discretized operators and the recovery of various original methods of algorithmic development, but furthermore, naturally inherit features for providing new avenues which have not been explored an/or exploited to‐date and permit time discretized operators to be uniquely characterized by algorithmic markers. The resulting and so‐called discrete numerically assigned [DNA] markers not only serve as a prelude towards providing a standardized formal theory of development of time discretized operators and forum for selecting and identifying time discretized operators, but also permit lucid communication when referring to various time discretized operators. That which constitutes characterization of time discretized operators are the so‐called DNA algorithmic markers which essentially comprise of both (i) the weighted time fields introduced for enacting the time discretization process, and (ii) the corresponding conditions these weighted time fields impose (dictate) upon the approximations (if any) for the dependent field variables in the theoretical development of time integrators and the associated updates of the time discretized operators. Furthermore, a single analysis code which permits a variety of choices to the analyst is now feasible for performing structural dynamics computations on modern computing platforms. Copyright © 2001 John Wiley & Sons, Ltd.     

AEROELASTIC COMPUTATIONS IN THE TIME DOMAIN USING UNSTRUCTURED MESHES

A strategy for computing aeroelastic solutions is proposed. An implicit LU factorization scheme for solving the time-dependent Euler equations on unstructured triangular meshes is presented and coupled with a typical section aeroelastic wing model. Efficiency is improved by coupling the LU factorization scheme with a GMRES algorithm. In this case the LU scheme plays the role of a preconditioner. The fluid and structural models are simultaneously integrated in time in a fully coupled manner. The response of a structural section in different flow regimes is determined and flutter boundaries are computed. In the transonic regime and beyond the region of linear stability, the section is found to exhibit limit cycle behaviour. © 1997 by John Wiley & Sons, Ltd.