几何大变形太阳能无人机非线性气动弹性稳定性研究

大柔性太阳能无人机在气动载荷的作用下产生较大的弯曲变形,机翼结构的刚度、质量分布等特性亦发生较大改变,线性理论无法满足这类飞机气动弹性稳定性分析的精度要求。基于Co-rotational(CR)理论,推导了结构变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了大柔性机翼结构动力学模型;采用建立在局部气流坐标系下的片条非定常气动力模型,建立了考虑几何非线性效应的大柔性无人机气动弹性运动方程。引入准模态假设,采用P-k法研究了几何大变形对类"太阳神"布局太阳能无人机的气动弹性稳定性的影响。研究结果表明:随着弯曲变形的增加,非线性颤振速度可降低10%以上,非线性颤振频率可下降8%;合理的增加扭转刚度、前移弹性轴、前移剖面质心等,均可以有效改善几何大变形引起的不利影响。研究工作对大柔性飞机的气动弹性设计具有一定的参考意义。

分析输液曲管临界流速的迁移矩阵法

提出了一种分析输液曲管临界流速的方法 .与其它方法相比 ,该方法不但容易处理带任意多个中间支承和变刚度、变曲率的输液曲管问题 ,而且由于对各段位移、内力关系导出了一系列显式 ,故不管离散段数多少 ,最终都只需解一个三阶矩阵方程 ,因此计算量小。

复合材料后掠机翼的气动弹性剪裁方法研究

提出了一种混合多级结构优化算法,以大展弦比复合材料后掠机翼为研究对象进行了气动弹性剪裁设计。在满足强度、变形约束等前提下,以梁、肋、蒙皮厚度,对结构重量进行最小化设计;继续以减重为目标,满足颤振速度的约束,优化蒙皮各铺层的比例,并分析了优化中铺层比例对颤振速度的影响;采用遗传算法优化蒙皮的铺层顺序,以增大机翼的颤振速度。研究表明:混合多级结构优化不仅可以减轻机翼的结构重量,还能大大提高机翼的颤振速度;铺层比例优化结果表明较高的±45°铺层比例能使刚度分布更加合理高效。

基于Hankel矩阵与奇异值分解(SVD)的滤波方法以及在飞机颤振试验数据预处理中的应用

将Hankle矩阵与SVD分解相结合对受噪声污染的飞机颤振试验数据进行滤波,以提高颤振模态参数识别的精度,首先对由测量数据构造的Hankle矩阵进行SVD分解,再根据对噪声统计特性的掌握程度,采用两种不同的方法,即基于噪声统计特性的方法和基于奇异值变化曲线突变点的方法,将由含噪的测量数据所构成的Hankel矩阵分成两个互不相关的空间——真实信号空间和噪声空间,最后在真实信号空间中,利用平均的方法重构经过滤波的数据。通过数值仿真和应用于实际的飞机颤振试验数据,对Hankel矩阵取不同维数时对空间划分和滤波效果的影响进行了分析和研究,并验证了该方法是有效和可行的。

气动力矩阵和气动导数对桥梁颤振稳定性的影响

采用集中气动力矩阵和一致气动力矩阵2种不同形式的气动力矩阵,并利用4种不同截面的气动导数研究了气动力矩阵对颤振临界状态的影响;采用理想平板的气动导数研究了各气动导数对颤振临界状态的影响。结果表明:采用集中气动力矩阵可降低颤振临界风速,使结果偏于保守;各气动导数对量纲一的风速和颤振临界风速均有一定影响,而对颤振频率影响较小,从而进一步证实了采用流线型断面形式的桥梁,其颤振形态是弯扭耦合的经典颤振。

桥梁断面颤振导数识别的协方差块Hankel矩阵法

采用基于协方差块Hankel矩阵(covariance block Hankel matrix,CBHM)方法来处理节段模型风洞试验的二自由度振动衰减信号,通过系统识别来提取桥梁断面的颤振导数.为验证该方法的可行性,进行了实际桥梁断面的节段模型试验,并将识别的颤振导数与Theodorson理想平板解析解、特征系统实现法(eigensystem realization algorithm,ERA)结果进行了比较,颤振导数的一致性证明了本文方法的有效性.

基于LMI方法的电液舵机动刚度H_∞控制器分析与设计

舵机刚度特性决定着航行器对舵面位置的"把控"能力,航行器运动时随着舵面负载扰动频率的变化,刚度特性也是不断变化的,如果某一频率点上刚度达到最小值,引起了舵面剧烈抖动,整个航行器的运行安全将无法保证。所以舵机控制器设计过程中需要大量的仿真计算,从开始设计阶段找到提高舵机刚度特性的方法;建立电液舵机的系统模型,仿真得到系统刚度特性,基于LMI方法设计了H_∞控制器,通过求解含约束条件的LMI优化问题使设计的控制器能够较大程度上的提高系统动刚度。仿真结果表明:控制器能提高了系统抗扰动能力,系统的刚度在一定扰动频率范围内不变,扰动通道增益减小;在系统参数发生波动的情况下依然能保持较好的抗扰动能力,鲁棒性较强,结合实际项目验证了设计控制器的有效性。

飞机颤振模态参数辨识试验的快速滤波算法

研究飞机颤振随机模型中实际输入-输出信号序列的最优滤波估计问题,利用矩阵论中的矩阵因式分解和统计信号处理中的条件期望公式,将由新息过程构成的块Toeplitz矩阵进行三角分解,得到一种有效的递推滤波算法。对于滤波输入-输出信号的估计值,推导该算法下的估计误差和方差表达式。最后用仿真算例验证采用滤波后得到的输入-输出信号估计值作为飞机颤振模态参数辨识试验的观测信号可得到较为准确的传递函数,进而使得模态参数的辨识也更精确。

基于颤振试验数据分析的矩阵束方法性能研究

为将矩阵束引入颤振试验数据处理的工程应用领域,基于随机信号仿真,采用蒙特卡罗方法分析了该方法的数值性能,研究了样本长度、信噪比及计算参数对计算性能的影响,并在飞机机翼气弹模型的风洞颤振试验中进行了验证。与传统频域方法的比较分析表明,矩阵束方法性能良好,是一种可靠的模态参数估计方法。

折叠机翼的参数化气动弹性建模与颤振分析

针对折叠机翼的特点建立了颤振分析的参数化气动弹性模型。参数化的结构模型基于模态综合法实现;参数化的气动力模型采用偶极子网格法建立;并且阐述了基于Gram矩阵范数对于气动弹性系统颤振边界的预测方法。以折叠机翼完全展开和完全折叠构型为例,将文中方法获得的颤振边界与特征值法获得的结果进行了对比,验证了该方法的正确性。通过对不同折叠角度下的颤振边界的分析可以得出:颤振边界对折叠角度很敏感;随着折叠角度的增加,颤振模态发生了变化;较高的结构模态阻尼比可以提高颤振速度,推迟颤振现象的发生。

体自由度颤振飞行试验的边界预测方法研究

体自由度颤振频率低,参与颤振的模态频率在亚临界状态往往已经极为接近,加之基于大气紊流激励的颤振飞行试验数据信噪比通常较低,增加了体自由度颤振飞行试验模态辨识以及颤振预测的难度。对此提出了一种基于Matrix Pencil模态辨识方法的体自由度颤振预测方法。通过随机减量技术对输出响应信号进行系集平均,得到随机衰减标记;运用Matrix Pencil方法拟合随机衰减标记获取模态参数,并通过频率和阻尼稳定判据筛选真实模态,再通过阻尼比与颤振稳定性判据变量外插获取颤振点。通过对仿真数据与试验数据的应用,可得到以下结论:Matrix Pencil模态辨识方法能有效辨识密集的颤振模态,并获得清晰的模态辨识稳态图。基于阻尼比及稳定性判据变量外插获得的颤振预测结果较为合理,其中DTFM(Discrete-Time Flutter Margin)判据变量的下降趋势更明显,外插结果与试验值更接近。该方法适用于体自由度颤振飞行试验的亚临界预测。

一种弹性机翼的颤振主动抑制与阵风减缓方法

由于航空器的弹性性质,飞行过程中飞行参数的不断变化会引发运动稳定性和阵风响应特性的改变。在设计颤振主动抑制或阵风减缓控制器的过程中,以某一飞行状态为基础设计出的控制律往往不能保证在一定飞行参数范围内的性能。针对此问题,首先通过非定常气动力有理拟合方法建立时域连续阵风响应状态空间方程,再考虑模型随马赫数和动压的变化特性建立线性参数变化(LPV)模型。最后以线性参数变化模型为基础构造了包含动压和马赫数参数不确定性的线性分式变换模型,并设计了机翼颤振主动抑制与阵风减缓鲁棒控制器。结果表明,对于算例机翼,其在马赫数0.5~0.7范围内的颤振动压平均增大10%,且在飞行参数不断变化的时域仿真中,翼尖过载的均方根值降低51.4%。

高超声速热气动弹性中结构热边界影响研究

基于分层求解思路研究结构热边界对高超声速飞行器全动舵面和翼面结构热气动弹性特性的影响。首先,基于CFD求解N-S方程得到热环境,在此基础上进行结构的瞬态热传导分析,进而分析结构由于温度梯度产生的热应力和温度对材料属性的影响下的模态固有特性,然后将结构振型插值到气动网格上,最后,通过求解Euler方程得到流动参数,基于CFD的当地流活塞理论计算气动力,在状态空间中进行了气动弹性分析。通过对4组结构模型进行热气动弹性分析,研究了结构热边界对舵面和翼面热气动弹性的影响,结果表明:对全动舵面而言,结构热边界首先会影响舵轴处结构的热传导过程及温度分布,进而对结构固有频率、频率间距、颤振速度以及颤振频率的变化产生的影响达到了16%。对翼面而言,结构热边界对结构固有频率、频率间距、颤振速度以及颤振频率的变化产生的影响约为1%。因此,工程实际当中,进行热气动弹性分析时应采用合理的结构热边界。

一种时域颤振判定新方法研究

采用离散傅里叶变换方法对颤振时间响应历程计算结果进行分析,提出了一种从多个模态分支计算结果中归纳耦合主颤振分支的方法。分别从频率移动理论和能量变化观点出发,提出了针对颤振边界的临界颤振动压判定频率移动判据和能量因子判据。通过对国际标准跨声速颤振算例AGARD445.6机翼的时域颤振计算结果进行分析,验证了方法在耦合模态分支确定、临界颤振动压判定、主颤振分支判定3个方面的高有效性。此外,将该方法应用于高速中等展弦比气动翼面的跨声速颤振特性研究,成功地根据较复杂的响应曲线判断出了颤振边界,表明该方法具有良好的工程应用前景。

基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法

根据颤振分析的基本概念,提出了一类基于矩阵奇异值理论的颤振分析新方法。该方法的特点是,以计算颤振矩阵最小奇异值或条件数的倒数来直接搜索颤振临界点。证明了这两个指标在颤振临界点处的等价性。根据指标在颤振临界点附近取极小值的特点,编制了相应的算法,在确定颤振临界点时无需计算颤振特征根,避免了"窜支"问题,从而减少了人工干预,提高了计算自动化程度。数值算例结果表明,采用该方法计算得到的颤振临界速度和颤振频率与p-k法计算结果的精度相当,且两个指标对应的计算结果一致,验证了其等价性。

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6%,阻尼比识别误差小于30%,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.

紊流激励条件下基于随机减量法的颤振边界预测研究

发展了一种紊流激励条件下的颤振边界预测方法。首先基于随机减量法从紊流激励响应中提取出系统的自由衰减响应,其次采用矩阵束法从自由衰减响应中识别出振动响应的主要模态参数,最后用识别出来的模态参数构造稳定性判据,根据稳定性判据与动压或风速的变化关系用曲线外推来预测颤振边界。数值仿真与风洞试验研究表明:利用随机减量法和矩阵束法能够较准确地识别出紊流激励响应中的主要模态参数;稳定性颤振判据下降趋势明显、规律性好,有助于在较低风速下提前预测出颤振边界,从而减小风洞试验或颤振试飞的安全隐患。

一般复矩阵特征根和特征矢量求解及运用

颤振方程在频率内的求解方法是通过状态方程中实矩阵的特征根和特征矢量求解来完成的。通过直接求解颤振方程中的复矩阵来计算颤振频率和颤振速度的,同时详细推导了一般复矩阵的特征根和特征矢量的计算过程。最后利用复矩阵求解特征根和特征矢量的原理,用P-K法解决了颤振方程中颤振问题。