后掠翼外挂系统非线性响应分析

在几何非线性项的影响下,机翼外挂系统响应较为复杂。为了研究几何非线性对系统响应的影响,以后掠翼为模型,建立了后掠翼外挂系统的非线性运动微分方程,采用假设模态法求解了后掠翼振型函数,并利用伽辽金法对系统方程进行了离散得到了系统矩阵方程;利用MATLAB对系统方程进行了数值仿真,得到了不同速度范围的翼尖扭转分叉图,结合典型速度下翼尖扭转的相图与庞加莱截面图研究了非线性项对后掠翼外挂系统响应的影响。结果表明:当速度大于颤振临界速度后,系统会经历极限环振动、拟周期运动和混沌运动。

一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术

提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的分离特性,解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈,为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性提供一套工程实用的解决方案。

偏航、侧摆联接刚度对带外挂三角机翼颤振特性的影响

本文对一带外挂三角翼模型进行了颤振理论计算和风洞实验。分析了机翼/外挂系统偏航及侧摆联接刚度对颤振特性的影响,并在低速风洞中进行了模型吹风实验。实验结果与理论计算相吻合,根据研究结果,得出了一些有参考价值的结论。

联接刚度对机翼/外挂系统颤振边界特性的影响

本文对带外挂物二元机翼的颤振特性进行了理论和实验研究,主要分析机翼与外挂物之间俯仰联接刚度对颤振边界的影响。在大量算例的分析基础上,给出了颤振频率及颤振边界变化的一般规律及对颤振边界类型的一般判别方法,颤振模型的风洞实验验证了理论分析结果的正确性。

网格嵌套法在复杂流场计算中的应用

研究了机翼机身组合体带有外挂物如导弹、短舱等的流场特性。在计算中，机翼机身作为整体生成网格，外挂物单独生成网格。用多块网格法建立两套网格的重叠区，作为两个流场子域计算交换流场信息的嵌套边界。文中翼身组合体流场计算的控制方程用欧拉方程。用有限体积法离散方程，用显式龙格库塔时间步进法计算离散化方程。同时，文中还探讨了不同子域用不同控制方程以及采用不同离散格式，如分别用顶点格式和结点格式时，所需作的特殊处理。

带外挂后掠机翼极限环颤振的分析与实验研究

从理论及实验两方面，研究了带外挂后掠机翼的极限环颤振分叉现象，得到了稳定、半稳定及不稳定极限环。理论分析采用谐波平衡法，并通过在时域拟合非定常空气动力后，用数值积分法对所得结果进行了比较。风洞实验结果验证了理论分析结果的正确性。

复合材料机翼/外挂系统颤振特性分析

综合考虑复合材料机翼的材料耦合和几何耦合的特点,利用Hamilton原理建立了非定常气动力作用下复合材料机翼/外挂系统的气动弹性运动方程。采用微分求积法进行离散,运用MATLAB语言编程对系统响应进行数值仿真。计算结果表明:用微分求积法计算复合材料机翼的颤振特性是可行的;随材料耦合刚度的增加,机翼的颤振临界速度出现了双峰值;而对于复合材料机翼/外挂系统,颤振临界速度随材料耦合刚度的变化规律较为复杂,与外挂参数的设置相关。

碰撞阻尼器抑制机翼／外挂颤振的研究

对利用碰撞阻尼器抑制机翼／外挂颤振问题进行了研究，分析了碰撞阻尼器抑颤的机理，提出了“模态转移抑颤”的概念．针对碰撞阻尼器的非线性阻尼特性，在抑颤机理分析中采用了等效线化法和数值仿真法两种途径，并对一个带翼尖外挂的准三角机翼模型进行了抑颤风洞实验．实验结果及理论计算都证明了该方案的可行性：在机翼外挂联接处安装碰撞阻尼器后，系统的颤振速度提高了２９．４％，颤振品质也大获改善。

利用双目标优化寻求颤振抑制控制律

本文对一个三角机翼/外挂系统的颤振主动抑制进行了系统的研究。在理论上,对如何应用现代控制理论设计优化控制律进行了探讨;对非定常气动力拟合的Pade矩阵近似作了改进;提出了用理想极点和二次型性能指标进行双目标优化来确定加权矩阵的思想;在实现上,用状态观测器和单秩法极点配置两种方法设计了输出反馈控制律。风洞实验结果表明:用本文的方法所综合的控制律是合适有效的,成功地使机翼/外挂系统的颤振速度提高了15.7％,与理论计算结果吻合良好。

带外挂二元机翼颤振模态的转变

本文采用定常空气动力,对机翼外挂系统按频率重合理论进行颤振分析,从而确定最低颤振速度随外挂俯仰频率变化的颤振边界曲线。结果表明,可以根据固有振型的变化情况对颤振模态的转变做出工程判断。

带外挂机翼的极限环颤振分析

首先基于哈密顿原理推导带外挂机翼的弯扭动力学方程。利用Dirac函数考虑外挂位置的影响;采用拉格朗日乘子方法考虑梁模型轴向不可伸缩的约束;带外挂机翼的动力学方程考虑了结构非线性、气动非线性和外挂非线性,并将非线性的阶数扩展为3阶。其次引入无量纲化参数对动力学方程进行无量纲化处理。最后基于梁模型的边界条件,利用伽辽金方法及主振型的正交性将偏微分方程离散为常微分方程,并改写成矩阵和状态方程的形式。利用k方法进行线性颤振的计算;选取弯曲运动速度为零的点作为Poincare截面点,基于分叉图来研究带外挂机翼弯曲、扭转的极限环颤振特性。

长直机翼带外挂系统的气动弹性响应研究

综合考虑长直机翼的几何非线性和外挂与机翼连接处的结构非线性,建立了长直机翼带外挂系统的气动弹性力学模型。采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了长直机翼带外挂系统的运动微分方程,通过数值模拟研究了系统的气动弹性响应及其稳定性。结果表明:随流速的增加,系统呈现出复杂的响应,翼尖扭转角先后经历了极限环振动、拟周期运动、混沌运动、周期运动,最后系统出现屈曲现象。

大展弦比带外挂机翼的颤振分析

基于哈密顿原理推导建立大展弦比带外挂机翼的动力学方程。为了分析大展弦比机翼特性,考虑了大展弦比机翼的平面内弯曲效应,将传统机翼的弯扭动力学方程扩展到大展弦比机翼的弯弯扭方程;利用Dirac函数考虑外挂位置的影响;采用拉格朗日乘子的方法考虑梁模型轴向不可伸缩约束。引入无量纲化参数对动力学方程进行无量纲化处理。基于梁模型的边界条件,利用伽辽金方法及主振型的正交性将偏微分方程离散为常微分方程,并改写成矩阵和状态方程的形式。利用K方法进行颤振计算,分析外挂参数如外挂质量、位置和转动惯量对机翼外挂系统颤振速度的影响,并分析了各种速度条件下的响应历程。

机翼/外挂系统的颤振主动抑制研究

本文对颤振主动抑制控制律进行了研究。研究对象为一小展弦比带外侧导弹的机翼颤振模型,模型具有外侧后缘控制面。依据该模型的全部动力特性和刚度特性,以最优控制为基础,采用动态补偿器方法,设计了两阶控制律。对该控制律进行了风洞实验验证。实验结果表明:颤振临界速度提高了14％以上。理论计算结果与实验结果一致。

长直机翼带外挂系统的颤振及响应研究

考虑长直机翼的几何非线性,采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了长直机翼带外挂系统的气动弹性运动方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的颤振特性及响应。结果表明:增加外挂质量,安装在靠近翼尖位置并且位于弹性轴之前约40%半弦长时,颤振临界速度最大;外挂连接刚度的降低,会使颤振临界速度减小。由于几何非线性的影响,系统的响应非常复杂,这里的算例经历了从收敛到单个极限环振动,经拟周期运动进入混沌,再由混沌进入周期3的过程。

带外挂机翼颤振分析的传递函数方法

将传递函数方法应用于带外挂机翼的颤振分析。利用干净机翼的弯扭振动微分方程和Therdorson非定常气动力模型建立了机翼颤振方程。将外挂视为与机翼连接的具有质量及转动惯量的刚体,且考虑机翼与外挂间的俯仰联接刚度,通过变形协调和内力平衡等连接条件引入机翼颤振模型。运用传递函数方法,将颤振微分方程转换为状态空间形式,通过求解复特征值问题获得了带外挂机翼的颤振速度和颤振频率。通过与已有文献及有限元结果对比,验证了该方法的正确性和有效性。最后,讨论了外挂质量、转动惯量、外挂位置、挂架俯仰联接刚度等因素对带外挂机翼颤振特性的影响。

外挂物对大展弦比直机翼颤振特性的影响

为提高带外挂物大展弦比直机翼的颤振速度,基于假设模态法提出一种带集中质量弯扭组合梁模态分析手段,结合片条理论考察外挂物不同质量及布置形式对机翼颤振特性的影响。首先,基于弯扭组合梁建立带外挂物大展弦比直机翼的结构动力学模型,并利用假设模态法得到其弯曲和扭转模态。其次,引入片条理论近似计算有限翼展升力面的气动力,调整外挂物的质量、数目及其在机翼展向和弦向的相对位置,得到外挂物对机翼颤振特性的影响规律。最后,利用在机翼前缘附近悬吊小质量外挂物可提高机翼颤振速度的优势,探究颤振速度恢复方法并提出颤振速度恢复的优化问题,使得携带外挂物的机翼与不携带外挂物的机翼颤振速度基本相同。研究结果表明,外挂物的不同悬挂方式可引起机翼颤振模态的跳转,在以俯仰为颤振主模态的机翼上可调整外挂物位置以恢复原机翼的颤振速度。

用解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的低速风洞试验研究

进行了用解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的低速风洞试验研究。试验分别在二元机翼及大展弦比机翼颤振模型上进行。试验结果表明:机翼/固接外挂颤振速度低于单独机翼颤振速度;而当外挂俯仰频率落入柔性区范围时,机翼/铰接外挂颤振速度高于单独机翼颤振速度,且其颤振速度对外挂惯性特性的变化比较不敏感。试验结果还表明:阻尼对用解耦挂架抑制机翼/外挂颤振的效果有重要影响。阻尼过小时,可能发生以外挂模态为主的颤振,使颤振速度降低。文中还讨论了外挂铰点弦向、展向位置的影响。同时进行了相应的理论计算,计算结果与试验结果基本相符。

亚跨声速风洞机弹干扰试验技术

介绍了一种利用小尺寸风洞进行亚跨声速挂弹/载机干扰试验的试验技术,该试验技术是在小尺寸风洞内进行挂弹/载机局部干扰试验,可以测量挂弹投放过程中作用于挂弹及其折叠尾翼上的气动力和舵效率。为验证该试验技术,选取了某空射型导弹进行了挂机干扰试验验证,试验前对局部干扰流场和完整干扰流场进行了数值计算,计算结果表明局部干扰流场与完整干扰流场流态基本一致。试验结果表明,小风洞对局部流场的模拟可以取得合理的试验结果,该试验技术具有可行性。

外挂俯仰连接刚度对机翼颤振的影响

本文使用v-g法、Niblett法和模型风洞试验3种方法,分析了机翼和外挂间俯仰连接刚度对机翼颤振的影响。并提出了“气动压力中心线”概念。用振型节线与压力中心线相对位置的变化,解释机翼/外挂颤振类型变化的机理。