【摘 要】
：
针对某全动平尾低速颤振模型,设计了三种不同的支持形式,通过物理模型的风洞试验,给出了不同气动力边界条件对模型颤振特性的影响,利用数学模型的仿真计算,验证了气动力对模型颤振特性的影响规律,最后分析了反射板边界条件下平尾模型颤振速度降低的原因,同时给出了后续类似风洞试验支持形式的建议.
【机 构】
：
沈阳飞机设计研究所,辽宁 沈阳 110035
论文部分内容阅读
针对某全动平尾低速颤振模型,设计了三种不同的支持形式,通过物理模型的风洞试验,给出了不同气动力边界条件对模型颤振特性的影响,利用数学模型的仿真计算,验证了气动力对模型颤振特性的影响规律,最后分析了反射板边界条件下平尾模型颤振速度降低的原因,同时给出了后续类似风洞试验支持形式的建议.
其他文献
针对机翼跨音速激波抖振载荷减缓问题,通过求解SAS-SST湍流模型封闭的非定常雷诺平均方程模拟了后缘附近的翼面上装有微型扰流片的NACA SC(2)-0714超临界翼型的非定常流场,结合流场特性研究了微型扰流片的安装方式(上置扰流片、下置扰流片)对NACA SC(2)-0714超临界翼型抖振载荷的影响.研究结果表明:上置扰流片能够缩小激波振荡范围,降低翼型抖振载荷的幅值,而下置扰流片扩大了激波振荡
以压电垂尾结构为模型,使用多模态加速度反馈控制方法,研究了垂尾抖振控制问题.首先,根据正位置反馈(PPF)控制提出了加速度反馈控制方法,使用ARX模型辨识方法进行控制系统建模,设计控制器,风洞试验验证了使用多模态加速度反馈控制方法能有效控制垂尾结构的抖振响应。
全机低速颤振模型风洞试验,研究的是模型在自由—自由状态下的颤振特性.因此,模型的悬挂系统非常重要.模型悬挂系统的设计不但要保证模型和悬挂系统的稳定性和安全性,还不能影响模型的振动特性和颤振特性,所以悬挂位置和悬挂刚度的选择尤其重要,文章以某小型运输机全机低速颤振模型为例,分析悬挂刚度对其颤振特性的影响。结果表明，全机颤振模型采用弹簧悬挂系统时，悬挂弹簧的刚度会对模型的特性产生一定的影响。因此，在保
本文分析了局部附加刚度对颤振模型动力学特性的影响规律,并通过某工程实例加以验证,可以看出，随着站位的变化，附加刚度其对结构本身的振动、颤振特性影响明显。在模型设计阶段需要优先考虑附加刚度的影响，提前调整模型的局部刚度，抵消附加刚度的影响，以保证模型动力学特性与真实飞机的一致性。对研究含有附加刚度的结构动力学问题有一定参考价值.
在高折减风速下,高层建筑的横风向风振响应受到气动弹性力的影响很大,这为准确预估高层建筑横风向等效风荷载造成很大的困难.本文通过气动弹性模型测压风洞试验对高层建筑的横风向气动弹性力进行了分析,讨论了气动弹性力的功率谱随来流风速的变化规律,并基于AMD分解法开发了一种新的气动阻尼比识别方法,这种方法相对于传统的随机减量方法而言,对涡激共振风速附近的气动阻尼的识别精度更高.
本文依据复合材料翼盒地面共振试验结果对建立的翼盒有限元动力学模型进行了参数修正,得到了与试验数据较为吻合的三维板杆有限元模型;然后采用单闭室剖面法对复合材料翼盒进行刚度提取,并基于提取出的刚度建立了等效的翼盒梁架式有限元模型,对复合材料翼盒和等效梁架模型进行了结构固有特性分析,结果表明两者的垂直一弯、面内一弯和一扭模态均有良好的一致性.
本文针对舵面开展颤振特性风洞试验研究,根据舵面结构特点设计了试验模型,并进行了颤振特性分析计算.按照试验模型设计参数计算风洞试验状态,在0°攻角状态下完成了颤振风洞试验,利用加速度计测量得到试验数据,并采用高速摄影记录了试验样件模型在风洞中的振荡破坏情况,通过试验数据分析获得了临界颤振速度和颤振频率.将理论分析结果与试验结果进行对比分析,表明舵面在设计参数范围内发生了颤振破坏,风洞实测参数满足试验
文章基于机动响应与载荷分析建模方法、减缓控制系统和零度保持系统以及相关风洞试验工作要求和目标,针对飞翼布局无人机,对风洞试验全机模型的结构设计方案进行了较为详细的阐述,设计了可实现滚转自由度的支持系统,并结合试验测试系统、数据采集处理系统,构成滚转机动载荷减缓风洞试验模型系统.通过理论计算与试验结果对比,对风洞试验模型系统的固有振动特性、零度保持系统、全机模型颤振特性进行了对比分析,分析结果表明设
本文利用几何精确梁的数学理论与数值方法来研究转动梁的动力学行为.在做旋转运动时,梁结构即使只发生小变形,为了得到转动时离心力带来的效应,依然需要考虑几何非线性效应.传统上,处理这类运动方式,引进跟随梁整体运动的浮体坐标系,在浮体坐标系下,梁的弹性变形虽有简单的形式,然而由于在非惯性系下,非惯性力的效应使得惯性算子变得复杂,动力学方程成为微分代数方程,而不是常微分方程,致使时间演化算法变得难以处理.
本文通过对某飞机科研试飞动力学遥测数据进行分析,对该飞机襟副翼、方向舵在科研试飞过程中出现的抖动问题产生原因进行分析,并给出相关结论：该飞机襟副翼、方向舵振动现象是由于在飞机飞行中气流分离引起的受迫振动，可以归结于舵面抖振问题；经相关地面试验验证，在目前振动量下对应的飞机结构动应力很小不会影响飞机结构安全。