民机翼型跨音速风洞颤振模型的模态分析

民用飞机在跨音速区的颤振特性是其设计的关键限制之一,与飞机的安全性息息相关．跨音速颤振的计算会遇到激波、流动分离等高度非线性的气动问题,因此在计算跨音速颤振问题时往往把注意力放在气动力的计算精度上．但是,如果模态分析的计算精度不够,同样无法获得可靠的颤振计算结果．本文采用HyperMesh软件进行有限元建模,主要结构件均保留了原始结构的几何信息,通过设置材料密度模拟结构的质量分布．由NASTRAN软件的Lanczos求解器完成模态分析并给出主要关注的四阶模态,经过简单的有限元模型修正,使四阶模态的计算频率与试验频率一致,计算和试验的固有振型一致,为后续的跨音速颤振分析打下基础．     

航空发动机模拟机匣动力学模型修正研究

针对有限元建模中由于各种误差(如建模误差等)会给计算结果精度带来影响的问题,提出了一种利用模型修正来提高有限元计算结果精度的方法。首次使用了一阶优化方法,以所测试的模态频率和振型为参考,对有限元模型进行修正。首先,以某航空发动机模拟机匣为研究对象,对其进行模态测试,得到其模态频率和振型。然后,以机匣的前10阶计算模态频率与测试模态频率之间误差最小为优化目标,使用Nastran软件对各部件有限元模型中单元的弹性模量进行了修正,并计算了模型修正前后的机匣模态频率和振型,同时与测试模态频率和振型进行对比。结果表明,修正后的有限元模型计算结果与测试结果吻合良好,二者模态振型一致,模态频率的最大误差不超过1%。由此说明修正弹性模量的模型修正方法合理、可行,适用于工程上大型复杂结构的有限元准确建模。     

大展弦比机翼非线性颤振特性研究

为了研究大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合时的颤振特性,首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性,建立了大展弦比机翼非线性颤振分析的简化模型,即盒段模型;然后通过组合不同的水平弯曲频率、扭转频率形成不同的接近模式,系统分析了不同接近模式对盒段模型非线性动力学特性的影响规律,提出了水平弯曲频率和扭转频率发生模态交换的存在条件。在此基础上通过对盒段模型进行非线性颤振分析发现:水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度,增大水平一弯的频率有助于该类颤振速度的提高;在水平一弯频率和扭转频率逐步接近时,会导致机翼颤振速度显著下降,且颤振类型会由水平一弯和垂直弯曲耦合的颤振转化为水平一弯和扭转耦合的颤振。     

适用于几何非线性气动弹性分析的结构动力学降阶模型方法研究

几何非线性是壁板颤振和大展弦比机翼气动弹性等问题的一个主要特征,在进行数值仿真分析时往往需要采用商业非线性有限元求解器,存在计算量大和耦合迭代策略不易控制等问题。本文发展了一种适用于几何非线性的结构动力学降阶模型(CSD-ROM),利用广义坐标的非线性多项式表征非线性内力,采用参数识别方法获取多项式系数,并通过增加额外的线性模态来改善模型预测精度。基于此方法,分别针对壁板颤振、切尖三角翼的CFD/CSD-ROM非线性颤振问题开展了时域响应分析。计算结果表明,通过CSD-ROM计算出的壁板颤振速度为590 m/s,颤振频率为174 Hz,与有限元结果误差分别为0.8%和1.7%。马赫数0.879时切尖三角翼的颤振动压预测结果为2.25 psi,与非线性有限元相比的误差为3.8%。本文采用的非线性和线性模态基底组合方法,在保证计算精度的基础上可有效降低训练样本数量,一定程度上可替代非线性有限元开展气动弹性分析。     

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。     

简化有限元方法的波纹管模态分析

采用简化方法对单层U型波纹管进行有限元模态分析。在长度,质量,对轴线转动惯量,体积,轴向弹簧比率以及周向弹簧比率不变的前提下,把波纹管简化成直壁薄管,用直壁薄管模型代替波纹管模型进行有限元模态计算。简化了计算模型,减少了计算量,提高了计算效率。本文给出了明确的等效直壁薄管的几何参数,物性参数的求解公式,改变了Broman人为设定直壁薄管厚度的方法,取得了更加准确的计算结果,使利用直壁薄管模型求解波纹管固有频率具有通用意义。进行了直壁薄管模型得到模态振型与波纹管模型得到模态振型之间的比较,认为直壁薄管模型可以求解波纹管的振型。     

环形桁架结构模态实验及有限元仿真分析

针对大型可展开环形桁架天线结构开展了模态实验和有限元仿真分析。首先设计加工了环形桁架实验模型,采用锤击法对自由边界条件下环形桁架结构进行了实验模态分析,得到环形桁架结构的前六阶固有频率及其对应模态振型,并通过模态置信准则对实验结果进行了可靠性分析。其次,建立了环形桁架实验模型的有限元模型并进行模态分析,仿真得到其前六阶固有频率和模态振型。最后详细对比分析了实验结果与有限元仿真结果。结果表明:二者固有频率误差小于5%,且实验模态振型与有限元仿真模态振型一致,证明了本文分析结果真实可靠;同时,分析得到了环形桁架结构第一、二阶振型为椭圆形,第三、四阶振型为三角形,第五、六阶振型为四边形。     

考虑几何非线性的复合材料机翼气动弹性分析

本文研究结构几何非线性与气动力非平面效应对大展弦比复合材料机翼的气动弹性行为的影响．将非线性有限元法与曲面涡格法结合，计算机翼静气动弹性变形；通过曲面偶极子格网法结合静气动弹性平衡位置处的结构切线刚度，建立气动弹性方程并求解得到机翼颤振速度．针对板模型机翼，分析了迎角对机翼几何非线性气动弹性特性的影响．结果表明：本文复合材料板模型机翼的颤振形式不受水平弯曲模态影响，属于经典弯扭颤振；在几何非线性的影响下，机翼扭转频率随结构变形增大而明显减小，颤振速度随迎角增大而减小．     

高速小展弦比机翼颤振的微分求积法分析

引入微分求积法,分析高速小展弦比机翼的气动弹性问题。将小展弦比机翼等效为悬臂板,基于一阶活塞气动力理论建立机翼颤振偏微分方程,采用微分求积法将偏微分方程转化为常微分方程,根据频率重合理论对颤振问题进行求解。分析了机翼的固有频率及颤振速度,并与有限元软件计算结果进行比较,误差在2％以内,很好的验证了微分求积法求解小展弦比机翼颤振问题的有效性。分析了机翼面积、展弦比及厚度对颤振速度的影响,结果表明,小展弦比机翼的颤振速度受结构尺寸的影响较大,颤振速度随面积和展弦比的增大而减小,随机翼厚度的增大而增大。     

力学复合环境下挠性陀螺仪的动力学分析

为研究分析挠性陀螺仪在过载振动复合环境下附加误差形成的机理和建立误差补偿模型,从结构分析入手,采用有限元分析软件ANSYS建立陀螺仪的实体模型和有限元模型,计算陀螺仪的章动频率,并与实验测量值进行比较,验证了模型的正确性;对挠性陀螺仪在过载-振动复合环境中的动力学特性进行分析研究,得到了各节点轴向位移,结合施加的载荷即可以计算得到陀螺仪的漂移角速度;同时通过模态分析计算得到陀螺仪的固有频率及相应振型.     

大跨机库桁架屋盖结构原型动力特性的实验研究

通过对跨度为(100+150m)的机库桁架屋盖结构的现场环境激励结构动力特性测试,利用谱分析方法对实测数据进行了分析,得出了结构的自振频率和振型.采用结构分析软件Midas建立屋盖的空间模型,采用特征向量法,得到了该结构的动力固有特性.有限元计算结果与动力试验结果在前3阶基本周期有相同的差异,各自所对应的振型吻合较好.结果表明环境激励下识别出该屋盖的低阶模态,可作为该机库的有限元模型修正和健康监测的基础.     

基于实验模态分析的点阵夹层结构动态性能预测

引入均一化等效理论,对金字塔型结构芯体夹层材料的芯体弹性常数进行均一化等效处理,并将其用于研究该夹层材料结构的动态性能．同时采用三维（3D）离散有限元模型计算了结构的动态性能．为验证了理论预测的正确性,设计并制备了金字塔点阵悬臂梁,进行了实验模态分析,将实验结果与理论计算的各阶自振频率进行了比较．结果表明：该模型对低阶自振频率的计算结果与实验结果、3D离散有限元模型计算结果吻合得都比较好,一阶自振频率误差不到5％,其它误差在10％左右．     

火炮试验架动态特性试验模态及数值分析

火炮后坐力试验台架的动态特性,直接影响火炮发射试验时的测试准确度,并会对火炮性能的准确评价产生影响．通过结构有限元计算模型和试验模态分析的结合,在结构有限元计算模型的基础上,寻找最佳结构响应点和激励点,优化试验模态分析模型,得出了火炮后坐力试验台架的固有频率和振型．分析结果表明,有限元分析可以极大地提高试验模态分析的效率,从而快速准确地获得结构的动态特性．     

两种湍流模型时域颤振计算方法研究

采用时域计算分析方法进行了机翼跨音速颤振特性研究。在结构运动网格的基础上,采用格点格式有限体积方法进行空间离散和双时间全隐式方法进行时间推进求解雷诺平均N-S方程。针对流动粘性分别应用了SST湍流模型和SSG雷诺应力模型,通过对跨音速标模算例AGARD445.6机翼的计算结果与实验值的对比分析,其中应用SST湍流模型得到的颤振速度与实验值最为接近,特别是在跨音速段平均相对误差在3%以内;并且计算结果整体上反映了跨音速颤振"凹坑"物理特性,验证了方法的有效性。     

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。     

超声速飞行器壁板非线性颤振响应分析的时域法与频域法对比研究

为考查基于假设模态法在时域中开展壁板非线性颤振分析的可行性,在相同的参数下,分别采用时域方法和频域方法研究了超声速飞行器壁板的非线性颤振响应,并从壁板的颤振幅值、颤振频率和颤振型态三个方面对时域和频域分析结果的一致性作了较详细的比较。首先,基于von Karman应变－位移关系和Mindlin板理论建立考虑几何非线性的壁板力学模型,应用一阶活塞理论分析壁板上单面承受的超声速准定常气动力,基于虚功原理和有限单元法推导壁板的运动微分方程。然后,用壁板的线性固有模态作为假设模态,减缩系统的自由度而得到降阶模型。采用四阶龙格-库塔法对降阶模型作时域数值积分,得到壁板的非线性颤振响应。另一方面,假设壁板的极限环颤振为简谐振荡,可对壁板的非线性刚度作等效线性化处理,进而在频域中直接在有限元（未降阶）模型的基础上分析壁板的颤振幅值、颤振频率和颤振型态。数值分析表明,当极限环颤振为简谐振荡时,时域方法和频域方法的计算结果符合一致。本文最后讨论了时域法和频域法应用在壁板非线性颤振分析中各自的优点和局限性。     

振动台虚拟试验的建模和仿真研究

本文阐述了电磁振动台虚拟试验仿真的必要性.借助 MSC.Patran/MSC.Nanstran,建立了电磁振动台的有限元分析模型,详细阐述了建模方法.在空载工作状态下,进行了电磁振动台的模态试验,利用试验结果对有限元模型进行了频率、振型修正.最后对电磁振动台分析模型进行频率响应分析,确定振动台的阻尼及主要特性参数.结果表明,仿真模型计算结果和试验结果一致,材料参数能够反映真实的材料特性,各项特性参数也满足国标要求.说明本文建立的振动台分析仿真模型是合理可靠的,可用于振动台虚拟试验.     

机翼双梁模型的动力学修正及应用

由于全尺寸机翼有限元模型太过复杂,不能用于大型客机翼吊发动机振动载荷的传递特性研究,本文提出了一个全新的机翼双梁动力学模型概念。基于机翼双梁模型的主要模态对其结构刚度不确定参数的灵敏度分析,选取翼梁及翼肋的水平、垂直、扭转刚度参数作为有效设计变量对双梁模型进行了动力学修正,使其与全尺寸机翼有限元参考模型前6阶模态频率的最大误差小于11.11%,大大提升了机翼双梁模型的动力符合性;集成建立了大型客机“吊架-机翼-机身”全机动力有限元模型,并计算了巡航状态下发动机振动载荷经机翼传递到机身各框段的动载荷分布特性。分析结果表明：机翼双梁模型较好地满足了发动机振动载荷传递及振动传递路径分析研究需求,为民机舱内声学预计及发动机隔振安装设计提供了基础数据。     

弹性机翼阵风响应数值计算方法

建立了求解弹性机翼阵风响应的计算方法.在计算中,通过采用数值方法求解三维非定常Euler方程来获得气动特性;采用模态叠加的方法考虑弹性影响,实现了流体力学和弹性力学的耦合计算.通过对刚性机翼在攻角突然增大的阵风作用下的响应历程计算和二维NLR7301翼型的极限环振荡计算,对计算方法进行了验证.此后在"1-cos"阵风响应的计算中考虑弹性效应影响,先是只考虑了结构变形的前三个基本模态,弹性机翼气动力响应的计算结果与刚性机翼的响应计算结果有比较大的区别,弹性机翼阵风响应的升力峰值低于刚性机翼,这与文献中的结果是一致的.最后在计算中考虑了高阶弹性模态,计算结果表明:考虑高阶模态后,机翼气动力计算结果的总体变化趋势与只考虑前三个模态时基本一致,但结果中出现了高频的波动,波动的频率与高阶模态本身的频率有关.     

配重位置对全动舵面颤振抑制效果研究

为了研究配重位置对舵面颤振特性的影响,用有限元方法分析了舵面模态,用当地流活塞理论计算非定常气动力,应用Lagrange方程,建立基于模态坐标的颤振运动方程。研究表明:不同位置配重导致不同的颤振边界,放置于前缘与尖弦交点对提高临界动压效果最为明显;在工程设计中,不能简单的以质心前移或者增大扭转-弯曲频率比来指导全动舵面的颤振抑制设计,在前缘与根弦交点附近处加配重使得质心前移,甚至会使临界动压下降;配重通过削弱振型的耦合程度来抑制颤振,配重位置应尽量取在前缘与尖弦交点附近,使得弯、扭振型耦合程度削弱。