为了预防高超声速飞行器空气舵系统流、固、热、电、磁等多物理场的耦合作用所引发颤振失稳开展颤振抑制研究,建立了将热环境下舵面结构动力特性、高超声速非定常气动力、舵机环节非线性动力学特性耦合起来的舵机-舵面耦合系统数学模型和颤振特性分析方法;对某舵系统进行了数值分析,研究了热环境、电动舵机设计参数以及指令信号幅值对颤振速度的影响,提出在舵机电流环加入超前滞后环节的颤振抑制措施。仿真结果表明,该方法能有效地提高舵系统的颤振速度。

现代飞行器对于结构减重具有迫切需求,复合材料在飞机上应用的比重也越来越高。传统直线纤维复合材料层合板易发生失稳破坏,不能充分发挥复合材料层合板的性能,为了满足更高的性能需求,曲线纤维复合材料层合板成为一个重要的研究方向。通过调研国内外对变刚度复合材料层合板研究的相关文献,以及曲线纤维层合板在气动弹性领域的具体进展,发现曲线纤维应用于气动弹性翼面结构的设计较少,大部分仍然为传统的直线纤维铺层,曲线纤维复合材料在气动弹性应用方面仍有待进一步深入研究。本文将基于已有的颤振分析方法,结合曲线纤维复合材料铺层,通过改变曲线纤维的铺层角度方向,对曲线纤维复合材料矩形机翼的固有模态、颤振等气动弹性性能进行分析,并进一步探讨不同的曲线纤维角度变化规律对颤振问题的影响。

目的研究大展弦比机翼在飞行过程中，由于大变形造成几何非线性效应带来的几何非线性颤振问题。方法针对几何非线性颤振问题，设计相应的风洞试验模型，并完成不同变形下的颤振风洞试验，对机翼不同变形下的试验结果进行比较，摸清其几何非线性颤振特性。结果在几何非线性的影响下，机翼的颤振速度随着变形的增大而下降，并且发散模态及颤振频率都发生改变，大变形下的颤振速压下降到小变形时的71.7%。结论在研究大柔性、大展弦比机翼的气动弹性特性时，必须考虑几何非线性效应的影响，否则其颤振特性结论会存在较大的误差。

针对复合材料支撑机翼，发展了一种撑杆位置和结构综合优化设计的方法。在两种严重设计载荷状态下，考虑气动弹性效应和复合材料铺层结构的不确定性，以结构质量最小化为目标，以翼尖垂直变形、翼尖扭角、撑杆屈曲稳定性、颤振速度和强度要求为约束，在一个优化过程中实现了撑杆位置和结构参数的同步优化设计和鲁棒优化设计。结果表明，翼尖垂直变形和颤振速度要求对于撑杆位置影响明显，最优的撑杆展向位置都靠近翼根一侧，同时撑杆的总体稳定性成为同步优化设计的关键约束。鲁棒优化设计得到的撑杆位置和结构参数的最优组合对铺层结构的不确定性摄动具有良好的抗干扰性，鲁棒优化得到的最优撑杆位置会随着设计变量摄动范围而变化，翼尖垂直变形成为鲁棒优化设计的关键约束。

安全阀是运载火箭增压输送系统所属重要单机,用于保护推进剂贮箱免受过压,在地面测试中曾出现安全阀在启闭过程中主阀颤振现象,导致零件受损并影响产品性能.基于动网格下的N-S流动方程和非线性接触下的刚体运动控制方程的流固耦合方法,采用Realizable k-ε湍流模型和显式动力学算法分析了阀门的气动载荷,进而分析出阀门颤振产生的机理为流场压力脉动与结构频率耦合和活塞在冲击响应作用下与阀杆都产生了塑性变形,据此提出增大运动部件尺寸来改善结构频率的措施,并对改善后的产品开展抽样试验验证,测试结果表明采取的改善措施有效地解决了阀门颤振问题,具有实际的工程价值.

大跨度桥梁由于其结构轻柔,容易出现静力失稳现象及各种形式的风致振动。通过对节段模型风洞静力三分力试验验证了某宽幅闭口箱梁悬索桥没有出现驰振的可能,并对全桥进行了几何非线性静风稳定分析,得到该桥的静风失稳临界风速。通过风洞弹性悬挂节段模型试验,得到了该桥的颤振临界风速。分析了阻尼比对于颤振临界风速的影响,试验结果表明阻尼比对于颤振临界风速影响不大。在风洞中观察到该桥成桥态在+3°、+5°攻角会出现扭转涡激振动,提高阻尼比可以有效降低涡振振幅。

针对开槽变截面这一新型桥梁断面,为研究其颤振与涡振性能,以某人行桥为工程背景,制作缩尺比为1/29的全桥气弹模型进行风洞试验。设计电涡流杠杆式和悬臂式TMD,研究其减振效率。研究表明:在0°和±3°风攻角和0°,15°,30°,45°,60°和90°风偏角下,主梁颤振临界风速均大于颤振检验风速(104.4 m/s);设计基准风速范围(0~58.4 m/s)内,在0°和±3°风攻角及0°,15°和30°风偏角下,主梁发生1阶竖弯、1阶扭转及2阶竖弯涡振;与0°风攻角相比,在+3°风攻角下,1阶与2阶竖弯涡振风速锁定区间有延迟,振幅分别减小和增大;布置TMD之后,涡振风速锁定区间几乎不变,振幅最大值对应的风速减小,振幅分别减少46%,47%和77%。

本文利用复合材料铺层结构的可设计性,采用有限元软件MSC.Patran/Nastran建立了弹翼结构的动力学有限元分析模型,在初始铺层设计下对结构进行了气动弹性分析;以弹翼结构复合材料铺层作为设计变量,颤振速度最大作为设计目标,采用多岛遗传算法进行了气动弹性优化设计。

高维、非线性气动弹性系统的模型降阶是当前气动弹性力学与控制领域的研究热点之一.然而国内外现有的非线性模型降阶方法仍存在辨识算法复杂、精度有待提高等问题.本研究提出了一种基于非线性状态空间辨识的跨音速气动弹性模型降阶方法.首先,该方法基于非定常空气动力的单位脉冲响应数据,采用特征系统实现算法对非线性状态空间模型的线性动力学部分进行系统辨识.其次,引入状态和控制输入的非线性函数,采用优化算法对非线性函数的系数矩阵进行优化,进而得到考虑非线性效应的空气动力降阶模型.为了验证该降阶模型在预测跨音速气动弹性力学行为的精确性,本文以三维机翼为研究对象,分别从基于非线性降阶模型的气动力辨识、跨声速颤振边界计算和极限环振荡预测三方面进行了算例验证,并与现有的模型降阶方法进行了对比,进一步说明...

空空导弹空气舵面与气动力存在流固耦合作用。采用ANSYS Workbench 14.5对空气舵面与气动力进行了流固耦合仿真分析,研究了攻角和马赫数对舵面振动位移的影响。研究表明,舵面振动位移频率受攻角和马赫数的影响较小,舵面振动位移幅值随攻角和马赫数的增大而增大,并呈非线性关系。低马赫数范围内,飞行速度的变化对舵面振动位移的影响更为明显。攻角为30°,马赫数为3时,舵面振动位移曲线更趋向于等幅振动,舵面趋向于颤振临界状态。