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。     

具有迟滞非线性的高超声速机翼颤振分析

本文采用两自由度的二元机翼模型,研究高超声速机翼由于气动弹性引起的机翼颤振问题.考虑了由于机翼连接部位的松弛和摩擦引起的机翼迟滞非线性特性的影响,采用三阶活塞理论给出高超声速机翼的非线性气动力和气动力矩.通过数值模拟,获得系统的时域响应曲线和Poincare图,分析发现,随着系统参数的变化,二元机翼会出现极限环、分岔等复杂的动力学行为,并发现迟滞非线性参数对系统极限环幅值、分岔和混沌特性有较大影响.     

机翼/外挂颤振主动抑制的控制律研究

本文介绍了对机翼/外挂系统的颤振抑制控制律的研究。并用三种控制律的结果进行了风洞实验验证。结果表明:控制律的设计是成功的,理论计算与实验结果吻合良好。 文中重点介绍了两种控制律,它们都是以现代控制理论为基础。首先,把最优控制理论与颤振分析的状态空间法相结合,得到状态反馈。然后导出不同的输出反馈。文中,还讨论了该系统的阵风减缓和稳定裕度。 为对比起见,还给出了在同一模型上,用气动能量概念方法导出的控制律。由此,可看出它们在颤振抑制效益上的差异。     

飞行器非线性气动弹性和颤振主动控制研究进展

首先，针对发展性能先进的新一代飞行器所涉及到的非线性气动弹性理论与分析技术，结合国内外研究进展情况，着重从建模技术、求解方法、非线性气弹特性分析几个方面进行概括总结。其次，对在飞行器设计中一直颇受关注的、智能材料在飞行器结构颤振及振动主动控制中应用研究现状也给予简要的介绍。最后指出一些尚待进一步研究的问题。     

颤振的增益调度控制实验研究

本文对机翼外挂系统颤振的半主动抑制实验进行了研究分析,在引入电磁阻尼器对风振控制的同时,根据增益调度控制原理设计并制造了控制系统,在风洞实验中实现了电磁阻尼器对系统的颤振半主动抑制,为颤振抑制的实现又提供了一种实验的方法。     

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。     

带外挂三角机翼极限环颤振的实验研究

本文从实验方面来研究室外挂俯仰有预加载间隙对颤振的影响。风洞吹风中测出了单稳定极限环、双稳定极限环颤振的情况。实验结果与谐波平衡法计算值进行了比较。     

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。     

不可压气流中二元机翼颤振的分岔点研究

对不可压气流中二元机翼颤振系统的分岔点进行了研究,应用中心流形理论将四维系统降低了二维系统,用后继函数判别法对分岔点的真假中心及稳定性问题进行了分析。     

全机低速颤振模型的全机稳定性分析

研究全机低速颤振模型在风洞试验时出现的两种全机不稳定性纵向静不安定和纵向动不稳定.研究它们出现时的气流速度(临界速度)随哪些因素变化及其变化规律,以便找到提高临界速度的方法,从而使全机低速颤振风洞试验能顺利进行.     

基于广义预测控制的结构半主动控制研究

相对于主动控制和被动控制来讲,半主动控制具有一些更好的特色,对结构控制的应用有着较强的吸引力。本文以可调液柱阻尼器(TLCD)作为作动器来实现结构半主动控制,考虑到TLCD具有非线性阻尼特性,为了使结构控制能够顺利实现,本文采用了阶跃控制函数。为了使TLCD能够应用于实际结构,本文研究了基于离散状态方程的广义预测控制方法,并提出了单向控制策略。本文最后给出了计算实例。算例表明这一方法是有效的。     

MR阻尼器的半主动控制研究

MR阻尼器能提供可以调节的阻尼力,适合用作减少结构地震响应的半主动控制器。本文对MR阻尼器的半主动控制进行研究,提出了状态跳跃算法,根据结构响应的大小实现MR阻尼器的状态切换,使结构响应得到有效的控制。这种控制策略简便,不需要在线计算,便于实施。由于速度响应直接影响MR阻尼器的阻尼力,建议用速度响应作为MR阻尼器进行状态切换的变量。文中给出了两个算例,进行了计算分析和比较,说明了状态跳跃控制算法的特点。     

Numerical Analysis of the Nonlinear Flutter of Viscoelastic Plates

The flutter velocities of viscoelastic plates are determined. It is shown that the viscoelastic characteristics reduce them__________Translated from Prikladnaya Mekhanika, Vol. 41, No. 5, pp. 91–96, May 2005.     

Chaotic Analysis of Nonlinear Viscoelastic Panel Flutter in Supersonic Flow

In this paper chaotic behavior of nonlinear viscoelastic panels in asupersonic flow is investigated. The governing equations, based on vonKàarmàn's large deflection theory of isotropic flat plates, areconsidered with viscoelastic structural damping of Kelvin's modelincluded. Quasi-steady aerodynamic panel loadings are determined usingpiston theory. The effect of constant axial loading in the panel middlesurface and static pressure differential have also been included in thegoverning equation. The panel nonlinear partial differential equation istransformed into a set of nonlinear ordinary differential equationsthrough a Galerkin approach. The resulting system of equations is solvedthrough the fourth and fifth-order Runge–Kutta–Fehlberg (RKF-45)integration method. Static (divergence) and Hopf (flutter) bifurcationboundaries are presented for various levels of viscoelastic structuraldamping. Despite the deterministic nature of the system of equations,the dynamic panel response can become random-like. Chaotic analysis isperformed using several conventional criteria. Results are indicative ofthe important influence of structural damping on the domain of chaoticregion.     

Nonlinear high-frequency flutter of a plate

In recent studies of the problem of linear stability of a plate in a supersonic gas flow a new (“high-frequency”) type of flutter, which cannot be obtained by means of the piston theory usually employed in these problems, was found to exist together with the classical (“low-frequency”) type. In the present study a new method of calculating the pressure acting on a high-frequency vibrating plate is proposed and, using this method, high-frequency flutter is investigated in the nonlinear formulation and the flutter vibration amplitudes are determined.     

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.     

An Optimal Nonlinear Feedback Control Strategy for Randomly Excited Structural Systems

A strategy for optimal nonlinear feedback control of randomlyexcited structural systems is proposed based on the stochastic averagingmethod for quasi-Hamiltonian systems and the stochastic dynamicprogramming principle. A randomly excited structural system isformulated as a quasi-Hamiltonian system and the control forces aredivided into conservative and dissipative parts. The conservative partsare designed to change the integrability and resonance of the associatedHamiltonian system and the energy distribution among the controlledsystem. After the conservative parts are determined, the system responseis reduced to a controlled diffusion process by using the stochasticaveraging method. The dissipative parts of control forces are thenobtained from solving the stochastic dynamic programming equation. Boththe responses of uncontrolled and controlled structural systems can bepredicted analytically. Numerical results for a controlled andstochastically excited Duffing oscillator and a two-degree-of-freedomsystem with linear springs and linear and nonlinear dampings, show thatthe proposed control strategy is very effective and efficient.     

时滞对结构振动半主动控制效果的影响

应用磁流变阻尼器对结构振动进行控制，采用最优控制原理设计了控制器，给出在地震激励下结构半主动控制的仿真计算。研究了时滞对结构振动半主动控制效果的影响。数值结果表明：本文设计的半主动控制策略可有效地减小结构的振动响应，时滞对磁流变半主动控制效果随着时滞的增大而变差，但时滞不会导致该反馈控制系统的失稳。     

结合CFD和当地流活塞理论的全机组合体超声速颤振分析

针对翼．身组合体飞行器面对称布局的特点,利用模态振型的对称和反对称性,以分枝模态法建立结构的运动微分方程,结合CFD的当地流活塞理论计算飞行器的非定常气动力,建立飞行器全机组合体的气动弹性数学模型。对飞行器进行了来流为1．5～7马赫数下的颤振分析,结果与全CFD／CSD耦合时域仿真结果较好吻合,验证了本文方法在工程设计中的有效性和可行性。本文方法的效率在相同精度下比CFD／CSD耦合的时域方法高100倍。