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。     

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。     

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。     

大攻角翼面颤振的一种改进的工程算法

提出一种以当地流活塞理论和当地流小扰动线化理论分别计算大攻角翼面激波脱体流态的局部超音速区和局部亚音速区的非定常气动力，以时域积分方法求解颤振方程。改进大攻角翼面颤振分析的工程计算方法，并与风洞颤振试验结果进行了对比，计算精度满足工程设计要求。     

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。     

新型运输机机翼的颤振特性分析

应用高精度耦合计算方法,对带翼梢小翼和C型翼梢的运输机机翼颤振机理进行了研究.气动弹性模拟中,采用Euler方程描述非线性气动力,基于有限元方法获得结构响应.首先详细分析了基本机翼的颤振和极限环振荡(LCO),并与试验值进行比较.在此基础上进行带翼梢装置的机翼颤振特性计算,同时合理分离翼梢装置的质量和气动力作用.研究结...     

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。     

多源不确定性条件下气动弹性系统颤振可靠性分析方法

传统的气动弹性系统颤振分析模型大多是在确定性参数条件下建立的,当系统中存在不确定因素时,按确定性方法设计的气动弹性系统存在颤振失效风险.以概率和非概率区间模型为基础,建立了单源不确定性条件下颤振可靠性分析模型;在此基础上,针对含随机和区间多源不确定参数的气动弹性系统颤振可靠性分析问题,提出一种基于分步求解策略的新型混合...     

偏航 侧摆联接刚度对带外挂三角机翼颤振特性的影响

本文对一带外挂三角翼模型进行了颤振理论计算和风洞实验。分析了机翼/外挂系统偏航及侧摆联接刚度对颤振特性的影响,并在低速风洞中进行了模型吹风实验。实验结果与理论计算相吻合,根据研究结果,得出了一些有参考价值的结论。     

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。     

悬臂的复合材料层压板的振动与颤振

本文在一个复合材料层压板上,通过不同的铺设方式和不同的偏轴角,对其振动特性及颤振特性作了详细的计算,得出了一系列有益的、并能说明复合材料层压板可剪裁性的数据。为了进行上述振动特性的计算,在国内尚没有面外载荷弹性模量的情况下,通过振动试验实测结果,再由振动计算试凑出切实可用的面外载荷弹性模量。最后,在三种不同铺设的复合材料层压板上作了风洞颤振试验,并取得了与理论计算相一致的结果。      

基于椭圆函数谐波平衡法的二元机翼非线性颤振

针对低阶谐波平衡法精度不高的不足,引入椭圆函数谐波平衡法解决非线性气动弹性问题。基于一阶活塞理论,建立了高速二元机翼的立方非线性颤振方程,采用椭圆函数谐波平衡法、谐波平衡法和Runge-Kutta数值计算方法进行了求解。结果表明：椭圆函数谐波平衡法的计算结果与Runge-Kutta数值计算方法的结果吻合,且与谐波平衡法相比其相对误差更小,可以有效的预测极限环振荡的幅值及其临界点。同时研究了弹性轴位置及重心位置对极限环颤振临界点的影响,随着弹性轴位置不断靠近翼弦中点,极限环振荡临界速度不断增大;而随着重心位置与弹性轴距离的增大,极限环振荡临界速度存在一个极小值点。     

具有结构非线性的二元翼面颤振研究

该文分别研究了俯仰方向带中心间隙和初偏间隙的二元翼面,并提出通过加入摩擦力矩来减弱间隙非线性影响的方案。基于简谐条件下求得的非定常空气动力矩阵,采用Roger有理函数拟合,将其转为时域下的气动力的近似表达式,之后采用四阶Runge-Kutta法求解其时域内的气动弹性响应。结果显示：中心和初偏间隙对机翼产生的影响类似,都能使其在一定的速度范围内产生复杂的极限环振荡,但两者对间隙大小的敏感度有所不同。加入的摩擦能有效抑制间隙非线性的影响,使翼面的运动在低于线性颤振速度下能够衰减。且当加入的摩擦类型确定,初始扭矩和摩擦刚度的值比较大的情况下,其值和摩擦非线性在初偏间隙中加入位置的变化都对系统的颤振速度不会有明显的影响。     

粘弹壁板非线性颤振滞后特性分析

分析了Kelvin粘弹力模型作用下二维壁板非线性颤振系统在分岔参数连续变化时的分岔特性以及滞后特性。采用von Karman大变形理论及Kelvin粘弹阻尼模型建立二维壁板动力学方程,采用线性活塞理论建立气动力模型。利用伽辽金法将壁板颤振模型转化为常微分方程组,分析了粘弹阻尼对系统稳定性的影响,并通过数值模拟研究分岔参数连续变化时该系统的分岔特性以及分岔参数的变化方向不同时该系统的滞后行为。计算结果表明,粘弹壁板颤振系统存在静止、屈曲、极限环、浑沌等复杂的运动形式,且存在明显的滞后现象。     

边界松驰对壁板颤振响应的影响分析

基于一阶活塞气动力理论,根据Von Karman大变形应变-位移关系并用伽辽金方法建立了壁板颤振方程,分析边界松驰,面内力及壁板几何尺寸对壁板颤振响应特性的影响。结果表明:随边界约束的松驰,颤振临界动压减小,系统的静态稳定性降低,而屈曲和混沌运动的可能性增大;即使来流动压小于初始边界条件颤振临界动压,随边界的松驰,壁板可能产生极限环振动或混沌振动;较大轴力压力和较小的长宽比不利于壁板的稳定。     

箱梁颤振的数值模拟及气动能量分析

通过风洞试验测试了箱梁的颤振性能,根据流固弱耦合的计算策略并结合动网格技术模拟了箱梁的颤振过程。针对固体模型在流场中的运动受网格尺寸限制且易造成网格变形过大导致计算失败的问题提出了动网格弹簧系数分层设置的解决办法。给出了气流输入到振动模型的气动能量计算公式和模型表面区域气动能量比的定义,并从能量平衡的观点给出了颤振稳定判据。通过对振动模型气动能量特性的研究发现箱梁迎风侧风嘴是气动能量的主要输入部位,并且在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,从而造成箱梁振动稳定性的丧失。将数值模拟获得的振动断面周围的流场采用了相位平均的方法进行了处理,分析了箱梁颤振状态下尾部旋涡的演化规律。应用本征正交分解技术(POD)分析了箱梁表面压力的空间分布特征。研究结果表明箱梁颤振过程中表面压力的主要组成部分向模型迎风侧的风嘴漂移。     

基于当地流活塞理论的气动弹性稳定性分析方法研究

基于改进的当地流活塞理论,推导了用模态坐标表示的弹性振动翼面的非定常广义气动力表达式。通过与非定常Euler方程的比较,证明该气动力模型具有较高的数值精度,放宽了原始活塞理论对翼型厚度、迎角、马赫数的限制。再耦合两自由度结构运动方程,在时域和频域内实现了超音速、高超音速气动弹性的稳定性分析。应用算例计算了一系列二元机翼和三维舵面的气动弹性特性。通过与耦合非定常Euler方法或实验结果的比较,证明该方法在保证精度的同时大大提高了超音速气动弹性的计算效率,在颤振分析中有较高的工程实用价值。     

折叠翼的结构非线性颤振分析

由于折叠机构间隙的存在,折叠翼的刚度特性呈非线性关系特性,工程实践中需要有效的方法,建立并求解折叠翼的非线性气动弹性方程。该文提出了弦向多个自由度具有结构非线性刚度的折叠翼颤振分析方法,并对典型折叠翼面进行了非线性颤振分析。利用动态子结构方法建立了非线性气动弹性方程,分别在频域和时域给出了颤振求解方法。对比工程软件的计算结果,验证了该方法是否满足工程计算精度的要求。通过对典型折叠翼的计算得到以下结论。在弦向多个位置具有初载间隙型非线性的典型折叠翼结构在一定速度范围内会产生稳定的极限环振荡,在一定速度范围内结构响应与初始扰动相关,后缘铰链振动相比于前缘更加剧烈,初载角较大时振荡更加剧烈。     

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。