大展弦比机翼非线性颤振特性研究

为了研究大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合时的颤振特性,首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性,建立了大展弦比机翼非线性颤振分析的简化模型,即盒段模型;然后通过组合不同的水平弯曲频率、扭转频率形成不同的接近模式,系统分析了不同接近模式对盒段模型非线性动力学特性的影响规律,提出了水平弯曲频率和扭转频率发生模态交换的存在条件。在此基础上通过对盒段模型进行非线性颤振分析发现:水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度,增大水平一弯的频率有助于该类颤振速度的提高;在水平一弯频率和扭转频率逐步接近时,会导致机翼颤振速度显著下降,且颤振类型会由水平一弯和垂直弯曲耦合的颤振转化为水平一弯和扭转耦合的颤振。     

叶栅气动弹性离散涡数值仿真──Ⅱ．数值试验

某于文献［１］中所提出的叶栅气动弹性离散涡数值仿真方法，对叶栅气动弹性进行了一系列数值试验。这些试验包括无阻尼、有阻尼工况。井包括一系列不同的来流攻角试验。为了使其非线性本徵得到充分发展，每一种工况都进行了长时间的计算。试验结果进行了后处理，分别得出了叶片振动位移和叶片所受非定常激发力的频谱。结果呈现出一定规律性，例如随着攻角的增加，传播夫速响应频率是下降的。     

带控制面机翼结构基于弧长数值连续法的颤振特征研究

以三自由度二元机翼为研究对象,将浮沉位移和俯仰位移方向的非线性刚度简化为立方非线性,对于存在间隙的控制面采用双线性刚度代替.考虑准定常气流,建立气动弹性运动方程,通过数值模拟构造峰值-峰值图,反映其在不同气流速度下的振动特征.通过弧长数值连续法构造系统的分岔图,结合Floquet算子研究其稳定性及其分岔类型,所得分岔图和数值模拟的结果相吻合.由分岔图可得系统由于控制面双线性的存在,导致机翼结构振动形态多变,存在多个分岔点和多个不稳定区间,不仅存在极限环振动和非光滑准周期振动,而且在某些不稳定区间出现混沌现象.     

多体气动弹性系统超声速颤振分析

对一类多体气动弹性系统超声速颤振问题进行研究.分别采用多体动力学理论、活塞理论建立了弹性结构系统的动力学模型与超声速非定常气动力模型,得到了由微分代数方程表示的多体系统气动弹性动力学方程.通过数值求解微分代数方程的特征值问题,研究了多体系统在平衡位置小扰动运动的稳定性,完成了多体气动弹性系统超声速颤振分析.应用该方法研究了板状翼面及含操纵面翼面的超声速颤振问题,并得到了操纵面处于不同位置时翼面的颤振速度.结果表明,所发展的多体气动弹性系统超声速颤振分析方法,适用于由多个部件组成的工程结构颤振分析.     

基于当地流活塞理论的气动弹性计算方法研究

发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速非定常气动力计算 方法------基于定常CFD技术的当地流活塞理论. 运用当地流活塞理论计算非定常 气动力，耦合结构运动方程，实现超音速、高超音速气动弹性的时域模拟. 运用这 种方法计算了一系列非定常气动力算例和颤振算例，并和原始活塞理论、非定 常Euler方程结果作了比较. 由于局部地使用活塞理论假设，这种方法大大地克服 了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的 限制. 与非定常Euler方程方法相比，当地流活塞理论的效率很高.     

基于当流活塞理论的气动弹性计算方法研究

发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速非定常气动力计算方法--基于定常CFD技术的当地流活塞理论.运用当地流活塞理论计算非定常气动力,耦合结构运动方程,实现超音速、高超音速气动弹性的时域模拟.运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例和颤振算例,并和原始活塞理论、非定常Euler方程结果作了比较.由于局部地使用活塞理论假设,这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的限制.与非定常Euler方程方法相比,当地流活塞理论的效率很高.     

基于气动力降阶模型的跨音速气动弹性稳定性分析

基于离散型输入输出差分模型,运用非定常CFD方法训练信号,然后运用最小二乘方法进行参数辨识,得到降阶的非定常气动力模型,再将该离散差分模型转换为连续时间域内的状态方程。耦合气动状态方程和结构状态方程,得到耦合系统的气动弹性状态方程。求解不同动压下状态矩阵的特征值,根据根轨迹图分析系统的稳定性特性。分析结果与直接耦合CFD/CSD方法结果相吻合,可以计算跨音速非线性气动弹性问题。其计算效率比直接耦合CFD/CSD方法提高1~2个数量级。针对Isogai wing在跨音速出现的S型颤振边界进行了较为细致的分析,阐述了该现象是由于系统诱发颤振的分支随着速度(来流动压)的提高而发生转移所导致的。     

高速小展弦比机翼颤振的微分求积法分析

引入微分求积法,分析高速小展弦比机翼的气动弹性问题。将小展弦比机翼等效为悬臂板,基于一阶活塞气动力理论建立机翼颤振偏微分方程,采用微分求积法将偏微分方程转化为常微分方程,根据频率重合理论对颤振问题进行求解。分析了机翼的固有频率及颤振速度,并与有限元软件计算结果进行比较,误差在2％以内,很好的验证了微分求积法求解小展弦比机翼颤振问题的有效性。分析了机翼面积、展弦比及厚度对颤振速度的影响,结果表明,小展弦比机翼的颤振速度受结构尺寸的影响较大,颤振速度随面积和展弦比的增大而减小,随机翼厚度的增大而增大。     

气动载荷下旋转运动圆板磁弹性主共振分析

基于Kirchhoff薄板理论与哈密顿原理,建立旋转运动导电圆板的磁-气动弹性非线性动力学方程．根据电磁场基本原理得到旋转运动圆板所受电磁力表达式,同时采用一种简化的气动模型以描述作用于板上的气动载荷．基于贝塞尔函数形式振型函数的选取,应用伽辽金法得到旋转圆板的磁气动弹性轴对称非线性振动微分方程．应用多尺度法推导出主共振下系统的幅频响应方程,并依据Lyapunov方法得到系统稳态运动稳定性判据．通过算例,得到周边夹之约束下圆板主共振的幅频特性曲线图,以及振幅随磁感应强度和激励力幅值的变化曲线图;阐述了不同参数对系统共振幅值的影响规律,并对解的稳定性进行了分析．     

计算气动弹性力学中的界面映射方法研究

非线性气动弹性体振动研究中,涉及到非线性的结构动力学和非线性的流体动力学耦合问题,在耦合边界上要满足两个系统的连续性相容条件,必须在边界处进行数据的交换。本文针对非线性气动弹性问题的计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法,在常体积转换法(CVT)的基础上,发展了一种耦合界面的数据映射矩阵(IMM)。该方法仅需要局部的网格信息,将耦合边界上载荷信息和位移信息的转换放在同一个映射矩阵中来处理,并且该矩阵可以通用求解CFD/CSD的耦合问题,克服了占用大量CPU时间和内存的弊端。最后将该界面映射方法应用于柔性大展弦比机翼的气动弹性计算和AGARD445.6机翼的颤振预测中,结果表明该方法能够高效、高精度地处理不同网格体系间的数据交换,并具有处理复杂非规则几何体信息转换的能力。