考虑几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性分析

针对飞机飞行过程中因受气动载荷作用、机翼几何非线性效应影响气动弹性稳定性,提出考虑结构大变形几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性特性分析方法。通过对MSC.Nastran软件二次开发实现该方法的计算流程。考虑大展弦比机翼几何大变形对气动面网格构型影响,在每个迭代步对气动面网格进行更新,求出大展弦比机翼在给定飞行状态下的静气动弹性变形,获得考虑机翼结构几何非线性效应的刚度矩阵,并进行机翼颤振特性分析。对大展弦比机翼模型进行气动弹性特性分析计算表明,与线性气动弹性分析结果相比,考虑机翼结构大变形几何非线性效应,机翼静气动弹性变形会影响机翼动力学特性,使机翼扭转频率明显下降,导致机翼几何非线性颤振速度低于线性颤振速度。     

舵轴位置对全动舵面气动弹性稳定性的影响

研究舵轴位置对全动舵面气动弹性特性的影响,用有限元方法分析舵面模态,当地流活塞理论计算非定常气动力,应用Lagrange方程,建立基于模态坐标运动方程。结果表明：当舵轴在根弦相对位置从前向后移动过程中,失稳形态由颤振转变为发散,并引起临界动压突变现象。失稳形态转变位置会随着攻角增大而逐渐后移。在转变位置之前,颤振临界动压随着舵轴后移,呈现先减小后小幅度增大趋势;在转变位置之后,发散临界动压随着舵轴后移单调减小。     

舵轴位置对全动舵面气动弹性稳定性影响

研究舵轴位置对全动舵面气动弹性特性的影响,用有限元方法分析舵面模态,当地流活塞理论计算非定常气动力,应用Lagrange方程,建立基于模态坐标运动方程。结果表明:当舵轴在根弦相对位置从前向后移动过程中,失稳形态由颤振转变为发散,并引起临界动压突变现象。失稳形态转变位置会随着攻角增大而逐渐后移。在转变位置之前,颤振临界动压随着舵轴后移,呈现先减小后小幅度增大趋势;在转变位置之后,发散临界动压随着舵轴后移单调减小。     

安静型夹芯复合材料舵设计及其力学性能分析

通过对夹芯复合材料各层材料的选择，以及夹芯复合材料舵壳的结构设计，提出了夹芯复合材料舵的设计方案和制作工艺。并利用有限元方法计算了复合材料舵壳在流体压力作用下的应力和变形，以及在瞬态载荷作用下舵壳的振动响应。计算结果表明，夹芯复合材料舵壳满足结构的强度和刚度的要求，同时振动水平与钢舵比较有很大的改善。     

桥梁颤振气动导数辨识的随机激励法

针对桥梁颤振气动导数辨识提出非经典线性系统参数辨识的随机激励法,能够同步识别出桥梁模型中全部的八个颤振气动导数.该方法基于载荷辨识原理,避免讨论非经典线性系统模态矩阵对称性的问题.通过仿真算例,说明此方法识别结果稳定,并具有一定的抗噪干扰能力,在工程应用上具有一定的意义.     

高温复合材料舵面研制与试验验证

设计了一种蒙皮骨架结构高温复合材料舵面,并采用模压工艺制备了舵面,最后完成了舵面自由状态和固支状态下的固有模态测试,同时进行了静强度试验。采用三维实体单元,建立了舵面固有模态有限元分析模型,该模型分析的舵面固有模态与试验结果吻合良好,验证了有限元模型的有效性;并基于该模型研究了舵面在弯曲载荷下的破坏模式。试验结果表明: 舵面首先在根部树脂连接区发生树脂脱粘破坏,进而引起复合材料蒙皮与钛合金骨架的层间分层,从而导致整个舵面失效。有限元分析结果表明: 传感器质量分布对舵面的频率影响很大,但对其振型影响不大。应力分析结果表明: 根部树脂连接区的拉伸正应力导致此处树脂脱粘,有限元预测的破坏位置与试验结果一致。     

滑翔增程弹的气动特性仿真研究

研究了滑翔增程弹气动布局对弹道增程效果的影响,建立了不同气动布局下的弹体模型,并对其进行气动仿真,得出了不同空气动力数据.通过建立适合增程弹的弹体模型,得到了舵片在不同布局时的增程能力数据.仿真结果表明,舵片位置越远离弹体头部,相应增大舵偏角,增程能力将会增强,因此,在满足全弹气动布局、飞行稳定的基础上,尽量使舵片远离弹体头部,并相应增大舵偏角,可提高増程的能力.     

地面颤振模拟试验中加载系统动态特性的影响研究

地面颤振模拟试验是指利用激振器模拟分布的气动力载荷,在地面获得飞行器结构颤振特性的一种半物理仿真试验技术。以全动舵面缩比模型为研究对象,通过对给定数目的传感器和激振器进行位置优化,获得降阶重构的时域非定常气动力模型;考虑激振器加载系统的动态特性,进行了地面颤振模拟数值仿真,并搭建地面颤振模拟试验系统,完成了半物理仿真试验;在试验中,采用H_∞鲁棒控制器解决了多个激振器与结构之间的动力学耦合问题。仿真结果表明,当不考虑激振器加载系统的动态特性时,预测得到的模型颤振边界偏保守;考虑激振器加载系统的动态特性后的时域数值仿真结果和半物理仿真试验得到的颤振边界吻合很好,证实了在地面颤振模拟试验中考虑加载系统动态特性的重要性。     

红光大桥风洞节段模型的动力学参数辨识

颤振气动导数识别是桥梁颤振理论研究的核心与关键问题,现有文献的主要方法是基于对系统自由振动响应数据的拟合,通过时域模态分析方法识别颤振气动导数.以柳州红光桥节段模型为背景,运用基于相关函数矩阵的特征系统实现法,通过分析桥梁节段模型在均匀流风场与紊流风场下的响应,分别辨识出桥梁模型的动力学参数,并进行比较,为实现最终的颤振气动导数的识别提供了宝贵的经验.     

强噪声作用下复合材料壁板气动弹性摩擦非线性振动

基于von Karman非线性应变、Reddy三阶剪切锯齿理论和准稳态一阶活塞理论建立了强噪声载荷作用下含摩擦边界复合材料壁板的气动弹性非线性动力学有限元数值计算模型,采用高斯限带白噪声和宏观黏滑摩擦模型分别来描述噪声载荷和层合壁板边界的非光滑摩擦力特性,应用时域直接积分Newmark-β方法结合Newton-Raphson迭代法求解了声载荷和气动载荷联合作用下壁板的非线性振动响应,研究了声载荷和摩擦边界对壁板颤振特性的影响。结果表明,摩擦边界上的滑移运动可耗散层合壁板的振动能量,对壁板的振动响应产生抑制作用;在强噪声和气动载荷作用下,壁板的振动会呈现出由气动载荷主导下的极限环振动和强噪声载荷主导下近似服从正态分布的随机振动。     

基于自由涡尾迹方法的大型风力机动态响应和尾迹研究

针对大型风力机,在当作柔性和刚性风力机时,可以通过气动和结构耦合动力学用来研究两者尾迹和载荷的区别。在设计和校核阶段,需要考虑风力机结构载荷影响的动态特性和气动性能变化。采用非定常自由涡尾迹方法计算尾迹形状和气动载荷。在考虑气动载荷、惯性载荷和重力载荷影响下,分析了叶片挥舞和摆振动态响应。采用模态法建立起风力机解耦动力学方程,并且进行数值求解该方程。结果表明:风力机考虑柔性变形后,对尾迹形状、动态响应和气动性能产生一定影响。这种柔性和刚体风力机的差异表明气动结构耦合效应对风力机的设计和性能计算具有重要意义。     

复杂工况下的大型风力机气动弹性响应和尾迹数值分析研究

在复杂工况下,大型风力机受到载荷更加严重,导致风力机气动和结构耦合响应问题更加明显。本文主要针对稳态偏航、动态偏航、风剪切和随机风速场等复杂工况,采用非定常自由涡尾迹方法计算尾迹形状和气动载荷,加入了复杂工况的模型,进行了动态失速模型和三维旋转效应模型修正。在考虑气动载荷、惯性载荷和重力载荷影响下,采用有限元法结合模态法建立起风力机解耦动力学方程,并且通过Newmark方法进行数值求解该方程。实现了复杂工况数值模拟计算,比较不同复杂工况的气动弹性响应结果。最后,得出大型风力机在复杂工况下的气动性能、载荷、动态响应和尾迹叶尖涡线特性,并计算出风力机在复杂工况下的迟滞时间。这为推进自由涡尾迹方法应用于大批工况载荷计算,以及提高大型风力机载荷计算精度和设计水平等具有重要意义。     

旋翼桨叶结构载荷计算方法比较研究

基于有限转角假设,建立了刚柔耦合旋翼动力学模型。该模型考虑了刚体转动与弹性变形之间的耦合效应,相较于基于小转角假设的传统有限元模型具有明显的优势。气动力以广义力形式与桨叶刚体转动及弹性变形耦合组建方程。在方程求解的单步上,分别采用力积分法、反力法以及曲率法计算桨叶剖面结构振动载荷。以BO105模型桨叶及SA349/2小铃羊直升机为仿真对象,比较研究了这三种载荷计算方法的预测精度与适用范围。对于不考虑气动力的纯结构振动载荷,三种计算方法具有相同的精度。在气弹瞬态计算中,力积分法对桨根载荷的预测精度不足。曲率法与反力法在桨叶有限元节点处得到了相近的结果。反力法预测精度取决于有限元建模精度,且只对节点处载荷有效。由于曲率法只计入弹性桨叶的弯曲曲率,该方法需要更高阶次的形函数以满足自由度二阶导数的连续性。此外,为加速收敛及减少累积误差,本文开发了基于外推法的数值积分算法。     

双幅桥面桥梁三分力系数的气动干扰效应研究

双幅桥面桥梁在风的作用下,上下游两桥面之间会产生气动干扰效应。分别采用测力法和测压法对某双幅桥面桥梁三分力系数的气动干扰效应进行了一系列的节段模型风洞试验研究。结果表明:双幅桥面阻力系数的气动干扰效应不容忽视。与单幅桥面相比,下游桥面的阻力系数降低较多,上游桥面的阻力系数略有降低。上下游桥面升力系数和升力矩系数的气动干扰效应不明显。     

H型断面渐近发散振动气动力特征的数值模拟研究

基于计算流体动力学(CFD)数值模拟和连续小波变换的方法研究了渐近发散振动条件下H型断面的非线性气动力。采用二维非定常不可压缩雷诺平均N-S方程结合重整化群(RNG)k-湍流模型计算纯扭转或竖向渐近发散振动条件下的气动力。采用复Morlet小波对气动力进行连续小波变换,结合蛇形罚函数方法提取小波脊。由小波脊识别气动力的各瞬时频率及对应的瞬时振幅。研究表明:H型断面在大振幅振动条件下的气动力存在多倍于强迫振动频率的高次谐波,各频率成份的瞬时振幅与激励瞬时振幅间存在复杂的非线性关系。     

考虑尾流效应的新月形覆冰四分裂输电线舞动稳定性

针对新月形覆冰四分裂输电线各子导线气动参数不同的问题提出一种考虑尾流影响的临界风速计算方法.基于拟静态理论得到覆冰四分裂输电线的气动载荷,建立等效的3自由度覆冰四分裂输电线力学舞动模型.在初始风攻角处将气动系数泰勒展开.新月型覆冰四分裂导线的空气动力系数由风洞模拟试验测得.根据理论公式,使用MATLAB进行编程计算临界...     

A frequency-domain approach for modelling transient elastodynamics using scaled boundary finite element method

This study develops a frequency-domain method for modelling general transient linear-elastic dynamic problems using the semi-analytical scaled boundary finite element method (SBFEM). This approach first uses the newly-developed analytical Frobenius solution to the governing equilibrium equation system in the frequency domain to calculate complex frequency-response functions (CFRFs). This is followed by a fast Fourier transform (FFT) of the transient load and a subsequent inverse FFT of the CFRFs to obtain time histories of structural responses. A set of wave propagation and structural dynamics problems, subjected to various load forms such as Heaviside step load, triangular blast load and ramped wind load, are modelled using the new approach. Due to the semi-analytical nature of the SBFEM, each problem is successfully modelled using a very small number of degrees of freedom. The numerical results agree very well with the analytical solutions and the results from detailed finite element analyses.     

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

基于转静干涉效应的压气机叶片气动载荷分析

转静叶排的相互作用会使压气机内部流场存在复杂的非定常性。为深入研究压气机叶片的气动载荷特性,以某型航空发动机压气机为研究对象,考虑叶排间的转静干涉效应,利用滑移网格技术对整个叶盘的三维流场展开模拟,求解干涉周期T_b内压气机转子内部的流动规律。同时对叶片气动载荷的非定常特性进行进一步分析,讨论了不同压比、转速对压气机叶片气动载荷的影响。结果表明叶片压力面和吸力面气动载荷波动峰值的主导频率皆为转静干涉频率f₀的倍频,其中一倍频（1×f₀）分量占主导地位。在干涉周期T_b内,叶片表面压力涡发生周期性的迁移与耗散,压力面和吸力面气动载荷的变化呈相反趋势。随着压比的增加,压气机叶片气动载荷逐渐增大,但其脉动幅值和频谱峰值基本不变。转速的升高使得转静干涉的频率增大,增强了压气机叶片气动载荷的非定常特性。研究结果能够应用于叶盘结构的气动优化设计,可为高性能航空发动机压气机的研制提供支持和参考。     

Experimental study on mechanical behaviors of Al-alloys under transient aerodynamic heating

Determination of mechanical parameters such as the ultimate strength of aerospace materials under the condition of transient heating is critical for reliability evaluation, fatigue life prediction and safety design of high-speed aircrafts including missiles. Al-alloys are widely used as aeronautical materials due to their advantages such as light weight, easy manufacturability and relatively low cost. However, their mechanical properties under transient thermal conditions are not available in the handbooks on material strength, mainly due to the difficulty of simulating the transient thermal conditions for thermal strength test. To solve this problem, a joint thermal–mechanical loading system has been developed in the present investigation to simulate the aerodynamic thermal conditions. The mechanical behaviors of some Al-alloys have been examined with this system. The ultimate strengths and durations of two different types of Al-alloys, i.e. Al7178 and Al2024, under joint thermal–mechanical loading conditions have been tested. Furthermore, their different failure modes and mechanisms under various temperatures have been investigated and compared. These data provide a reliable basis for the study of load bearing capacity and weight reduction of aerospace materials and structures under transient aerodynamic thermal conditions.