机翼颤振的非线性动力学和控制研究

介绍应用现代非线性动力学和控制的理论和方法对机翼颤振问题进行的一些研究,主要包括3部分:①针对用活塞理论建立的(高)超音速流中机翼的颤振方程,首先进行稳定性分析,证明Hopf分岔导致系统颤振失稳.然后应用规范型直接法推导出Hopf分岔的规范型,分析其系数表明,随着飞行马赫数提高,Hopf分岔由超临界形式变成亚临界形式,对结构的危害性增大;②针对不可压缩流中具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼颤振,应用wash-OUt滤波器技术进行主动控制.对于引入的wash-out滤波控制器,先按Hopf分岔条件确定线性控制增益,再用规范型直接法得到受控系统的规范型,由分岔类型与规范型系数的关系确定非线性控制增益,从而可以将危害性较大的亚临界Hopf分岔变为危害性较小的超临界Hopf分岔;③基于空间Poincare百截面并引入轨迹追踪技术,改进胞映射方法,分析初始条件对含双线性结构刚度因素的机翼颤振的影响.结果显示,初始条件对系统动力学行为有着很大的影响.当两段刚度之比小于某临界值时,不同的初始条件会导致平衡点、极限环振动、复杂的周期运动、混沌和发散运动等不同的运动形式.     

具有立方非线性机翼颤振的局部分岔

针对飞机飞行时机翼振动问题，研究了在不可压缩流中有立方非线性刚度二元机翼颤振系统的局部分岔，取空气速度和线性俯仰刚度系数作为分岔参数．采用后继函数法对降维后求得系统分岔点类别进行定性分析，结果表明3个分岔点都为稳定的焦点．对分岔点处中心流形约化方程进行化简得到霍普分岔的A规范形，研究了系统参数对极限环颤振的稳定性及幅值的影响，得到了机翼颤振系统在普适开折参数平面的分岔图．发现了抑制颤振振幅和临界颤振速度大小的系统敏感参数，提出了降低颤振幅值和避免不稳定极限环运动的措施。     

机翼颤振的Hopf分岔分析与控制

考虑二元非线性机翼颤振系统,利用多尺度法研究系统的Hopf分岔类型和周期解的稳定性.设计非线性时滞控制器抑制Hopf分岔引起的颤振,将原系统的亚临界Hopf分岔变为超临界Hopf分岔,将原系统的超临界Hopf分岔控制为稳定.理论分析和数值模拟结果验证了所给控制方法的有效性.     

Lü系统的Hopf分岔反控制研究

分析了Lü系统平衡点的非线性动力学性质,根据Hopf分岔产生的条件,设计控制器,使原系统不稳定的零平衡点产生极限环.对原系统的非零平衡点,该控制器也使其在一个更大的参数区域,在所期望的位置产生Hopf分岔.基于中心流形定理和规范型理论求得的稳定性指标保证了分岔解的稳定性.因此,该控制器成功地实现了Lü系统平衡点的Hopf分岔反控制,并且原系统的平衡点并未改变.最后,通过数值模拟来验证理论分析的结果.     

群S4对称高维自治系统的Hopf分岔

研究群对称高维自治系统的Hopf分岔，利用Lyapunov-Schmidt方法得到分岔问题的约化映射，讨论约化映射的对称性和不变子空间，由此导出分岔方程，利用分岔方程不仅研究了Hopf分岔解的对称结构，而且得到了Hopf分岔产生的条件。     

超音速结构非线性翼型的颤振分析

对超音速流速中的结构非线性二元机翼进行颤振分析。通过对线化系统在零平衡点的特征值分析得到该系统的Hopf分叉点,应用中心流形定理对原系统降维,并用后继函数法判断分叉点的类别及稳定性;然后应用分支问题的Liapunov第二方法分析了系统的超临界、亚临界Hopf分叉现象,并通过数值模拟验证了理论分析的正确性。     

神经元Chay模型的动力学分析

研究了神经元Chay模型的动力学.首先在Mathematica软件的辅助下找出系统在给定参数下的平衡点,并根据其Jacobian矩阵得到平衡点的稳定性.然后利用Hopf分岔理论得出Hopf分岔的存在性,并且利用Hopf分岔分析得出分岔方向和分岔周期解的稳定性.最后使用WinPP软件给出了支持理论分析的数值模拟.结果表明:Chay模型存在唯一平衡点,在系统控制参数的变化下,产生超临界Hopf分岔,系统由存在稳定的周期解和不稳定的平衡点过渡为周期解消失,平衡点渐近稳定.因此,Ca2+对神经元细胞的影响是巨大的.     

具有抑制作用和离散时滞的捕食系统的Hopf分岔分析

研究了一类具有抑制作用和离散时滞的捕食-食饵模型,通过分析该模型在正平衡点的线性化方程及其相应的特征方程,研究了正平衡点渐近稳定性并证明了Hopf分岔的存在.通过应用规范型理论和中心流形定理,得到了确定Hopf分岔方向和分岔周期解的稳定性计算公式,最后,利用数值模拟验证了研究结果.     

一类非线性自治Liu系统的Hopf分岔分析

针对新提出的三维自治Liu系统进行研究,求得该系统的平衡点,并分析平衡点的稳定性.对平衡点进行了Hopf分岔分析,得出Hopf分岔的参数条件.通过对系统的第一李雅普诺夫系数的分析,推导出系统发生超临界、亚临界以及余维二退化Hopf分岔的参数条件.对Liu系统进行数值仿真,验证了理论推导的正确性.     

时滞R?ssler系统的Hopf分岔分析

研究了时滞R?ssler系统的Hopf分岔问题。将规范形和Hopf分岔理论相结合,给出时滞R?ssler系统的Hopf分岔产生条件,得出了系统时滞参量的Hopf分岔点,并分析了系统在时滞分岔点附近的稳定性。在计算过程中,采用换元法简化了在非零平衡点处的线性化系统,减少了对系统Hopf分岔分析的运算量。通过MATLAB软件绘制了系统在不同时滞参量条件下的仿真图像。仿真结果表明:时滞R?ssler系统在时滞分岔点发生了超临界Hopf分岔,且时滞参量在时滞分岔点附近的改变会影响系统的稳定性。     

具有间隙的二元机翼自激振动的数值分析

利用Runge Kutta法分析了具有不对称间隙的二元机翼自激振动的动力学响应,研究了当U /U L从零逐渐增大到1时系统的周期运动和混沌运动,发现在不对称分段线性系统中存在复杂的运动形式,其中包括从P 1到P 2的倍周期分叉,P 4到P 2,P 2到P 1的倒分岔,同时存在混沌运动形式,而且不同的初值条件所对应的运动形式也有所不同.给出了全局分岔图、局部分岔图、混沌运动的功率谱密度图及3种周期运动的时间历程曲线和相平面图,对于实际的飞行结构设计具有重要的指导意义.     

机翼非线性颤振的分叉点研究

对定常空气动力作用下、含立方非线性刚度的二元机翼颤振系统的分叉点进行了研究．应用中心流形理论将四维系统降为二维系统,并采用形式级数判别法对分叉点的类别及稳定性进行了分析     

基于本征正交分解方法的多段翼型流动分析

对多段翼型流动结构的深入刻画和理解对于多段翼型的外形设计来说十分重要.在数值模拟的基础上,运用本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法对多段翼型的数值结果进行重构和分析,对迎角变化情况下流动中的主要模态进行提取,并得到权函数随迎角变化的规律.针对嵌套网格的数值模拟流场的特点,通过对参与快照技术处理的数据进行筛选和还原,来避免无效数值对分析结果的影响.研究发现,流动中脉动流场所占的总能量比例相对较小,其整体POD能量谱收敛呈先快后慢的格局,大尺度的流动结构与流场中绝大部分的能量分布直接相关,且都包含在低阶模态中,而高阶模态则代表了复杂的脉动结构。     

基于增量谐波平衡法的Mathieu-Duffing振子分岔及通往混沌道路分析

提出了一种分析非线性系统分岔及通往混沌道路的新方法,以增量谐波平衡法为基础,求得特定参数状态下的周期解;根据Floquet理论,判定周期解的稳定性,分析周期解的分岔类型及参数的分岔值。求得分岔值后,根据周期解的分岔类型,构造下一级分岔周期解的谐波函数,计算下一级的分岔点。重复上述过程,可获得周期解分岔的一系列临界值及混沌产生的近似阈值。通过该方法,可以了解动力系统混沌产生的分岔过程。应用该法分析了Mathieu-Duffing振子的倍周期分岔,得到其周期倍化的系列分岔点及混沌产生的近似阈值,所得结果与数值模拟基本一致。     

两个专属渔业资源区的离散动力学模型分析

假设渔业资源分属于两个区域,建立了一个渔业资源储量一捕捞力度动态模型,用聚合方法得到了一个简化的动力系统,定量分析了正不动点的存在性、稳定性和局部分叉,并用数值模拟验证不动点的局部分叉.最后,用全局分析方法来描述资源在什么范围可持续利用.     

多孔介质中热对流二次分岔的数值分析

目的 进行了多孔介质中热对流二次分岔的数值分析。方法 采用了扩展方程方法,此方法无需求解原动力学方程和辅助参数。结果 得到了长度比为１￣√２矩形区域内多孔介质中热对流二次分岔点的Ｒａｙｌｅｉｇｈ数及相应的流场和温度场分布。结论 所给方法对确定二次分岔点是有效的。     

基于Hicks-Henne型函数的翼型参数化设计以及收敛特性研究

翼型参数化是风力机翼型优化设计中的重要环节。针对风力机翼型参数化中建立统一数学模型问题,研究HicksHenne型函数法及其改进算法在风力机翼型参数化中的应用。通过对Hicks-Henne型函数各项系数进行控制,避免出现翼型交叉与不光顺现象,保证了翼型整体形状的平滑。通过对关键点和设计变量的控制,研究设计空间覆盖性和设计变量对翼型的影响。分析了Hicks-Henne型函数法对翼型后缘设计的缺陷,并提出改进的Hicks-Henne算法改善尾缘夹角。Hicks-Henne型函数及其改进算法扩展了风力机翼型参数化表达方法,具有一定的工程实用价值。     

Functional design of wind turbine airfoils based on roughness sensitivity characteristics

To improve aerodynamic performance of wind turbine airfoils,the shape profile characteristic of the airfoil is investigated.Application of conformal transformation,one functional and integrated expression of wind turbine airfoils is presented.Using the boundary layer theory,the aerodynamic model with roughness of wind turbine airfoils is introduced by studying flow separation around the airfoil.Based on the shape expression and aerodynamic performance of airfoils,the function design of wind turbine airfoils is carried out that the maximum lift-drag ratio and low roughness sensitivity are designed objects.Three wind turbines airfoils with different thickness are gained which are used at tip part of blades.As an example,the aerodynamic performance of one designed airfoil with relative thickness of 15% is simulated in different conditions of clean surface,rough surface,laminar flow and turbulent flow.The comparison of aerodynamic performance between the designed airfoil and one popular NACA airfoil is completed which can verify the better performance of the designed airfoil and reliability of the designed method.     

Aerodynamic Characteristics and Noise Collaborative Optimization of an Airfoil

Aerodynamic noise is the main problem restricting its development nowadays in green energy, ocean engineering and aerospace engineering. In order to limit the aerodynamic noise of an airfoil structure, a method is proposed in this paper by designing low noise airfoils. This method optimized the aerodynamic noise of two-dimensional airfoil, and considered the aerodynamic performance of the airfoil at the same time. Based on Joukowski conformal transformation, airfoil geometry is parameterized firstly. Then, the optimization model taking the lift-to-drag ratio and airfoil self-noise as the design objective, is established to modify the airfoil by active set algorithm until the airfoil can satisfy the design condition. Finally, the noise of the optimized airfoil is verified according to the prediction theory of airfoil noise. Moreover, the relationship between airfoil geometry and noise is analyzed. The results show that the lift-to-drag ratio of the optimized airfoil increased, and the noise also decreased. Thus, the optimization method can be used to address special design of low-noise airfoil. Besides, the optimization method in this paper can provide reference for improving lift-to-drag ratio and reducing noise of the airfoil in aircraft and submarine rudder system.