边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。

尾翼气动弹性抖振模型设计与抖振试验研究

针对尾翼非升力型抖振问题,提出尾翼非升力型抖振试验气动弹性模型设计的经验性原则和一种实用的非升力型抖振特性指标。设计制作了某机尾翼气动弹性抖振模型,进行了不同俯仰角和偏航角下的风洞试验。风洞试验结果表明随着机身俯仰角的增加尾翼振动响应没有突变现象发生,偏航角的改变对尾翼振动响应变化趋势影响不大。

载荷识别的等效点动标定法

围绕飞机全动式平尾翼面抖振载荷的识别问题，提出一种用于识别未知作用位置的动载荷的方法——等效点动标定法。这种方法将结构在实际外载荷作用下的响应认为是在结构上某几个特定点处伪载荷作用的结果，将未知作用位置的动载荷转化为已知作用位置的动载荷进行识别，再依据作用等效原则将各伪载荷合成，达到识别外载荷的合力大小和作用位置的目的。验证试验结果表明：恰当地选取标定点，本文提出的等效点动标定法可有效地识别出作用于结构上的外载荷的合力大小和作用位置。

改装苏-80飞机的尾翼抖振研究

以苏-80运输机作为研究对象,设想将它改装成预警机,安装三种不同的雷达天线罩后,对其引发的尾翼抖振方面的特性,用弹性模型风洞实验进行对比定性研究。试验结果表明,只有装有圆盘型雷达天线罩的载机模型在0°俯仰角、12°偏航角的飞行姿态下才发生抖振,说明其加装各种雷达天线罩激发抖振的可能性都很小。

飞机垂尾抖振极限载荷预测方法

为满足先进战斗机高速、大机动飞行性能的要求,在飞机设计的强度估算与校核中必须考虑抖振载荷的影响,以保证飞机结构在全包线飞行状态中具有足够的强度。按照飞机飞行状态进行抖振飞行子状态划分建立起抖振载荷数据库的数据存储关系,提出根据有限测点处测试的抖振响应重构飞机垂尾结构抖振载荷的方法,并基于所选抖振飞行子状态载荷概率分布模型预测出抖振极限载荷。最后以某飞机垂尾上某节点的抖振极限载荷预测为例,演示用该方法预测飞机垂尾抖振极限载荷流程。

飞机抖振响应数据处理及分析方法

为了编制抖振疲劳谱、估算抖振疲劳寿命等,必须预先对时域的抖振响应数据进行处理与分析。考虑到抖振响应的随机特性,特别是其显著的分散性,建立了统计模型来对其分析处理。针对同一飞行状态下数据仓中的抖振响应数据,将其划分为若干子数据块,以子数据块中数据统计特征来描述对应子数据块均方根下的响应分布情况,而以对应飞行状态下各子数据块的均方根分布情况来描述该状态下抖振响应的总体分布趋势以及选择其关键响应状态水平。首先,采用威布尔分布假设,运用极大似然估计法对子数据块的数据进行分布参数估计,并给出了分布假设的检验方法;然后,采用"三步进"经验函数来描述抖振响应均方根的分布规律。在所研究的基础上,根据给出的抖振数据处理与分析结果使用流程,即只需根据确定的几个关键均方根水平,定位到相应的子数据块,再结合子数据块数据的统计模型得到对应飞行状态下的响应分布,就可用于飞机设计与强度校核。由实际飞行试验抖振数据的处理与分析表明,此方法具备一定的合理性。

扰流激励下垂尾抖振响应主模态控制风洞试验研究

采用压电结构的热弹比拟建模方法,进行了垂尾模型一弯模态和一扭模态响应的压电主动控制仿真。设计制作了一个垂尾气动弹性抖振模型以及两种形式的气流干扰源,用于在风洞中进行垂尾抖振实验及产生扰流对垂尾模型实施抖振激励。采用自主研发的弓形压电作动器,根据垂尾抖振响应控制的主模态控制思想,设计了垂尾模型抖振压电主动控制系统,进行了垂尾模型抖振响应压电主动控制风洞实验。结果表明,采用抖振主模态响应控制思想设计的垂尾抖振压电主动控制系统,可使垂尾模型抖振响应功率谱密度函数峰值降低50%以上。

平尾——后机身结构的振动突变现象研究

《平尾——后机身结构的振动突变现象研究》一文研究简化了的飞机平尾结构模型存在失调时的振动局部化及频率曲线转向现象。运用常规摄动理论分析了两现象的产生机理及规律,提出了一个判断准则。计算实例验证了分析所得的结论。

垂尾抖振响应工程计算方法研究

分析了突风响应计算与抖振响应计算在计算原理上的差异,并提出一种修改NASTRAN突风响应计算流程作为进行抖振响应计算的方法。该方法可以采用刚性模型风洞试验测得的参考点脉动压力数据作为输入激励,翼面运动产生非定常气动力贡献则可以突风响应计算中偶极网格法计算模块计算。在NASTRAN软件的基础上,应用DMAP语言进行SOL 146求解器求解流程的修改,实现了抖振响应计算程序的二次开发,实现了突风载荷计算的屏蔽和抖振激励载荷的表征和输入处理。算例验算表明了算法的可行性。

垂尾抖振响应主模态控制的地面模型实验

根据飞机垂尾抖振响应的特点,提出飞机垂尾抖振响应主模态控制概念和方法,用于垂尾抖振响应压电主动控制系统设计。采用自主研制的弓形压电作动器,并用随机激励力模拟抖振载荷,进行了垂尾模型抖振控制地面实验。结果表明,采用抖振主模态控制方法,可使垂尾模型梢部抖振位移响应功率谱密度函数的第1阶模态峰值降低94%,第2,3阶模态峰值分别降低53%和85%;采用弓形压电作动器为控制执行元件可有效实施垂尾抖振响应主动控制。

环形橡胶-硅油组合式减振器静态刚度特性研究

以环形橡胶-硅油组合式减振器为研究对象,通过ANSYS开展了其静态刚度特性研究。通过橡胶样件的单轴拉伸试验,基于试验数据拟合确定了多种橡胶超弹性本构模型参数。分别建立了减振器固体有限元模型和流体有限元模型,进行静态刚度仿真。通过试验机开展了该减振器静态刚度试验。对比分析静态仿真与静态试验,选取了Neo-Hookean超弹性本构模型,分析了橡胶外径、橡胶内径和硅油粘度对静态刚度的影响。研究结果为该减振器的应用提供了支持。

飞机典型液压管路系统减振优化计算方法研究

目的研究管道走向和卡箍位置对管道应力的影响。方法以飞机典型液压管路系统为优化对象,对管路系统及支持结构进行动力学参数化建模,使用MATLAB和MSC.NASTRAN构筑基于遗传算法的自动减振优化计算平台,以管壁结构和飞机支持结构的动态应力响应最小为优化目标,对管路走向(包括拐折位置、曲率半径)、卡箍位置进行优化计算,从而建立一种飞机管路系统设计中的自动减振优化计算方法。结果使用建立的减振优化计算平台优化计算设计后,飞机典型液压管路系统最大动态应力值降低了50%。结论提供的优化方法能够有效地通过优化管道布置参数降低应力水平。

某飞机平尾振动特性研究

某飞机全动平尾的旋转频率是影响颤振特性的重要参数之一。飞机首次共振试验测量的平尾旋转频率偏低,不满足设计要求,因而成为影响试飞的一个难题。本文概述了非线性因素对平尾振动特性的影响以及为解决这一准题所采取的措施。

一种飞机垂尾抖振载荷识别的新方法

针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转化为时间函数的识别问题。通过垂尾结构的气动弹性运动方程推导出加速度响应功率谱密度与广义力功率谱密度之间的关系式,再由谱分解理论得出广义力功率密度与抖振载荷功率谱密度的关系式,最后根据空间分布函数的正交性逐点识别出时间函数。为了解决上述逐点识别过程中遇到的不适定问题,提出了一种新的正则化处理方法,并用牛顿迭代法选取最佳正则化因子。对一个垂尾模型,先用计算流体力学(CFD)仿真软件计算出垂尾模型上的抖振载荷,然后将这些抖振载荷施加在垂尾结构上,并计算出垂尾结构的抖振加速度响应,利用计算出的加速度响应识别出抖振载荷,并与计算的抖振载荷进行比较,从而验证了本文所提出的抖振载荷逐点识别方法具有很好的识别精度。

全动垂直尾翼的抖振主动控制方法研究

全动垂尾结构不同于铰接方向舵的垂直安定面结构。该文深入研究了全动垂尾抖振响应的压电驱动控制、垂尾旋转控制以及混合压电控制和垂尾旋转控制的三种主动控制方法。使用压电驱动的载荷比拟方法对压电纤维复合材料(MFC)驱动器进行建模,利用偶极子格网法计算随体空气动力。采用线性二次型高斯最优控制(LQG)方法分别设计三种模型的控制律。分析三种控制模型的抖振响应,研究其控制效果的差异,并进行比较。结果表明:压电控制因受控制电压和压电功放所限,控制效果有限;垂尾旋转控制由于受限于控制频率,对高频激励控制效果不明显;混合控制方法兼具垂尾旋转控制和压电控制两种方法的优点,能同时降低低阶模态和高阶模态上的能量,从而扩大了控制频率的范围,因此其控制效果最好;最后,通过具有不同结构参数的全动垂尾模型的算例,验证了混合抖振控制方法的可行性和有效性。

涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析

通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系,深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中,应用激光片光烟流场显示技术,得到了三角翼模型在风速为30m/s下,各迎角的涡结构;使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应;使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明:前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹是垂尾抖振的直接原因,抖振边界与涡破裂的强度和位置有关;涡破裂后尾迹与垂尾产生共振,使得抖振加速度响应频率与垂尾固有频率一致;涡破裂后,在较小迎角下,尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显,在较大迎角下,涡破裂流动对垂尾低频振动模态的激励加强了。

利用时延神经网络的动载荷倒序识别

将时延神经网络引入动载荷识别研究中,结合时延神经网络的"记忆"特性、因果有限长冲激响应(FIR)系统理论与振动响应的求解原理,提出一种利用时延神经网络的时域动载荷倒序识别方法。对一个受两点随机动载荷作用的舵面模型结构进行载荷识别验证实验,结果表明,用本文方法识别的两个激励点上识别载荷样本的时间序列与真实载荷样本的时间序列之间的均方根误差分别为0.6354和2.5437,识别载荷样本时间序列与真实载荷样本时间序列的相关系数分别为0.9657和0.8262,功率谱密度曲线也能够较好吻合。本文提出的方法具有不需要结构动力学模型、识别精度高的优点。

垂尾抖振响应的鲁棒-FxLMS主动控制试验

针对垂尾模型低阶模态抖振响应的主动控制问题,设计鲁棒控制器对次级通道进行反馈式阻尼补偿,建立了多模态的RFxLMS控制器,采用宏纤维复合材料压电作动器,开展了垂尾抖振响应压电主动控制的地面模拟试验。试验结果表明,RFxLMS控制器具有收敛速度快、控制效果好的优点,并且相比于单独的FxLMS控制器或鲁棒控制器,对垂尾抖振响应具有更好的控制效果。进一步开展了垂尾抖振响应主动控制的风洞试验。结果表明,RFxLMS控制器在多个试验工况下均有稳定的控制效果,并提升了控制系统的性能,垂尾抖振受控响应的RMS值比无控响应的RMS值降低了39.7%~48.1%。

平稳随机载荷的信号特征提取与深度神经网络识别

针对线性时不变结构的平稳随机载荷识别问题,从结构的动力学响应求解原理出发,利用小波变换对于信号特征的提取能力与长短期记忆神经网络(LSTM)对于序列问题的强大建模与映射能力,提出了一种针对平稳随机载荷的特征信号识别方法,通过对作用于三自由度振动系统数值模型上的平稳随机动载荷识别,证明了方法的可行性。对一个受2点平稳随机载荷作用的加筋壁板结构模型进行动载荷识别实验,结果表明,用提出的方法识别的动载荷均方根相对误差均小于5%,该动载荷识别方法具有良好的识别能力。