折叠翼飞行器气动弹性变体飞行仿真平台

折叠翼飞行器的变体过程伴随质量分布、刚度分布及气动载荷分布的大幅动态变化,是一个高度复杂的动力学过程。为实现该过程各种动力学问题的有效分析,基于共享内存技术开发了一套高性能的耦合计算程序,并在此基础上整合了Adams多体动力学计算软件、非定常气动力计算程序及飞行控制技术,搭建了折叠翼的气动弹性变体飞行仿真平台。基于该平台,对折叠翼进行了气动弹性分析和飞行变体过程仿真,验证了平台强大的计算和分析能力。

ABC共轴直升机旋翼/机身耦合振动响应分析

前行桨叶概念(Advanced Blade Concept,ABC)共轴直升机具有较大的振动问题,为研究振动机理,建立了ABC共轴旋翼/机身耦合气动弹性模型,其中桨叶采用有限元梁模型,机身采用精细有限元模型。为提高耦合模型的气动弹性响应分析精度,结合传统CFD/CSD耦合分析方法与自由尾迹,提出了CFD/CSD/自由尾迹耦合计算方法,解决了传统方法的尾迹耗散问题,并保证了计算效率。基于此方法建立了ABC共轴直升机旋翼/机身耦合气弹响应分析方法。以样例ABC共轴直升机为研究对象,总结了重点位置振动响应随前进比和旋翼交叉角的变化规律,并得出了一些有意义的结论。

带粘弹减摆器的旋翼/机体耦合系统稳定性分析

对一种非线性橡胶减摆器进行了有限元建模及线化分析 ,并考虑带有这种减摆器的直升机地面与空中共振问题。按带有减摆器和不带有减摆器两种情况进行计算 ,结果表明 ,该型减摆器具有优越的阻尼性能 ,并且由于减摆器的非线性特征 ,稳态摆振角也对稳定性具有明显影响 ,进一步说明了减摆器设计的重要性 ,本文所用粘弹性减摆器数学模型 ,不同于已有模型 [1～ 2 ] ,体现了材料的超弹性和不可逆与记忆减退特征 。

非线性动力系统的规范形系数计算

本文对于ｎ阶一般的非线性动力系统，构造出一种逐项确定其规范形系数的新方法，并有效地用于高阶和高维计算问题。

一种单元谐波平衡法

基于有限元离散，对于工程中的非线性响应问题，提出一种单元谐波平衡法．与常规的谐波平衡法不同，本文将谐波平衡方程建立在有限元素上，从而兼顾了有限元素法和常规谐波平衡法两大优势．有限元技术的应用能使得求解问题的范围扩大到复杂工程结构，而谐波平衡概念的使用将使得含有复杂变形和复杂本构关系的动力学响应问题得到有效解决．所提方法能适用于工程结构中具有复杂非线性关系的动力学响应问题．由于谐波平衡法的实施依赖于谐波系数方程及其切线刚度矩阵的解析推导，尽管已经局限到有限元素上，但对于较为复杂一些的本构关系，推导仍非易事．为解决这些问题，放弃通常对于变形梯度和应变张量所作的向量假设，而是从连续介质力学中基本的几何关系入手，提出一种矩阵分解形式．通过利用张量的内蕴导数定义以及关于迹函数的有关性质，给出应力增量的一种新的表现形式．当它与变形梯度的矩阵分解相结合时，使得切线刚度矩阵的导出变得十分简单，而且所得计算形式也比通常紧凑和方便许多．

非线性振动系统的规范形与平均法

对经典平均法提出一种改进方案。并在ｎ维一般情况下，证明平均方程恒满足规范形定义，从而可将其视为规范形理论在小参数振动方程中的推广。此外，还对规范形的极坐标形式进行了讨论，得到一些很有意义的结果。

IMPROVEMENT OF MATRIX REPRESENTATION METHOD IN NORMAL FORM THEORY

In this paper, based on the invariant subspace theory and adjoint operator concept of linear operator, a new matrix representation method is proposed to calculate the normal forms of n order general nonlinear dynamic systems. In the method, there is no need to determine the structure of the class of normal forms in advance. Because the subspace is not related to the dimensions of the system and the order of the normal forms directly, it is determined only by a given vector field. So the normal forms with high orders and dimensions can be calculated by the method without difficulties. In this paper, is used the method for selecting the minimal subspace and solving homological equations in the subspace, the examples show that the method is very effective.

关于规范矢量场的计算

规范形理论是常微分程中分叉和浑沌研究的基本工具.将一个给定矢量场转化为它的规范形是规范形研究的基本内容之一,也是国内外众多学者近年来关心和研究的热门课题.文中利用计算机代数技术,提出一种计算规范矢量场的新方法,从而成功地解决了带有小参数扰动的半单规范形计算问题.

关于规范形理论中矩阵表示论方法的改进

本文对于ｎ阶一般的非线性动力系统，根据线笥算子的不变子空间理论和共轭算子概念，提出一种计算其规范形的新的矩阵表示法，能有效地解决高维和高阶计算问题。

飞行器非线性气动弹性和颤振主动控制研究进展

首先,针对发展性能先进的新一代飞行器所涉及到的非线性气动弹性理论与分析技术,结合国内外研究进展情况,着重从建模技术、求解方法、非线性气弹特性分析几个方面进行概括总结。其次,对在飞行器设计中一直颇受关注的、智能材料在飞行器结构颤振及振动主动控制中应用研究现状也给予简要的介绍。最后指出一些尚待进一步研究的问题。

大展弦比机翼的非线性气弹响应分析

高空长航时飞行器将在未来军事与民用领域具有广阔的应用前景,这类飞行器具有大展弦比、大柔度机翼,在对该类型结构的气弹响应分析中,必须要考虑机翼的非线性因素。目前,对大型的工程结构MSC.NAS-TRAN提供了线性颤振、线性气弹的计算功能,但无法进行非线性结构的气弹响应分析。本文在非线性运动方程中引入ONERA气动力的线性项,利用DMAP语言在NASTRAN非线性瞬态响应分析程序中加入相关气动力模块,实现了大型有限元机翼的非线性气弹响应分析。文中给出了算例,结果验证了该法分析大展弦比机翼结构气弹响应的有效性,具有重要的工程应用价值。

机载导弹导轨式发射过程安全性分析

基于吊挂与导轨之间的接触动力学,建立了一种机载导弹导轨式发射过程的有限元仿真分析模型,对发射过程的安全性进行深入研究。该方法能综合考虑载机的机动运动、吊挂与导轨之间的碰撞摩擦、导弹的气动载荷及发动机内压等各种因素的影响,来模拟导弹轨上运动的真实物理过程。对某一响尾蛇导弹的典型发射状态进行了仿真分析,并研究了侧向气动力、偏航气动力矩、机体的垂向过载和滚转角速度等对导弹轨上运动过程的影响,分析结果可为导弹设计提供重要参考。该方法具有较高的分析精度和工程实用性,为机载导弹发射过程的安全性问题提供了有效分析手段。

直升机旋翼旋转状态下桨叶固有频率的测试

直升机旋翼固有频率的合理配置是其动力学设计的关键之一 ,除了分析计算外 ,在型号研制中还必须进行试验校验。本文介绍了一种对全尺寸旋翼在旋转状态下通过自动倾斜器激振 ,对应变响应的分析找出其固有频率的试验方法。针对旋翼试验中干扰因素多等特点 ,提出了一种将时域数据分段处理的新方法。在找挥舞二阶固有频率的过程中 ,经过认真的分析研究 ,对一个与之接近的频率给出了合理的解释。

高超声速舵面颤振的数值模拟影响因素研究

针对某高超声速舵面颤振风洞试验模型开展了数值模拟研究,采用多种气动力模型和耦合迭代策略,研究对颤振预测结果的影响。计算结果表明,采用三阶活塞理论、统一升力面理论、Euler方程和N-S方程的颤振动压预测结果较接近,与试验值误差均在7%以内。采用时域方法计算时,松耦合方法的误差较大,超过15%。同时还发现,支撑机构会带来激波边界层干扰效应,一定程度上提高了颤振动压,考虑该因素的预测结果与试验值更接近。

横观各向同性压电矩形薄板的非线性振动

由于压电材料在航空航天轻形结构动力控制中的广泛应用 ,压电结构的非线性机理成为工程界急需解决的问题。为了拓广压电结构的理论基础 ,本文对于横观各向同性压电矩形薄板 ,给出了大挠度条件下的应变位移关系 ,利用 Hamilton原理导出了压电矩形薄板的非线性振动方程 ,并用双重 Fourier级数展开和 Galerkin方法获得四边简支压电矩形薄板非线性自由振动的解析解 ,分析了材料参数和几何参数对振动特性的影响。

无轴承旋翼／减摆器的气动弹性力学研究

将无轴承旋翼的主桨叶、柔性梁和套管3个部分各自离散成若干梁单元,并将桨叶运动的物理坐标转换为挥舞、摆振、扭转方向的模态坐标,根据Hamilton原理建立旋翼气弹分析的动力学模型.采用Newton-Raphson迭代方法,用时间有限元法进行旋翼稳态响应的数值求解,并根据时域非线性黏弹减摆器模型,在直升机定常前飞条件下配平计算旋翼/黏弹减摆器耦合系统非线性气弹周期响应,然后基于Floquet理论进行稳定性分析,并讨论了桨叶载荷系数对旋翼稳定性的影响.结果表明:该减摆器模型能充分提高摆振阻尼,从而改善无轴承旋翼的稳定性.