变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点,以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象,首先建立结构有限元模型,并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态,采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力;然后采用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换,建立两种构型机翼的气动弹性模型;最后利用线性高斯二次型(LQG)法设计控制律进行颤振主动抑制,分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明:采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%,其提升效果优于常规舵面,所需舵面偏转峰值更小。

带全动翼尖飞翼布局的颤振规律

现代战斗机的任务性能要求满足高速、高机动、隐身、轻量化等多目标,无尾飞翼布局飞机的气动效率高,具有良好的机动性、低可探测性和飞发一体化优势。该布局采用翼身融合、多操纵面和全动翼尖的结构设计。全动翼尖机翼新型结构使得其气动弹性问题突出,其中全动翼尖结构和各个操纵面之间的耦合作用,使得颤振问题尤为突出。采用线性颤振法和模态跟踪技术研究全动翼尖机翼的颤振问题,通过研究发现,无尾飞翼布局飞机结构的颤振耦合类型主要有3种:机翼对称一弯和全动翼尖对称旋转耦合型(对称耦合型)、机翼反对称一弯和全动翼尖反对称旋转耦合型(反对称耦合型)及机身模态参与的颤振型。通过研究发现,反对称耦合型的颤振速度要低于对称耦合型,而在机身模态参与的颤振结果中,机身和机翼的耦合颤振速度高于前两者,机身和全动翼尖的耦合颤振速度低于前两者。影响对称耦合型颤振的主要结构因素有机翼弯曲刚度和全动翼尖旋转刚度,而影响反对称耦合型颤振的主要有机翼弯曲刚度、机身转动惯量和全动翼尖旋转刚度。总之,全动翼尖结构是造成无尾飞翼布局飞机容易发生颤振的内在因素。

颤振边界高效精确预测分析

高效精确地确定多种飞机构型的颤振边界在飞机设计过程中具有重要意义。为了提高计算效率和计算结果的准确性,针对亚声速和跨声速两种马赫数区域,提出分别采用线性和非线性方法进行非定常气动力分析。非线性分析在引入精确的定常气动力的基础上,采用高效率跨声速小扰动方程进行求解;颤振求解统一采用g法。对大型飞机的梁架—减缩刚度组合模型的空机及3种典型燃油构型进行涵盖飞行包线的全马赫数变高度颤振分析,结果表明:4种构型的颤振边界与颤振试飞边界一致,与其他分析方法相比,效率明显提高,尤其是对于多种飞机构型能够高效地获得准确的颤振边界,即说明本文采用的颤振边界预测方法是目前适用于工程上的一种高效精确的预测大型飞机颤振边界的方法。

超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法

针对超音速和高超音速流动的特点 ,分析并检验了各种气动力工程算法 (牛顿法 ,切楔 /切锥法 ,活塞理论 ,激波膨胀波法等 ) ,并将其推广运用于超音速和高超音速机翼的非定常气动力的计算中。通过与机翼结构运动方程的联立求解 ,在时间域内实现了超音速和高超音速机翼颤振的数值模拟。通过与实验结果的比较 ,证明该方法具有较高精度 ,误差能控制在 1 0 %左右。

迟滞非线性二元机翼颤振特性分析

采用多项式迟滞非线性模型建立二元机翼气动弹性运动方程,并用数值积分法进行求解。通过系统响应振幅随来流速度变化的分叉图和频谱分析发现,俯仰方向由于含有非线性因素,振动中的高阶分量随速度提高不断增加,并引起高次分叉。重点研究“机翼/空气”质量比以及“沉浮/俯仰”两个自由度的自然振动频率比对非线性颤振速度边界的影响,并提出可以通过提高自然振动频率比来减小迟滞非线性因素的不利影响。

结构和气动非线性机翼颤振分析

研究在超音速流中,含有结构和气动立方非线性的二元机翼的颤振.首先,对线性化系统的零平衡点进行特征值分析,表明系统颤振由Hopf分岔而产生;然后应用规范形直接法,推导出Hopf分岔解的规范形,许结合数值模拟分析超、亚临界分岔情形的极限环特点;最后分析了飞行马赫数和非线性刚度系数对分岔拓扑结构的影响,表明具有“硬”弹簧性质的结构及增大悬挂点与质心的距离都有助于提高安全性,而应避免“软”弹簧性质的结构.

带外挂二元翼极限环颤振的高次线化分析

本文针对在外挂上带有初偏间隙型非线性刚度的二元翼带外挂系统的极限环颤振,进行KBM法二次渐近解等效线化分析.结果表明,在某些情况下,用二次渐近解等效线化分析极限环颤振,其结果与数值积分结果基本一致,而一次渐近解等效线化分析则得不出满意的结果.这就是说,二次解等效线化比一次解等效线化更为可靠.

二元机翼带外挂系统极限环颤振次谐响应分析

借助于非对称分段线性振子的次谐分叉条件,本文首次讨论了二元机翼带外挂系统处于稳定极限环颤振情况下,外挂的次谐响应。算例表明,单自由度非线性振子的分叉条件能够预示非线性颤振系统的运动规律。

心房颤动左心房内线性消融后的非典型性心房扑动

目的 左心房线性消融治疗心房颤动 (AF)后的非典型性心房扑动 (AAF)值得引起重视。方法 2 4例患者 (男性 2 0例 ,女性 4例 ) ,年龄平均 5 1 2± 10 9(2 2～ 6 7)岁 ,左心房内径 33 9± 5 5(2 2～ 4 2 )mm。其中阵发性AF(PAF) 19例 ,持续性AF 5例。均在非接触式标测的指导下在左、右肺静脉口外进行环行消融 ,并在顶部肺静脉口间及二尖瓣环峡部行线性消融。在AF终止后经冠状静脉窦进行程序刺激以检验效果并观察是否存在AAF。结果 全部 19例PAF患者中 ,18例的左心房内线性消融获即时成功 ,1例经体外电转复 ;5例持续性AF者有 4例在消融后电转复成功 ,1例未能转复。共有 5例诱发出左心房AAF ,1例被超速抑制 ,2例在左心房顶部左、右肺静脉口之间 ,2例在二尖瓣峡部消融终止了AAF。在随访 7 5± 7(1～ 30 )月 ,除在肺静脉口间消融成功的 2例之外 ,其余 3例AAF均复发 ,2例服抗心律失常药物控制可维持窦性心律为主 ,1例因为 4∶1AV传导无症状而不愿接受治疗。结论 在左心房内进行线性消融治疗房颤存在引发非典型性房扑的可能 ,所采用的消融导管类型可能对其也存在一定影响 。

基于CFD技术的流场/结构时域耦合求解方法研究

针对流场/结构耦合方程,基于Adams隐式方法发展了一种杂交的线性多步法(HLMS),广义气动力项采用插值求解,结构项仍采用隐式格式计算,融合了显式方法耦合简单和隐式方法稳定性好的特点。该时域耦合迭代格式使用预估-校正法进行时间推进,仅需在预估步调用一次流场求解器,校正步的广义气动力项采用插值求解。算例运用非定常Euler方程计算了一个标准气动弹性模型(Isogai Wing)的颤振结果,并与几种经典的时域模拟方法进行了比较,证明该方法具有效率高、稳定性好、精度高的优点。

导管射频右房线性消融治疗阵发性心房颤动

报道导管射频右房双线性消融临床试验性治疗阵发性心房颤动 (简称房颤 )的结果。10例特发性房颤的患者接受治疗 ,用 8mm大头电极温控导管完成下腔静脉口至三尖瓣口的线性消融 ,用连续 4个大头电极的温控导管完成从下腔静脉口经界嵴至上腔静脉口的线性消融。术中及术后无 1例发生并发症 ,术后恢复过程无异于一般的导管射频消融术。术后随访 1～ 10月 ,其中 6例无房颤发作、2例房颤发作次数明显减少 ;此 8例中 ,6例在术中诱发房颤时房颤是由 b型心房扑动转变而来。另 2例房颤发作次数无明显变化。初步结果表明 :导管射频右房双线性消融对 b型心房扑动启动的阵发性房颤有较好的治疗效果 ,但仍需积累更多病例和做更长时间的观察。

立方非线性机翼的二重半稳定极限环分叉

对定常流作用下含立方非线性刚度的二元机翼颤振系统的二重半稳环分叉以及超临界Hopf分叉和次临界Hopf分叉进行了研究.在以线性刚度系数和流速为参数的二维参数平面内,求出了发生Hopf分叉的边界曲线的解析解,用谐波平衡法结合流速 等效刚度 颤振振幅关系耦合图找到了发生二重半稳极限环分叉的临界流速值.

不可压缩流中机翼外挂系统的分叉分析

考虑二元机翼外挂系统的三自由度动力学模型,建立了准定常气动力作用下机翼外挂系统的运动微分方程,通过Hopf分叉理论和数值模拟,研究了具有立方刚度非线性系统的颤振问题,并研究了系统临界颤振速度随线性刚度系数的变化规律。结果表明,机翼外挂系统将出现亚临界Hopf分叉,另外,随着线性刚度系数的增加,系统的临界颤振速度将减小。

不可压缩流中机翼颤振稳定性研究

研究两个自由度的机翼在不可压缩流作用下颤振的分支问题。运用罗司-霍维茨判据确定系统的分叉点,应用中心流形理论将四维系统降为二维系统,用直接求周期解方法对分叉点的真假中心及稳定性问题进行了分析,并研究了系统的极限环颤振。结果表明,本文研究的分叉点不是中心,而是稳定或不稳定焦点。在两个分叉点处,系统发生了超临界和亚临界Hopf分叉,产生稳定或不稳定极限环。

结构非线性对颤振特性的影响

基于描述函数法，对操纵系统的结构非线性问题，提出了用于描述函数法的耦合模态和非耦合模态的综合计算模型．使用跨音速非定常空气动力，对扑动间隙和旋转间隙进行研究．揭示了全动水平尾翼振动的根源主要是操纵间隙造成的，为其它同类问题提供了可行的工程分析方法．

迟滞非线性气动弹性反馈线性化自适应控制

首先将含操纵面二元机翼的动态方程以状态空间形式描述,基于Lie导数对其进行了输入/输出局部反馈线性化;然后考虑迟滞非线性模型存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论进行了自适应控制律设计.仿真结果显示:在内动态稳定的情况下,所设计的控制律能够使开环不稳定气动弹性系统受扰后快速地回复到原来的稳定状态,并且在控制面偏转存在限制的情况下仍能实现对非线性颤振的控制.

迎角对间隙舵面的非线性颤振特性影响研究

针对典型超音速舵面,采用基于CFD(computational fluid dynamic)技术的当地流活塞理论计算气动载荷,运用等效线化方法分析带有间隙非线性的舵面颤振特性。研究飞行迎角和舵面间隙大小对系统极限环颤振特性的影响规律。计算结果表明,适当赋予一定的气动预载荷、减小间隙大小等措施,可以提高带有间隙舵面的气动弹性稳定性。对于该舵面模型而言,无间隙颤振速度和舵面间隙大小满足国军标要求时,有间隙舵面在实际飞行中不会发生破坏性颤振,只在0°迎角情况下才会出现微幅极限环运动。

用规范型直接法研究立方非线性机翼的颤振

研究了在不可压缩流中具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼的颤振问题。首先,对系统平衡点进行了特征值分析,得到在Hopf分岔点附近的颤振参数方程。然后,应用规范形直接法的M ap le推导程序,计算得到Hopf分岔的规范形,并数值模拟验证了超、亚临界类型分岔情形下响应对初值的依赖性。最后,分析了线性和非线性刚度系数对颤振响应拓扑结构的影响。

不可压缩流中二元翼运动的分支问题

考虑两个自由度的机翼在不可压缩流作用下运动的分支问题 ,弹簧的非线性刚度考虑为立方项。化方程为四维一阶微分方程 ,解析求出了系统发生叉式分支与Hopf分支的临界流速值 ,研究了在两个参数平面上的平衡点和极限环的稳定性及其个数。

基于滑模观测器的机翼颤振主动抑制设计

颤振主动抑制(AFS)是国际上普遍推崇的颤振问题解决方案,对现代飞行器设计具有重要意义。基于国际上滑模观测器的二维机翼AFS应用,以双后缘控制面真实机翼模型为对象,发展一种低阶滑模观测器的三维机翼AFS设计方法。该观测器性能优越、特点鲜明,但传统的设计流程繁琐,限制了其在高阶模型对象上的使用。本文借助线性二次型高斯(LQG)方法中的最优滤波器增益矩阵,提出一种简化的滑模观测器设计流程。结合气动弹性物理背景,使本文方法理论上能够应用于实践。算例对比分析结果表明,本文方法比LQG方法具有更好的抵抗噪声能力。