【摘 要】
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针对地面试验中舵面偏转引起速率陀螺高频振荡问题,从带舵面弹性系统运动方程出发,比较了气动伺服弹性方程与航天控制系统设计方程的差异,并基于MATLAB/simulink工具提出一种伺服弹性耦合稳定性分析方法,以导弹的俯仰通道为例,建立了给定角速率下舵面偏转仿真模型,其中弹体传递函数包括刚体模态、弹性一阶弯曲、舵面偏转,分析了弹体舵面模态和作动器饱和陷幅非线性对速率陀螺输出的影响.仿真得到的速率陀螺阶
【机 构】
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北京强度环境研究所,北京,100076
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针对地面试验中舵面偏转引起速率陀螺高频振荡问题,从带舵面弹性系统运动方程出发,比较了气动伺服弹性方程与航天控制系统设计方程的差异,并基于MATLAB/simulink工具提出一种伺服弹性耦合稳定性分析方法,以导弹的俯仰通道为例,建立了给定角速率下舵面偏转仿真模型,其中弹体传递函数包括刚体模态、弹性一阶弯曲、舵面偏转,分析了弹体舵面模态和作动器饱和陷幅非线性对速率陀螺输出的影响.仿真得到的速率陀螺阶跃响应曲线与地面试验状态速率陀螺的高频振荡现象一致,验证了方法的有效性.
其他文献
基于非定常RANS方程和结构模态方程,建立时域气弹分析系统,采用径向基函数插值方法实现流固耦合数据交换和动网格变形,其中时域推进求解采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法,提高耦合精度和鲁棒性.对Isogai案例A模型的颤振特性进行计算分析,与国外文献结果一致,对比Euler方程计算结果和N-S方程计算结果,发现粘性效应会显著减小颤振边界跨音速凹坑的程度;NACA64A010翼型的极
流体诱发振动是叶片振动的源头之一,气动非谐对控制转子的振动有利有弊.针对某发生叶片断裂故障的压气机转子,采用双向流固耦合方法进行了故障的数值重现,并在此基础上设计了后排静子栅距非谐方案.研究发现,故障叶片呈现一弯振动的拍振特征,流场中出现特征频率;静子栅距非谐方案中,振动变为一扭振动,流场特征频率转移.说明后排静子栅距非谐对转子流固耦合模式有显著影响.
高超声速飞行器在飞行过程中,存在严重的激波、喷流干扰,而且热环境下的结构特性也呈现出强烈的非线性特性,这些结构和气动耦合下表现出的非线性气动弹性问题,使得飞行器具有严重的不确定性,对其稳定性设计有重大影响,因此高超声速流固耦合非定常气动力的计算对飞行器设计起着至关重要的作用.本文对现今国内外对高超声速流固耦合非定常气动力的计算方法进行了分类论述,给出其基本原理的表达形式,并总结其优缺点及适用范围.
高超声速环境下,气动加热会严重影响飞行器结构的动力与颤振特性.文章研究了不同边界条件下气动热对结构动力学特性及颤振特性的影响.以全动平尾为对象,分析了不同热条件下其振动与颤振特性的变化.此外采用解耦求解思路,进行了高温下弹性模量变化和热应力对平尾颤振特性影响的分析.结果表明,结构加热产生的热应力是导致其颤振速度下降的主要原因;平均温度升高会引起平尾颤振速度的明显下降,应引起重视.
列车高速运行时,气动力对弓网系统的受电性能的影响不可忽略.本文主要从数值仿真角度对某型受电弓滑板上的涡激气动力进行数值仿真分析,主要考虑运行速度、横风对受电弓滑板涡激力的影响.计算结果表明:列车运行速度对受电弓滑板上的涡激力大小和频率有很大影响,横风速度对受电弓滑板上的涡激升力有很大影响,但对阻力和频率影响不大。
针对二元高超声速进气道,探索了一种在Ma=4.0～6.0范围内使压缩面产生弹性变形的方法.采用流固耦合的计算方法,研究弹性变厚度压缩面随来流静压改变的变形和气动性能的变化规律.计算结果表明,与定几何进气道相比,这种新概念的自适应无源控制方法,可显著提升进气道在Ma=4.0～6.0范围内的气动性能.在非设计点Ma=4.0和Ma=5.0下,流量系数可增加11.8％和14.6％,出口总压恢复系数也有所提
采用CFD/CSD/CTD耦合方法研究了高超声速翼面的热气动弹性问题;首先进行静热气动弹性配平,获得了翼面在平衡状态下的温度分布和位移;在此基础上对结构进行了热模态分析,得到了其各阶模态频率随来流马赫数的变化规律;对配平后的翼面进行了动热气动弹性响应分析,并获得了其临界颤振速度区间;结果表明,气动加热使翼面结构刚度下降,临界颤振速度大幅降低.
旋翼固定翼复合式飞行器结合旋翼机和固定翼飞机的优点,兼具垂直起降及高速飞行能力,可实现稳定平滑的转换过渡飞行.该旋翼固定翼复合式布局中,特型旋翼可旋转提供垂直升力,也可停转锁定与固定式机翼平行转换为固定翼面.同时机翼上布置矢量推力装置,使得飞机转换为固定翼布局实现高速飞行.总体设计围绕总体布局方案、特型旋翼、矢量推力系统等关键技术展开.机翼上布置矢量推力装置,使机翼结构特性和气动特性较特殊,存在特
基于气动热、气动弹性双向耦合的热气弹分析方法,建立了高超声速三维壁板流固热耦合分析模型.气动力计算采用三阶活塞理论,气动热计算采用参考温度法,热传导和结构响应采用有限元方法进行.研究了不同边界条件、飞行轨迹下耦合方式对三维壁板热气弹响应的影响.结果表明:不同流固热耦合机制对高超声速气流中壁板响应预测影响各不相同,表明了研究的必要性.
采用CFD/CSD/CTD耦合及分段求解的方法,利用基于N-S方程的CFD程序和ANSYS相结合,研究了翼面模型在高超声速流场中的瞬态加热问题,以及加热过程中结构力学特性和气动弹性特性随时间的变化规律.结果表明,翼面经过一段时间的加热最终达到热平衡状态,其中在初始阶段升温较快,之后趋于平缓.结构的模态频率随时间逐渐下降,初始阶段下降较快,之后逐渐趋于热配平后的模态,而其颤振速度也呈现同样的变化趋势