钝前缘楔形翼颤振特性分析

为了研究飞行器翼的颤振特性,基于钝前缘楔形三角翼模型,采用ZONA 7和ZONA 7U两种升力面方法计算翼的颤振边界,并与试验结果对比,可知ZONA7方法计算得到的颤振边界高于试验值,存在设计安全隐患;ZONA 7U方法可对颤振边界进行保守预测,提高设计可靠性。建立四种不同前缘半径楔形三角翼模型,采用ZONA7U方法分析前缘半径对翼颤振特性的影响,分析表明,增加前缘半径,颤振速度随之增加,颤振频率先增后降。在此基础上分析不同马赫数下颤振特性变化规律。结果表明,颤振速度随马赫数增加而增加,颤振频率受马赫数影响产生的变化较小。

叶片排间耦合对跨声速压气机转子颤振特性影响研究

高推重比、强紧凑性的设计要求迫使压气机相邻叶片排之间的距离进一步减小,在加剧排间非定常扰动的同时,势必对叶片的气动弹性稳定性产生影响。本文针对1.5级跨声速压气机,基于谐波平衡非定常求解技术,结合单向耦合的能量法,开展排间耦合对1.5级跨声速压气机叶片颤振特性影响研究。通过对比分析非定常/定常混合模型的颤振预测结果可以发现:排间压力波反射对振荡叶排压力脉动特性的影响是造成转子颤振特性差异的主要原因。上、下游静叶对转子气动弹性稳定性恶化程度并不相同,且不符合线性叠加原理。对于近失速工况,非定常压力波反射导致转子叶片气动阻尼系数减小75%,定常/非定常混合预测方法可能导致颤振特性预估过于乐观。

基于节段模型风洞试验的边主梁断面钢-混结合梁悬索桥后颤振特性研究

为研究边主梁断面钢-混结合梁悬索桥后颤振特性,以某三塔四跨边主梁断面钢-混结合梁悬索桥为背景,对1∶60钢-混结合梁缩尺节段模型开展风洞试验,分析其颤振稳定性及后颤振响应特征,并研究结构阻尼、气动措施及阻尼-气动组合措施对钢-混结合梁后颤振响应特征的影响。结果表明:节段模型在负风攻角下颤振稳定性较好,但在正风攻角下易发生后颤振,颤振临界风速较低,极限环振动稳态振幅随风速增大而增大,且增长较快;后颤振响应具有明显的弯扭耦合特征,且竖向振动参与程度随风速增大而增大,耦合振动频率随风速增大而减小,在正风攻角下相位差为10°~40°,在0°风攻角下相位差可以忽略;增加结构阻尼或安装气动措施均能有效提升钢-混结合梁颤振起振和临界风速,其中气动措施的提升效果更显著,且两者控制效果可以叠加。

宽体式扁平钢箱梁颤振特性分析

以重庆寸滩长江大桥(250+880+250)m主桥为工程背景,结合数值模拟和风洞试验2种方法对宽体式扁平钢箱梁的颤振特性进行研究。通过主梁节段模型风洞试验,测定该模型在成桥态和施工态的颤振临界风速,并采用自由振动法对模型的颤振导数进行识别;使用FLUENT软件计算主梁模型的颤振导数,并由Scanlan提出的计算方法获得其颤振临界风速。结果表明:主梁上附属结构对主梁的颤振稳定性产生不利作用,因此在设计时应慎重考虑附属结构的设置;桥梁颤振临界风速可通过数值模拟方法进行预估,并可运用于桥梁的初步设计;由数值模拟方法计算求得模型的颤振导数,与扭转相关的精度远高于与竖弯相关的精度。

基于静力模型的飞翼布局飞机颤振特性研究

飞翼布局飞机的气动弹性特性是设计过程中需要关注的一个重要问题,针对无尾飞翼布局飞机,采用其静力有限元模型,详细地研究了飞机颤振特性。首先在全机静力有限元模型的基础上,利用质量等效方法,施加了结构质量和设备集中质量,并采用多点约束的方法消除模型中的虚假局部模态,这样得到动力有限元模型。其全机主要自由模态固有频率计算值与试验值的误差不超过7.8%。在此模型的基础上,研究了飞翼布局飞机的颤振特性,结果表明颤振主要由机翼一扭和二弯产生弯扭耦合而引起的,飞机颤振边界位于飞行包线外,颤振特性满足总体设计要求。

马赫数对大展弦比机翼颤振特性的影响

针对后掠角对大展弦比机翼颤振的影响,通过数值模拟的方法对亚音速下不同后掠角下的大展弦比机翼进行了颤振特性分析。以简化梁为机翼模型,用最大位移归一化计算了机翼的前几阶固有模态,以亚音速的Doublet Lattice理论做了气动力计算,通过样条插值的方法将结构模型与气动模型耦合,最后以PK法对研究对象做了稳定性分析,输出结果包括阻尼、频率和每个颤振模态的振型数据。通过对不同马赫数下机翼的v-g图与v-f图的分析发现:空气压缩性对大展弦比机翼的影响也符合亚音速及跨音速的凹坑现象。

民用飞机翼面结冰颤振特性研究

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款(CCAR25.629)规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态的颤振模型风洞试验,采用希利普法外推得到颤振速度;同时对不同结冰状态进行了理论分析。试验与分析结果表明,该型飞机翼面结冰状态下颤振形式为机翼弯扭耦合;翼面结冰对该型飞机颤振速度无不利影响;该型飞机翼面结冰状态满足颤振包线要求。

折叠翼间隙对其颤振特性影响的试验研究

折叠翼飞行器是一种可以在飞行中改变自身气动外形的新型飞行器,折叠翼的折叠机构不可避免地带有间隙,间隙对折叠翼的固有振动特性和颤振特性会产生影响。通过设计合理的含间隙折叠机翼颤振模型,并通过低速风洞颤振试验研究其低速颤振特性,测试间隙对折叠机翼颤振特性的影响。试验结果表明:外翼折叠角度越大颤振速度越高,折叠翼无间隙工况下的颤振速度高于有间隙工况下的颤振速度,有间隙工况颤振速度比无间隙时降低约4%。

基于颤振特性的导弹变后掠翼方式研究

导弹弹翼变后掠角是一种重要的变体导弹设计方案,在变体过程中,使用不同的变后掠方式会造成导弹空气动力特性和颤振特性的显著差异。参考"战斧"导弹外形特点,建立变后掠翼导弹几何模型,通过流固耦合方法,对变后掠翼导弹在不同变后掠角方式下的颤振特性进行了计算分析,探究基于颤振特性的变后掠翼方式选取方案。结果表明:在低速状态下,"旋转变后掠"和"剪切变后掠"两种构型的颤振变形均随偶合时间增加呈现收敛趋势;亚声速和跨声速状态下,后者存在发生颤振的可能,跨声速时较为明显,此时前者性能更优。

叶片三心与颤振特性分析

本文研究了叶片三心(重心、扭心、气动力中心)对颤振特性的影响。列出了叶片特征截面上弯扭耦合动力方程,计入与位移和速度成线性函数的气动载荷,求解其方程并研究了三心与颤振特性的关系。研究结果表明,扭心靠近前缘的叶片比扭心靠后的更易起颤;前置重心对稳定性有很大改善;对前置扭心,非定常气动力中心位于重心和扭心之间较为稳定;对于后置扭心,气动力中心位于重心和扭心之间也将失稳,最好气动力中心靠近叶片的前缘处。

某型气动单向阀颤振特性研究

针对某型号气动单向阀打开过程中持续颤振现象,该文采用AMESim分析软件建立单向阀数值计算模型,对不同入口流量条件和气体介质条件下的工作特性进行仿真计算,得出此种类型单向阀产品的工作特性,当单向阀入口压力在0.8~1.5MPa阀芯振幅最大,压力高于3MPa阀门处于开度稳定状态,同时,开展单向阀特性试验验证,试验与数值计算结果较好吻合,为单向阀产品特性认识和正确使用提供重要指导。

双增压单向阀颤振特性分析及防颤策略

针对新一代运载火箭贮箱增压单向阀的泄漏问题,全面分析了单向阀结构组成及工作原理,建立了双增压单向阀串联模式的AMESim模型,并对其阀芯颤振特性进行了研究。结果表明,相比于单个增压单向阀的贮箱增压模式,双单向阀串联后阀芯的颤振现象加剧;而通过增加两单向阀之间的管路容积,可有效缓解单向阀的颤振情况。在此基础上,提出了抑制阀芯颤振的3种策略,并结合数值分析结果和工程实践经验,对3种防颤策略的技术可行性进行了对比研究,所获得的研究成果对于新一代运载火箭贮箱增压系统的可靠性提升具有一定价值。

小展弦比有限厚度舵面颤振特性分析

舵系统是超声速再入飞行器机动飞行过程中对姿态进行控制的重要部件,其颤振特性分析是保证型号研制及飞行试验成功的关键环节.本文用当地活塞流理论对舵面颤振特性进行分析,首先建立舵系统动力学方程,确定舵面颤振临界边界计算方法,然后通过有限元分析和模态试验确定不同舵偏角度及不同加载量级组合工况下舵面模态参数,最后通过颤振分析确定舵面颤振临界参数,为舵系统结构方案设计及优化提供技术支撑.

曲线纤维复合材料后掠机翼的颤振特性优化

曲线纤维铺层是制造变刚度复合材料层合板的一种新技术,本文以12层曲线纤维复合材料后掠机翼为研究对象,研究了不可压缩流动中后掠机翼的颤振特性优化,分析了纤维方向、优化层数和铺层厚度对颤振特性的影响。数值仿真中分别采用有限元法和高阶面元法建立后掠机翼的结构模型和气动力模型,利用VG法求解后掠机翼的颤振边界。计算结果表明,后掠机翼全部铺层采用曲线纤维时优化后颤振速度,比仅最外层采用时提高31.1%,比全部铺层采用直线纤维时优化后颤振速度提高14.3%。铺层全部采用二维方向可变曲线纤维时的颤振速度比一维角度可变的颤振速度仅提高1.7%,证明纤维方向沿展向可变对颤振边界影响更大。纤维方向和厚度共同优化时,在不改变后掠机翼总厚度的情况下可使后掠机翼的颤振速度再次提高5.4%。研究表明,采用曲线纤维进一步提高了复合材料层合板的可设计性,通过调整曲线纤维路径可以明显改变复合材料后掠机翼的颤振特性。

某大柔度民用飞机机翼颤振特性研究

本文对某大柔度民用飞机的机翼颤振特性进行了研究。通过建立梁架式机翼有限元模型，分析了各颤振型的相互作用关系。结果表明，机翼面内弯曲模态会与扭转模态相耦台，出现一种面内弯曲模态引起的、小翼参与的、与弯曲模态耦合的低速度小阻尼颤振型，时机翼颤振特性产生不利的影响。针对机翼面内刚度、扭转刚度、小翼重量的变参分析结果表明，考虑结构阻尼，或者减小小翼重量后，可显著提高面内小阻尼颤振型的颤振速度。

发动机布局对机翼颤振特性的影响

较早的颤振研究中,大都不计发动机短舱的定常及非定常气动力对颤振的影响。而现代高涵道比大尺寸的翼吊发动机短舱再做这样的简化显然误差太大。《发动机布局对机翼颤振特性的影响》一文对大尺寸翼吊短舱之定常及非定常气动力乃至冀吊位置对颤振的影响做了计算讨论。研究表明,上述诸因素对颤振有着不可忽略的影响。

人行悬索桥软颤振特性风洞试验研究

随着旅游业的蓬勃发展,景观人行悬索桥越来越多,研究其颤振特性有助于提升该类桥梁的抗风设计水平。以西藏·八宿·怒江72拐峡谷玻璃吊桥为研究对象,利用节段模型自由振动风洞试验,测试了该主梁节段模型在不同工况下的软颤振特性,对比了不同风速条件下软颤振形态的异同。研究结果表明:人行悬索桥颤振呈现以扭转模态分支为主,振幅随风速增大而增大的软颤振特性;发生软颤振时,竖向振动频率与扭转频率相同且与系统扭转频率接近;不同攻角下颤振性能差异显著,随着攻角由正变负颤振临界风速不断增大,其中-5°颤振性能最好;负攻角下的相位差明显大于正攻角,耦合振动形态显著;通过增设水平导流板可以大幅度提高正攻角下的颤振临界风速,但会降低-3°和-5°攻角下的颤振临界风速。

展弦比对NACA0012弹性平直机翼颤振临界特性影响研究

展弦比是飞行器机翼设计的重要参数,研究其对机翼颤振临界特性的影响具有重要的工程应用价值。本文采用三维雷诺平均N-S方程和S-A湍流模型求解NACA0012弹性平直机翼的非定常气动力,结合由模态法建立的机翼结构动力学方程,发展了计算流体力学(CFD)/计算结构力学(CSD)颤振时域数值模拟方法。利用该方法研究了不同展弦比条件下机翼的颤振临界速度和频率。结果表明,由于展弦比较大且材质轻柔,机翼会出现一定幅度的垂向静弯曲变形。展弦比的增大不会影响机翼模态固有振型,但是会导致机翼颤振临界速度、颤振频率和模态固有频率的降低。

上下游干涉对转子叶片颤振特性的影响

使用自行开发的非定常流动数值模拟程序,分别考虑上、下游叶排干涉作用对转子叶片的颤振特性进行了研究,分析尾迹和势干扰对气动阻尼的影响规律.对转子叶片表面非定常压力进行傅里叶变换,使用能量法计算气动阻尼,研究不同叶片排轴向间距下气动阻尼的变化.通过考虑转静干涉效应的气动阻尼与单转子结果对比,总结了干涉作用对叶片颤振特性的影响规律;结果表明:上游导叶与转子一倍弦长间距时,获得正气动阻尼,与单转子预测的气动弹性稳定性结果相反.说明在进行颤振特性预测时必须考虑转静干涉作用;尾迹和势干扰的强度均随着轴向间距值的减小而加强,且都会加剧叶片气动弹性失稳.

T尾不同支持刚度的颤振分析研究

建立了T尾有限元模型,以及T尾带后机身等不同支持情况的动力学模型,并分别分析了它们的固有频率特性。为了简化计算规模,只进行一般地定性研究,忽略了T尾平尾有攻角、安装角或上反角引起的附加的广义气动力的影响,用偶极子网格法计算了临界颤振速度,并分析了不同的颤振特性。最后,得出后机身的不同支持刚度对T尾的临界颤振速度影响的趋势曲线。本次计算结果为以后的T尾的颤振分析打下了基础,为后机身的刚度分配提供了宝贵的数据支持。