变后掠翼的参变气动弹性建模与分析

参变气动弹性建模是可变后掠翼气动弹性研究中的难点之一. 当地建模技术是一种构造线性参变 (LPV) 模型的实用方法, 但一直缺乏有效途径来解决当地气动弹性模型的不一致问题. 气动弹性模型的不一致性体现在当地结构动力学模型和非定常气动力模型随参数变化的不连续性. 本文提出了一种自下而上的方法, 对变后掠翼不一致的当地气动弹性模型进行了一致性处理. 首先, 采用匈牙利算法跟踪结构模态并按模态分支进行排序, 使得匹配后的模态能够保证结构动力学模型的一致性; 其次, 对有理函数拟合表达式中的系数矩阵进行缩放处理, 解决了空气动力系数矩阵的不一致问题. 采取上述两项措施后, 最终生成了一致的当地状态空间气动弹性模型. 这样, 对一致的状态空间模型进行插值, 就可快速生成任意后掠角下的气动弹性模型, 使得系统的稳定性分析和慢参变响应计算得以高效进行. 数值仿真结果验证了一致性处理的必要性:未经一致性处理的原始模型经插值后得到的模型会出现严重的模型误差. 本文为变后掠翼的参变气动弹性系统建模提供了一种实用、准确和高效的建模方法.      

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．     

基于气动力降阶模型的跨音速气动弹性稳定性分析

基于离散型输入输出差分模型,运用非定常CFD方法训练信号,然后运用最小二乘方法进行参数辨识,得到降阶的非定常气动力模型,再将该离散差分模型转换为连续时间域内的状态方程。耦合气动状态方程和结构状态方程,得到耦合系统的气动弹性状态方程。求解不同动压下状态矩阵的特征值,根据根轨迹图分析系统的稳定性特性。分析结果与直接耦合CFD/CSD方法结果相吻合,可以计算跨音速非线性气动弹性问题。其计算效率比直接耦合CFD/CSD方法提高1~2个数量级。针对Isogai wing在跨音速出现的S型颤振边界进行了较为细致的分析,阐述了该现象是由于系统诱发颤振的分支随着速度(来流动压)的提高而发生转移所导致的。     

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。     

采用压电材料提高超声速飞行器壁板结构的颤振特性

采用压电材料对结构进行振动主动控制已经进行了广泛研究,论文进一步采用压电材料改进超声速壁板结构的气动弹性颤振特性,研究中考虑压电材料力电耦合效应的影响.采用Hamilton原理和Rayleigh-Ritz方法建立壁板及压电材料整体结构的运动方程,采用超声速活塞理论模拟气动力,利用加速度反馈控制策略对压电材料施加外电压,获得结构的主动质量.求解运动方程的特征值问题获得固有频率,进而确定气动弹性颤振边界,分析了反馈控制增益对超声速飞行器壁板结构主动颤振特性的影响,研究表明,采用压电材料可以提高超声速壁板结构的气动弹性颤振特性.     

流固耦合力学概述

本文简要介绍了流固耦合力学及其特点、研究分支、一些进展及进一步发展的趋势     

考虑气动力非线性影响的结构驰振分析

驰振现象对工程结构危害很大，因此开展结构驰振方面的理论研究十分重要，在一般的驰振分析中大多仅考虑气动力为线性时的情况，本文研究了气动力非线性对结构横向向动力失稳临界风速的影响，采用了以ｉ／ｖ的高次多项式形式表示的气动力模型，用等效线性法求角结构驰振的非线性微分运动方程，研究了非线性项的影响，为应用和研究提供参考。     

基于边界元方法的气动弹性降阶模型及仿真

传统气动弹性的时域计算耗费了大量时间,为了提高计算效率,本文发展了基于边界元方法的降阶模型技术。首先基于边界元方法建立非定常流场的求解模型,结合特征值分析技术建立了非定常气动力的低阶模型;然后,利用边界元方法建立了气动网格和结构网格之间的信息转换矩阵;最后将非定常气动力降阶模型和结构动力学方程联合,建立了气动弹性系统的低阶状态空间模型。将所发展的降阶模型方法应用于NACA0012翼型的非定常气动力求解中,结果表明降阶模型可以在保证原系统计算精度的同时提高了计算效率;将降阶模型技术应用到三维机翼的气动弹性响应计算中,在系统阶数仅为12阶的情况下可以得到与原系统一致的极限环响应,说明降阶模型技术在求解气动弹性问题中的巨大优势。     

机翼刚心位置对回转颤振稳定性边界的影响分析

基于哈密顿原理,建立了适合快速开展回转稳定性设计参数评估的倾转旋翼/短舱/机翼多体气弹耦合动力学分析模型,并通过参数影响分析,获得机翼刚心位置前移有利于提高倾转旋翼机回转颤振稳定性边界的重要结论。所建立的分析方法和获得的结论,对工程设计具有重要的指导意义,可以在机翼气动外形约束条件下,通过调整机翼内部结构特性,合理将机翼的刚心位置向机翼前缘移动,达到提高该构型飞行器回转颤振稳定性裕度的目的。     

大于切出风速的大型风力机运行控制策略研究

运用非定常叶素动量(BEM)理论计算气动载荷,叠加重力载荷和惯性载荷,建立并数值求解全机动力学模型。基于快速非支配排序遗传算法(NSGA),在切出风速以上,优化得到变速变桨和定速变桨两种控制规律曲线,实现大型风力机在25m/s~40m/s风速之间正常运行的目的。比较两种控制策略的输出功率、风轮推力和转矩,得出变速变桨控制策略更适合于25m/s~40m/s之间风力机运行控制的结论。计算稳态工况时8种叶根载荷的极限值,由各载荷的变化趋势可知,Fy在25m/s之后增大9%,其他载荷均安全。