立方非线性机翼非零平衡点极限环颤振的研究

本文深入研究了在不可压缩流中有立方非线性刚度的二元机翼颤振系统关于非零平衡点发生Hopf分岔的情形.采用中心流行理论对原系统降维得到分岔点处中心流形约化方程,再对约化方程进行化简得到Hopf分岔的A规范形,应用谐波平衡法分析广义气流速度对机翼颤振系统分岔特性的影响,并研究了系统参数对非零平衡点极限环颤振的影响.     

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.     

流固单向耦合的能量法及机翼颤振预测

为准确预测机翼颤振边界,发展了一种基于流固单向耦合的能量方法。首先,为考虑机翼振动对流场的影响,采用课题组所发展的快速动网格技术更新流场网格;然后,在更新后的网格上采用SIMPLE算法求解基于任意欧拉拉格朗日格式的雷诺时均纳维斯托克斯方程,计算出流场压力。通过机翼表面压力计算机翼的气动力,进而计算机翼的气动功,将气动阻尼等效为黏性阻尼,通过等效黏性阻尼公式计算得到机翼振动的气动阻尼;最后,通过气动阻尼来判断机翼的颤振边界。采用所提能量方法对wing 445.6的气动阻尼进行了分析,并计算了其无因次颤振流速,计算得到的无因次颤振流速与实验值的相对偏差大约为1.5%。研究发现,在跨声速条件下wing445.6的气动阻尼随着模态阶数的增加逐渐增加。通过分析机翼表面气动功的分布发现,在跨声速流动中机翼附近流场的激波是产生正气动功的主要原因,也就是说机翼跨声速颤振主要是由激波引起的。     

黏性效应对高超声速飞行器特性的影响分析

针对高超声速飞行器的黏性效应,采用参考温度法建立高超声速飞行器气动黏性模型,对比研究了黏性效应对气动特性的影响.考虑到气动热使飞行器壁面温度升高的情况,分析了黏性阻力及飞行器弹性形变随壁面温度变化的规律,并对比研究了黏性效应对飞行器控制量(舵偏角与燃料当量比)的影响.最后,在考虑发动机热堵塞现象下,研究了黏性效应对飞行器高度、速度边界值的影响.结果表明:黏性效应主要影响飞行器阻力;黏性阻力随马赫数增大而增大,随高度升高而减小;随壁面温度升高,黏性阻力升高,黏性推阻比降低,机体弹性形变更加严重;黏性效应使飞行器飞行高度、速度边界区间变窄.     

超音速二元翼极限环颤振的高次线化分析

以一个在俯仰方向带有初偏间隙非线性刚度的超音速二元机翼为模型,研究非线性气动弹性系统的双稳定极限环颤振问题.在利用二阶活塞理论计算非定常气动力和力矩的基础上,采用KBM法一次渐近解的等效线化分析方法对系统的颤振进行了定性分析,最后通过数值模拟验证了理论分析的正确性.     

基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提. 针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架. 以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L_∞和e_NRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法. 针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.      

一类二元机翼动力学模型建立和稳定性分析

本文采用三阶活塞理论推导超声速机翼的非线性气动力和气动力矩,建立了随机扰动下具有俯仰立方非线性效应的二元机翼运动方程。之后进行稳定性分析得到理论颤振速度,并利用MATLAB仿真验证。研究表明,利用三阶活塞理论能更精确得到定常气动力和气动力矩,可以提高机翼动力学研究的可靠性和安全性。     

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.     

大展弦比机翼/外挂系统气弹响应的数值研究

综合考虑大展弦比机翼的几何非线性和外挂与机翼连接处的中心间隙非线性,建立了大展弦比机翼/外挂系统的气动弹性力学模型。采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了大展弦比机翼/外挂系统的运动微分方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的气动弹性响应及其稳定性。结果表明:中心间隙使系统出现极限环的起始速度明显降低;且在单稳极限环振动速度区间颤振幅值出现跳跃现象;随流速的增加,系统响应呈现出复杂的现象,如拟周期运动、周期运动与混沌运动相间出现、屈曲后颤振等。