结构力学的动态不稳定性

在本回顾性文章中,作者着重论述在结构的稳定性和超临界行为中需要采用动力学方法进行分析的问题．它们包括以下的动态不稳定性：（１）参数激励振动;（２）在冲击载荷下的结构响应;（３）空气－弹性和流体－弹性诱发的动态不稳定性;（４）在所谓随动力作用下的结构响应;（５）输气或输液管道的不稳定性;（６）转子由于转动摩擦或有关因素引起的不稳定性;（７）旋涡诱发的不稳定性;（８）构件的断裂作为一类动态不稳定性．本文的重点放在早期发展历史、开拓性的研究和基本概念,尤其是那些在过去产生过争论但至今在某些方面仍有启发性的题材．与此同时,还讨论一些新近结果和未来研究展望．     

地面颤振试验系统气动插值点优化配置方法研究

地面颤振试验(ground flutter test, GFT)系统采用少量激振器模拟连续分布气动力,为实现气动插值点的缩聚,推导了地面颤振试验系统的控制方程,对比了GFT系统和原颤振系统控制方程在广义力项区别,定义了激/测振点位置优化的目标函数;为了提高插值精度,充分利用结构振动已知信息,提出了虚拟激/测振点技术;采用分群粒子群算法兼顾局部寻优和全局寻优,搭建优化流程,对插值点进行优化配置。基于平板机翼开展了GFT系统激/测振点位置优化计算,构建了地面集中气动力并进行了颤振特性测试试验。试验结果表明,本研究提出的方法精度较高,满足地面颤振试验的需求。     

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。     

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。     

基于外部气动力和片条法的静气动弹性方法研究

本文通过对载荷设计中的静气动弹性分析方法进行研究,发展了一种基于外部刚性气动力数据和改良片条理论修正的弹性载荷修正方法。其中结构变形通过工程梁方法提取部件刚度阵进行计算,气动力通过网格化模型基于外部试验或CFD气动力数据库插值得到。结构和气动之间位移和力的数据传递分别利用曲面样条和形函数面积坐标加权法插值,弹性载荷修正通过改良后的片条理论计算,由此迭代循环直至结构变形收敛。同时通过对相关工程实例进行分析计算并与成熟方法对比,验证了该方法的可行性和高效性。     

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。     

气动载荷下旋转运动圆板磁弹性主共振分析

基于Kirchhoff薄板理论与哈密顿原理,建立旋转运动导电圆板的磁-气动弹性非线性动力学方程．根据电磁场基本原理得到旋转运动圆板所受电磁力表达式,同时采用一种简化的气动模型以描述作用于板上的气动载荷．基于贝塞尔函数形式振型函数的选取,应用伽辽金法得到旋转圆板的磁气动弹性轴对称非线性振动微分方程．应用多尺度法推导出主共振下系统的幅频响应方程,并依据Lyapunov方法得到系统稳态运动稳定性判据．通过算例,得到周边夹之约束下圆板主共振的幅频特性曲线图,以及振幅随磁感应强度和激励力幅值的变化曲线图;阐述了不同参数对系统共振幅值的影响规律,并对解的稳定性进行了分析．     

基于当地流活塞理论的气动弹性计算方法研究

发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速非定常气动力计算 方法------基于定常CFD技术的当地流活塞理论. 运用当地流活塞理论计算非定常 气动力，耦合结构运动方程，实现超音速、高超音速气动弹性的时域模拟. 运用这 种方法计算了一系列非定常气动力算例和颤振算例，并和原始活塞理论、非定 常Euler方程结果作了比较. 由于局部地使用活塞理论假设，这种方法大大地克服 了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的 限制. 与非定常Euler方程方法相比，当地流活塞理论的效率很高.     

带控制面机翼结构基于弧长数值连续法的颤振特征研究

以三自由度二元机翼为研究对象,将浮沉位移和俯仰位移方向的非线性刚度简化为立方非线性,对于存在间隙的控制面采用双线性刚度代替.考虑准定常气流,建立气动弹性运动方程,通过数值模拟构造峰值-峰值图,反映其在不同气流速度下的振动特征.通过弧长数值连续法构造系统的分岔图,结合Floquet算子研究其稳定性及其分岔类型,所得分岔图和数值模拟的结果相吻合.由分岔图可得系统由于控制面双线性的存在,导致机翼结构振动形态多变,存在多个分岔点和多个不稳定区间,不仅存在极限环振动和非光滑准周期振动,而且在某些不稳定区间出现混沌现象.     

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。