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。     

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。     

T型尾翼颤振特性分析方法

由于T型尾翼特殊的结构和气动布局形式,其颤振特性的分析比较复杂,飞行状态和一些常规分析可以忽略的参数如上反角都会对颤振速度有很大影响。针对这些特殊问题,分析了T型尾翼的颤振特性受平尾上反角、平尾上的定常气动力和固有振动形式等因素的影响。重点研究了T型尾翼颤振计算中特殊的附加非定常气动力,建立了T型尾翼非定常气动力和颤振分析方法。在低速风洞中开展了T型尾翼缩比模型的颤振试验,验证了分析方法。结果表明T型尾翼特殊的气动效应主要影响垂尾的弯扭耦合颤振形式,颤振速度随平尾攻角增加而降低,在设计中采用一定的平尾下反角设计能够提高T型尾翼的颤振速度。通过对试验结果的理论分析,阐述了这种效应产生的机理,并对实际设计提出建议。     

基于地面共振试验的操纵面间隙非线性颤振分析方法

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。     

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。     

结构参数对机翼非线性颤振系统混沌运动特性的影响

机翼非线性颤振系统中的混沌运动是一种复杂的非线性动力学现象,研究结构参数对机翼非线性颤振系统混沌运动特性的影响,对非线性动力学系统的混沌运动控制具有重要意义。建立具有立方型非线性操纵刚度的带操纵面二元机翼的颤振方程,采用数值积分方法分别获得该非线性颤振系统在不同阻尼水平和不同操纵刚度下的分岔特性图。对分岔特性图进行对比分析结果表明：操纵面的操纵刚度并不影响系统的混沌运动特性,而操纵面偏转自由度或机翼俯仰自由度上的阻尼将会影响系统混沌颤振区域内的周期窗口,进而影响系统的混沌运动特性,特别是两自由度中任意一个的阻尼水平减小到一定程度时,系统混沌颤振区域内的周期窗口都将会消失;但是,单一的减小某个自由度上的阻尼水平,会使机翼非线性颤振系统的颤振临界速度降低。为了使得该系统在混沌颤振区域内不产生周期窗口又不降低其颤振临界速度,可采用在减小俯仰自由度阻尼的同时增大操纵面偏转自由度阻尼的方法。     

复合材料曲壁板与平壁板热颤振特性的对比

对比研究了层合复合材料曲壁板和平壁板热颤振特性.分别建立三种铺层方式的曲壁板和平壁板的有限元模型.采用分步求解方法,首先计算热效应引起的附加刚度,然后将其引入到壁板颤振模型中进行颤振分析.分析了不同铺层方式曲壁板和平壁板的热颤振特性,结果表明壁板颤振临界速度随温升近似呈线性下降,正交各向异性铺设的曲壁板与准各向同性铺设的曲壁板相比,其颤振临界速度下降率更大,而平壁板情况刚好相反;不同铺层方式曲壁板的热颤振危险模态不同,而平壁板热颤振危险模态不受铺层方式的影响.     

返力连杆作动器在某型民机颤振设计中的应用研究

某型民机方向舵采用返力连杆作动器,这在国内飞机设计中属首次应用。在颤振设计中,研究了其刚度特性、及对垂尾固有特性和颤振特性的影响。研究结果表明,返力连杆作动器部件之间满足刚度串联关系,通过合理的设计,保证作动器有足够的刚度,则垂尾能够在结构减重的情况下,满足运输类飞机适航标准气动弹性稳定性条款（CCAR25.629）和咨询通报AC25.629-1A规定的颤振包线要求。     

含裂纹悬臂输流管道颤振分析

基于适用于含非材料体（non-material volumes）系统的Lagrange方程,采用由无裂纹悬臂梁的模态函数加入分段立方多项式构造的裂纹梁的模态函数,推导出了含裂纹的悬臂输流管道的线性运动方程,最后用Matlab编程进行了数值计算,研究裂纹参数对悬臂输流管道动力特性和颤振特性的影响。结果表明：当固支端附近出现裂纹时,输流管道的颤振临界流速将减小,越靠近固支端,颤振临界流速减小的越多。且随着裂纹深度增加颤振临界流速降低的更加明显。但裂纹离固支端一定位置后时,裂纹的出现将会增大管道的临界流速。另外,裂纹的出现还将导致悬臂输流管道颤振阶数的改变。     

多排环境下转子叶片气动弹性稳定性机理分析

传统叶片颤振分析多是基于单转子研究模型,发动机的紧凑性要求导致级间距减小,多排耦合作用对颤振的影响将不容忽视。采用自行开发的程序对某型1.5级高压压气机进行了流固耦合数值模拟,分析上、下游叶排对转子叶片颤振特性的影响。针对典型工况,分别进行了单转子模型,导叶转子模型,转子静子模型,导叶转子静子模型的叶片气动弹性稳定性分析。研究表明,激波振荡对颤振特性影响显著;多排环境下存在非定常压力波的反射和叠加,明显改变转子叶片表面的非定常压力幅值和相位,进而改变转子叶片气动弹性稳定性。多排干涉作用提高了转子叶片的气动阻尼,尤其是上、下游叶排同时作用时阻尼提高了近732.7%。     

基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法及其试验验证

提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析.计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计...     

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。     

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。     

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。     

Thermal post-buckling and the stability boundaries of structurally damped functionally graded panels in supersonic airflows

In this study, the thermal post-buckling behaviors and linear flutter analysis of structurally damped functionally graded (FG) panels under a supersonic airflow are investigated. The material properties are assumed to be temperature-dependent and vary in the thickness direction of the panel. First-order shear-deformation theory (FSDT) is applied to model the panel, and the von Karman strain–displacement relations are adopted to consider the geometric nonlinearity. In addition, the damping is modeled as the Rayleigh damping, and first-order piston theory is applied for the supersonic aerodynamic load. Results are obtained for the thermal post-buckling behavior, and linear flutter analysis of FG panels with a damping effect is performed to search for the origin of the flutter. The numerical data are validated through a comparison with the previous works, and the effects of structural damping are discussed in detail for various cases.     

平板断面压力分布对颤振导数及振动形态的影响

该文通过适当简化推导了采用模型表面波动压力的形式来描述的颤振导数, 基于流固松耦合的计算策略, 利用现有流体软件的用户自定义(UDF)功能, 应用数值方法分析了模型表面波动压力分布特性对颤振导数的影响。从细观层面上阐述了颤振导数对模型振动的影响及其气动耦合现象。该文研究表明颤振导数的气动耦合现象及其对模型颤振产生的不同作用取决于模型表面波动压力的分布特征, 这就使得振动模型表面波动压力分布特性成为影响模型颤振的主要因素。在颤振临界状态下, 振动模型表面波动压力的主要成分向模型迎风侧漂移, 造成振动模型扭转运动的中心前移, 与模型的几何扭转中心不再重合, 发生了偏移。     

箱梁表面的压力分布对颤振稳定性的影响EI北大核心CSCD

该文建立了箱梁表面压力与颤振导数之间的数学关系,探讨了表面压力的分布特性对箱梁颤振导数和颤振临界风速的影响。结合流固松耦合的计算方法,利用动网格技术模拟了箱梁的风致振动。采用分块分析方法研究了箱梁表面压力的局部特性对颤振导数以及系统振动能量的影响。研究结果表明:箱梁迎风侧风嘴附近的分布压力对模型振动的稳定性产生了不利的影响,而模型尾部的压力则有助于提高系统的颤振临界风速。当迎风侧的分布压力向模型尾部移动时,对箱梁颤振稳定性影响较大的颤振导数则会发生较显著的变化,箱梁的颤振临界风速也随之增加,因此断面迎风侧风嘴附近区域的分布压力对颤振导数和系统振动的稳定性影响最大。另外,迎风侧风嘴附近的区域也是振动系统吸收气动能量的主要部位,而箱梁尾部风嘴附近的区域则消耗系统的振动能量。箱梁表面压力与模型振动最大位移之间的相位差对颤振导数有较大影响,当相位差沿断面呈反对称分布,并使气动阻尼始终为负时,则有利于箱梁颤振的稳定性。