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基于不匹配结点对接子结构法的超声速颤振预测
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作者 刘晨宇 谢长川 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期223-231,共9页
准确预测超声速飞行器颤振速度边界是超声速飞行器气动弹性研究的重点和难点之一。针对超声速飞行器模型自由度数高且颤振模态耦合形式复杂的问题,提出一种基于不匹配结点对接子结构法的结构降阶建模方法,结合非定常活塞理论和流-固耦... 准确预测超声速飞行器颤振速度边界是超声速飞行器气动弹性研究的重点和难点之一。针对超声速飞行器模型自由度数高且颤振模态耦合形式复杂的问题,提出一种基于不匹配结点对接子结构法的结构降阶建模方法,结合非定常活塞理论和流-固耦合形态插值理论实现气动弹性颤振建模,采用传统模态法、传统子结构法和不匹配结点对接子结构法对某后掠翼模型和壁板模型进行超声速颤振特性分析。结果表明:与商业软件相比,采用本文子结构法建立的降阶模型的主要低阶模态频率相对误差不大于1.1%,颤振速度相对误差不大于1.3%。与传统模态法相比,本文子结构法需要的模态阶数更少。因此,所提方法可高效准确地预测典型超声速飞行器的颤振特性。 展开更多
关键词 子结构 颤振 气动弹性 活塞理论 插值
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惯性力导数对飞行载荷弹性修正的影响研究
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作者 杨仕福 姚日通 杨荣 《科技创新与应用》 2026年第3期94-97,共4页
在飞机飞行载荷弹性修正设计中,惯性力导数与飞行马赫数、高度、飞机刚度特性和质量分布等参数等紧密相关,计算工况设置较多,耗时巨大,且其数值较小通常在飞行载荷弹性修正中被舍弃。该文论述静气动弹性分析中惯性力导数的计算与载荷修... 在飞机飞行载荷弹性修正设计中,惯性力导数与飞行马赫数、高度、飞机刚度特性和质量分布等参数等紧密相关,计算工况设置较多,耗时巨大,且其数值较小通常在飞行载荷弹性修正中被舍弃。该文论述静气动弹性分析中惯性力导数的计算与载荷修正应用理论,以某大型民用飞机载荷弹性修正为例,分析了惯性力导数对载荷弹性修正的影响。数值算例表明,惯性力导数对飞机飞行载荷修正有一定的影响,不应被忽略。 展开更多
关键词 气动弹性 飞行载荷 静气动弹性 惯性力导数 载荷修正
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弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述 被引量:3
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作者 万志强 张珊珊 +4 位作者 王晓喆 马靓 许翱 吴志刚 杨超 《航空学报》 北大核心 2025年第3期140-173,共34页
飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综... 飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综合考虑气动和结构的耦合效应,并发展了满足不同精度和效率的弹性机动载荷分析方法。机动载荷减缓技术的提出与应用保证了飞机所需的机动特性,同时降低了因结构强度和刚度要求所要付出重量的代价,是当前该领域研究的热点。首先归纳了现代弹性飞机机动飞行载荷分析及减缓的总体要求和技术框架;其次以此为基础介绍了机动飞行载荷所涉及的气动力、结构强度/刚度、数据映射、飞行力学等分析方法;对国内外的机动载荷减缓技术进行了梳理;回顾了机动飞行载荷及其减缓的仿真和试验案例;最后讨论了未来机动飞行载荷分析及减缓技术发展中需要解决的关键问题,以期为该领域的科研工作者提供一些思路。 展开更多
关键词 飞行载荷 机动载荷 气动弹性 载荷减缓 风洞试验 飞行试验
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强迫振动形式下超高层建筑横风向气动弹性效应的大涡模拟研究 被引量:1
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作者 谭超 全涌 +2 位作者 张正维 姚博 傅国强 《振动与冲击》 北大核心 2025年第5期169-175,共7页
相比于气动弹性模型风洞试验,强迫振动模型试验具有很强的参数可控性,是研究超高层建筑气动弹性效应的重要手段。然而,强迫振动装置的制造困难却限制了该方法的广泛应用。通过大涡模拟方法对超高层建筑的强迫振动模型的气动力及流场进... 相比于气动弹性模型风洞试验,强迫振动模型试验具有很强的参数可控性,是研究超高层建筑气动弹性效应的重要手段。然而,强迫振动装置的制造困难却限制了该方法的广泛应用。通过大涡模拟方法对超高层建筑的强迫振动模型的气动力及流场进行了模拟,并基于此研究了超高层建筑的气动弹性效应。结果表明:该方法可较准确地模拟出超高层建筑强迫振动模型所受气动力及流场;当来流风速处于涡激共振风速区间时,横风向振幅的增加会显著加剧建筑侧面的旋涡脱落,使得其侧面风压及横风向气动力系数均方根值显著增大,而当折减风速远离涡激共振风速时,横风向振动对建筑横风向气动力基本没有影响;振幅和折减风速的变化对建筑的横风向气动刚度和气动阻尼有显著的影响。 展开更多
关键词 大涡模拟 超高层建筑 强迫振动 气动弹性效应
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RBF动网格技术研究进展及其气动弹性应用
5
作者 杨超 邹志诚 +2 位作者 谢长川 安朝 胡存佚 《航空学报》 北大核心 2025年第5期84-105,共22页
以气动弹性计算为代表的多学科耦合计算中,结构变形会带来流体求解域的变形,需要发展一种通用性好、计算效率高、适用性强的动网格技术以满足气动力的求解需求。基于径向基函数(RBF)插值法的动网格技术具有较强的变形网格生成能力,适用... 以气动弹性计算为代表的多学科耦合计算中,结构变形会带来流体求解域的变形,需要发展一种通用性好、计算效率高、适用性强的动网格技术以满足气动力的求解需求。基于径向基函数(RBF)插值法的动网格技术具有较强的变形网格生成能力,适用于任意类型的变形网格计算,被认为是一种具有较好应用前景的动网格方法。介绍了基于RBF的动网格技术基本理论,分析了RBF方法的基函数与紧支半径选取方案,对基于RBF的动网格技术的加速算法、精度提升方法的研究进展进行了整理,梳理了基于RBF的混合动网格技术。最后对目前气动弹性计算中基于RBF的动网格技术研究现状与发展前景做了简要总结。 展开更多
关键词 径向基函数 气动弹性 插值 动网格 计算效率
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变后掠翼的气动弹性特性分析
6
作者 安效民 高昕 +2 位作者 屈佑文 张熹阳 李广宁 《力学学报》 北大核心 2025年第12期3019-3031,共13页
可变后掠角机翼是一种典型的变体翼,通过在高速时采用大后掠角构型,在低速时采用小后掠角构型,来适应不同的飞行环境、改善空气动力学特性.本文针对变后掠翼的气动弹性问题,首先基于任意拉格朗日-欧拉(ALE)格式,发展了一种滑移网格建模... 可变后掠角机翼是一种典型的变体翼,通过在高速时采用大后掠角构型,在低速时采用小后掠角构型,来适应不同的飞行环境、改善空气动力学特性.本文针对变后掠翼的气动弹性问题,首先基于任意拉格朗日-欧拉(ALE)格式,发展了一种滑移网格建模方法,对旋转变后掠翼变形过程中的非定常气动力进行了计算;之后基于CFD/CSD耦合方法,建立了变后掠翼的气动弹性求解模型,对匀速变后掠角过程中机翼的气动弹性特性进行了计算,分析了弹性机翼变后掠过程中的非定常效应及其对机翼气动弹性特性的影响.发现匀速变后掠运动中,由于机翼的扭转变形,局部攻角有减小的趋势,并且在机翼中部位置攻角减小量最大,约为0.1°;变后掠运动开始时,机翼产生振动,随后振动衰减,机翼振动衰减后的压力系数与相同后掠角下固定构型的静气动弹性的压力系数差距最大处超过10%;而对于机翼的气动力系数,这个差距在2%以内;机翼振动衰减后,机翼的变后掠运动产生的非定常效应会导致机翼表面压力系数产生不同程度的变化,后掠角增大的运动使得在靠近翼根附近机翼表面负压区扩大,而在靠近翼梢附近机翼表面负压区减小. 展开更多
关键词 变体飞行器 CFD/CSD耦合 变后掠角 非定常效应 气动弹性
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基于VVPM/GEBT耦合方法的旋翼悬停状态总距突增气弹载荷分析
7
作者 王鑫 张夏阳 +1 位作者 招启军 向锦武 《航空学报》 北大核心 2025年第16期170-186,共17页
为兼顾旋翼气弹耦合分析的计算精度和效率,发展了一种黏性涡粒子方法(VVPM)/几何精确梁理论(GEBT)紧耦合的气弹分析方法。在气动建模方面,采用VVPM方法和Leishman-Beddoes(L-B)动态失速模型来模拟旋翼的尾迹黏性流动和桨叶的非定常气动... 为兼顾旋翼气弹耦合分析的计算精度和效率,发展了一种黏性涡粒子方法(VVPM)/几何精确梁理论(GEBT)紧耦合的气弹分析方法。在气动建模方面,采用VVPM方法和Leishman-Beddoes(L-B)动态失速模型来模拟旋翼的尾迹黏性流动和桨叶的非定常气动特性,能同时考虑弹性变形的影响;在结构方面,基于GEBT方法发展了能考虑旋翼总距突增运动的非线性动力学方程。通过开展悬停状态旋翼定常/非定常气动特性对比分析,验证了耦合方法的高效和高精度特性。以BO105旋翼为研究对象,分析了悬停状态总距突增过程中桨叶的弹性响应特性及其对旋翼气动特性的影响。结果表明:初始总距较大较易引发动态失速现象,导致桨叶低头力矩迅速增大、剖面翼型法向力系数减小,使旋翼的拉力超调现象减弱;在总距突增结束时刻,弹性桨叶相较刚性桨叶出现更大范围的拉力超调区域,从而导致弹性旋翼的拉力超调现象比刚性旋翼更为严重。通过旋翼涡流场分析捕捉到了尾迹的延迟脱落现象,揭示了桨盘平面诱导速度滞后造成的旋翼拉力超调现象。 展开更多
关键词 黏性涡粒子方法 几何精确梁理论 总距突增 气弹耦合 结构载荷
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数据驱动动力学与控制研究若干进展
8
作者 丁千 张舒 +7 位作者 黄锐 和梦欣 许勇 韩芳 李响 崔篮匀 王青云 徐鉴 《力学进展》 北大核心 2025年第4期747-818,共72页
动力学与控制是研究系统运动规律力学机理及其调控方法的学科,在现代工程与科学研究中具有重要作用.来自工程结构、耦合构件间力传递和环境交互中的结构和几何非线性、接触力的非光滑性、环境干扰的不确定性和与环境多场耦合交互等因素... 动力学与控制是研究系统运动规律力学机理及其调控方法的学科,在现代工程与科学研究中具有重要作用.来自工程结构、耦合构件间力传递和环境交互中的结构和几何非线性、接触力的非光滑性、环境干扰的不确定性和与环境多场耦合交互等因素的复杂性,使得传统动力学建模、动力学响应预测和动力学控制的智能化变得异常困难.数据驱动方法的快速发展为解决这些问题提供了全新思路和新的研究范式.近年来的研究表明,数据驱动方法不但可以解决或部分解决传统动力学方法无法解决的问题,而且可以显著提升动力学行为预测和性能优化的能力,为动力学与控制研究的智能化奠定必要的基础,在复杂耦合系统的建模、分析与调控中展现出巨大的潜力与科学价值.本文简要介绍了近年来数据驱动方法在机器人动力学建模与运动调控、跨声速气动弹性动力学建模、结构动力学设计、随机动力学、基于脑机接口技术和神经动力学模型的运动控制、机械设备故障诊断与剩余寿命预测等方面的应用研究进展,并探讨了这些领域面临的挑战与发展趋势. 展开更多
关键词 动力学与控制 数据驱动 机器人运动调控 随机动力学 气动弹性 动力学 设计 神经动力学 机械臂控制 故障诊断 寿命预测
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考虑动态载荷变化的大型风力机叶片气动形状优化
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作者 汪泉 王振海 张浩然 《可再生能源》 北大核心 2025年第8期1037-1043,共7页
针对大型风力机运行时叶片动态载荷变化幅度大导致疲劳载荷过大的问题,文章提出了基于动态载荷极小与功率输出极大的风力机叶片优化方法。考虑我国某近海风资源特性,利用OpenFAST计算时域风机的动态载荷变化,通过约束叶根动态拍打弯矩... 针对大型风力机运行时叶片动态载荷变化幅度大导致疲劳载荷过大的问题,文章提出了基于动态载荷极小与功率输出极大的风力机叶片优化方法。考虑我国某近海风资源特性,利用OpenFAST计算时域风机的动态载荷变化,通过约束叶根动态拍打弯矩极差及叶尖拍打幅值,利用Python编制程序并耦合OpenFAST对IEA 15 MW风力机叶片进行气动外形优化。优化结果显示:在低风速工况下,优化叶片的动态气动效率在时域范围内整体提高,同时叶根弯矩及叶尖位移均整体减小,有利于降低叶片疲劳载荷;优化叶片的时域平均功率输出增加1.455%,平均叶根拍打弯矩和叶尖拍打位移分别减小4.609%和6.397%,叶根拍打弯矩极差及叶尖拍打幅值明显降低。优化结果对降低叶片疲劳载荷具有重要的参考意义。 展开更多
关键词 动态优化设计 粒子群算法 OpenFAST 气弹响应 动态载荷
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考虑热退化和阻尼效应的壁板颤振特性分析
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作者 祁武超 张梓浩 +1 位作者 李亚冬 田素梅 《沈阳航空航天大学学报》 2025年第6期20-27,共8页
为系统揭示热退化与阻尼效应对壁板颤振边界与响应的作用机制,构建含热退化与阻尼项的壁板气动弹性模型,并基于稳定性判据开展了关键参数的灵敏度分析。首先,基于Von Kármán板大变形理论、Kelvin阻尼模型及一阶活塞理论建立... 为系统揭示热退化与阻尼效应对壁板颤振边界与响应的作用机制,构建含热退化与阻尼项的壁板气动弹性模型,并基于稳定性判据开展了关键参数的灵敏度分析。首先,基于Von Kármán板大变形理论、Kelvin阻尼模型及一阶活塞理论建立考虑热退化和阻尼效应的二维超声速壁板动力学方程,并通过Galerkin法进行空间离散。然后,基于李雅普诺夫间接法和Routh-Hurwitz准则,得到不同热退化程度下的稳定性区域图,并确定各区域内平衡点的数量及其稳定性。最后,使用四阶Runge-Kutta方法求解非线性常微分方程组,得到壁板非线性气动弹性响应,并通过时间历程图、相轨迹图和分岔图等非线性动力学描述工具进行分析。研究结果表明,热退化和材料阻尼的存在会显著缩小壁板的稳定区域范围且使得壁板厚度成为影响稳定性区域的因素之一。热退化系数的增大不仅会导致壁板振动幅值的增大,还会使得分岔点提前出现,并加速分岔演化过程。并且,热退化效应还会显著提高壁板响应类型的多样性和对系统参数的敏感性。此外,材料阻尼效应能够有效抑制壁板的类周期振动与混沌振动响应。 展开更多
关键词 热退化 材料阻尼 壁板 稳定性边界 气动弹性响应 颤振
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民用飞机大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验
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作者 尼早 黄一桓 谢海军 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第6期35-44,I0001,共11页
针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫... 针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫数下,迎角为正时,弹性模型的升力和阻力系数均小于刚性模型;固定迎角下,在不同马赫数范围内,弹性模型的升力、阻力系数和升力线斜率均小于刚性模型。在迎角0°~6°的范围内,翼根弯矩弹刚比小于翼根剪力弹刚比,证实了大展弦比大柔性机翼的静气动弹性效应可以在机翼翼根剪力不变的情况下有效降低机翼翼根弯矩。流场显示结果表明,机翼翼尖最大变形超过200 mm。机翼外侧受弹性变形影响产生了负扭转,减小了当地迎角,从而降低了翼根的剪力、弯矩和扭矩。本研究明确了静气动弹性效应对机翼载荷的重要影响,为大展弦比大柔性机翼载荷设计提供了设计依据。 展开更多
关键词 静气动弹性 机翼载荷 风洞试验 大柔度机翼 大展弦比机翼
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地面颤振模拟试验临界颤振速度关键影响因素分析
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作者 高博 孙健 +2 位作者 张忠 杨执钧 郭静 《航天器环境工程》 2025年第1期58-65,共8页
为提高飞行器地面颤振模拟试验的有效性,文章分析了影响地面颤振模拟试验结果(即临界颤振速度)的关键因素,并提出关于试验实施的指导性意见。首先通过对试验流程的分析梳理出可能影响试验结果的6大因素;然后分别建立了地面颤振模拟试验... 为提高飞行器地面颤振模拟试验的有效性,文章分析了影响地面颤振模拟试验结果(即临界颤振速度)的关键因素,并提出关于试验实施的指导性意见。首先通过对试验流程的分析梳理出可能影响试验结果的6大因素;然后分别建立了地面颤振模拟试验系统的“原理模型”、“理想化模型”和“详细模型”三个时域仿真模型,并利用仿真模型系统分析各因素对临界颤振速度的影响。结果表明:硬件设备的时钟频率会影响临界颤振速度,时钟频率取值为1000 Hz较为合适;加载系统的相位延迟对结果的影响较大,试验中必须保证加载控制算法具有足够高的相位追踪精度。该研究旨在为飞行器设计师提供更精确的颤振评估试验技术手段。 展开更多
关键词 气动弹性分析 数值模拟 地面颤振模拟试验 仿真模型 系统时滞
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基于数据驱动的变体机翼跨声速颤振分析 被引量:3
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作者 万芸怡 黄锐 刘豪杰 《力学学报》 北大核心 2025年第2期523-534,共12页
激波运动和流动分离等诱发的跨声速气动非线性效应,可能会引发变体飞行器的颤振特性随构型显著变化,导致变体机构的轻量化设计面临严峻挑战.本文针对后缘变弯度机翼,提出了基于数据驱动的跨声速气动弹性建模方法,高效且准确地预测了后... 激波运动和流动分离等诱发的跨声速气动非线性效应,可能会引发变体飞行器的颤振特性随构型显著变化,导致变体机构的轻量化设计面临严峻挑战.本文针对后缘变弯度机翼,提出了基于数据驱动的跨声速气动弹性建模方法,高效且准确地预测了后缘变弯度角度参变过程机翼的颤振边界.首先,发展了基于计算流体动力学的变弯度流-固耦合数值模拟方法,对后缘变弯度机翼的跨声速非定常流动进行高精度模拟,获得给定激励信号下机翼表面的压力快照数据及气动力响应快照数据.然后,利用获得的训练数据,结合本征正交分解和带控制的动态模式分解方法,建立了能够可靠描述机翼运动和气动载荷分布之间关系的低阶状态空间模型.最后,利用所构建的低阶模型,进行了后缘变弯度机翼的跨声速气动力响应和颤振特性预测.数值仿真结果表明,所建立的数据驱动模型能够可靠预测跨声速条件下,后缘变弯度角度参变过程中机翼的非定常气动力、表面压力分布及颤振边界,变弯度角度的增加会使跨声速颤振凹坑提前出现. 展开更多
关键词 气动弹性力学 颤振 变体机翼 模型降阶 数据驱动建模
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基于学习算法的结构大变形预测及气动弹性分析 被引量:1
14
作者 陈乔 安朝 +1 位作者 谢长川 杨超 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第3期943-952,共10页
大柔性飞行器在气动载荷作用下会产生较大的结构变形,动力学特性发生明显改变,准确的结构变形预测对大柔性飞行器设计及气动弹性仿真具有重要意义。几何非线性有限元等全阶结构模型仿真效率低,已有的非线性结构降阶模型(ROM)具有较高的... 大柔性飞行器在气动载荷作用下会产生较大的结构变形,动力学特性发生明显改变,准确的结构变形预测对大柔性飞行器设计及气动弹性仿真具有重要意义。几何非线性有限元等全阶结构模型仿真效率低,已有的非线性结构降阶模型(ROM)具有较高的仿真效率,但建立降阶模型的过程中需要大量样本数据。基于学习算法建立考虑几何非线性因素的大柔性结构静变形预测模型,利用均方根误差(RMSE)对该预测模型进行性能评估,论证几类学习算法在结构大变形预测中的适用性。结合结构大变形预测模型与曲面涡格法(VLM)提出一种新的几何非线性静气动弹性分析方法,兼顾计算精度与效率。采用所提方法计算单梁式机翼静气动弹性变形,对比仿真结果与风洞试验结果,表明所提方法计算精度及效率高,实际应用价值较大。 展开更多
关键词 几何非线性 机器学习 气动弹性 涡格法 结构大变形
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数据驱动方法在叶轮机械气动弹性分析中的应用综述 被引量:1
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作者 郑学栋 伏宇 +3 位作者 郝玉扬 汪松柏 王宝潼 郑新前 《航空发动机》 北大核心 2025年第2期32-42,共11页
随着计算机技术的快速发展与叶轮机械试验及仿真数据库的不断丰富,基于数据驱动的方法在航空发动机叶轮机械的气动弹性分析中显示出巨大潜力,能显著减少传统分析所需的大量计算资源。概述了数据驱动方法在叶轮机械气动弹性分析中的应用... 随着计算机技术的快速发展与叶轮机械试验及仿真数据库的不断丰富,基于数据驱动的方法在航空发动机叶轮机械的气动弹性分析中显示出巨大潜力,能显著减少传统分析所需的大量计算资源。概述了数据驱动方法在叶轮机械气动弹性分析中的应用,重点是物理场降阶方法和系统辨识方法;详细介绍了模态分解技术和神经网络等先进技术的基本原理、应用实例及其在实际问题中的表现和局限性。此外,探讨了当前研究中所面临的主要挑战,如计算方法的适用性及数据质量的依赖性问题。尽管数据驱动方法有望成为分析复杂的气动弹性问题的高效工具,但高质量的试验和仿真数据依然是这一领域研究成功的关键。跨学科的方法整合,如将外流领域的高级数据处理技术与基于物理的数据分析工具相结合,将进一步推动气动弹性分析的创新与发展。 展开更多
关键词 数据驱动 气动弹性力学 叶轮机械 试验数据
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15 MW级风力机纵荡过程中的气弹耦合特性研究 被引量:1
16
作者 周乐 李逸佳 +3 位作者 马璐 沈昕 欧阳华 杜朝辉 《工程热物理学报》 北大核心 2025年第7期2254-2260,共7页
基于升力线自由尾迹模型及几何精确梁模型,以IEA-15 MW风力机为对象研究了纵荡条件下风力机的气弹耦合特性。结果表明:纵荡工况下风力机的载荷会呈现出周期性波动,且受风轮尾迹的诱导作用、翼型的非定常气动特性及叶片形变运动的影响,... 基于升力线自由尾迹模型及几何精确梁模型,以IEA-15 MW风力机为对象研究了纵荡条件下风力机的气弹耦合特性。结果表明:纵荡工况下风力机的载荷会呈现出周期性波动,且受风轮尾迹的诱导作用、翼型的非定常气动特性及叶片形变运动的影响,载荷的响应存在一定的延迟。在考虑叶片柔性后,叶片的形变(尤其是扭转变形)会降低风力机的功率和推力。此外,纵荡工况下浮台运动和叶片自身重力影响的叠加会使叶片的形变特征较固定工况更加复杂。 展开更多
关键词 浮式风力机 纵荡运动 气弹耦合 自由尾迹模型 几何精确梁模型
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倾转旋翼机多模态耦合动力学建模和气弹稳定性参数影响 被引量:1
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作者 郑礼雄 王博 +1 位作者 招启军 马砾 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期218-227,共10页
基于Hamilton原理及多体动力学方法,通过建立坐标系准确地描述出旋翼/机翼/短舱等动部件的空间位置及运动关系,充分考虑不同偏置以及气动、结构和惯性耦合,保留了部件弹性变形引起的耦合效应,推导出非旋转坐标系下的质量、刚度和阻尼矩... 基于Hamilton原理及多体动力学方法,通过建立坐标系准确地描述出旋翼/机翼/短舱等动部件的空间位置及运动关系,充分考虑不同偏置以及气动、结构和惯性耦合,保留了部件弹性变形引起的耦合效应,推导出非旋转坐标系下的质量、刚度和阻尼矩阵,建立了一套倾转旋翼机的旋翼/机翼多模态耦合气弹稳定性分析模型。在此基础上开展了倾转旋翼机多模态耦合气弹稳定性参数影响分析,包括机翼挥舞弯曲、弦向弯曲和扭转刚度、机翼前掠角、桅杆高度、桨毂预锥角、旋翼挥舞刚度、挥舞变距系数等参数,结果表明:机翼三个方向刚度中,系统稳定性对扭转刚度最敏感,机翼前掠和挥舞变距调节系数均不利于抑制回转颤振,增大桅杆高度的同时需增大机翼扭转刚度可保持回转颤振边界不变,倾转铰靠近弹性轴后缘和增大旋翼挥舞刚度可提高回转颤振边界,桨毂预锥角和悬挂高度综合考虑可更高效地增大回转颤振边界。 展开更多
关键词 倾转旋翼机 多体动力学 多模态耦合 回转颤振 气弹稳定性 参数分析
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航空发动机篦齿封严环气弹稳定性 被引量:1
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作者 王文 徐梅鹏 +2 位作者 赵柄锡 孙丹 孟光 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期293-299,共7页
基于涡轮机械叶片气弹稳定性数值计算的能量法,发展了1种求解篦齿封严环气弹稳定性问题的仿真方法。基于标准文献篦齿封严环几何参数,建立了篦齿封严气弹稳定性数值模型,分析了齿腔宽度、壁厚和封严间隙对气弹稳定性的影响。结果表明:... 基于涡轮机械叶片气弹稳定性数值计算的能量法,发展了1种求解篦齿封严环气弹稳定性问题的仿真方法。基于标准文献篦齿封严环几何参数,建立了篦齿封严气弹稳定性数值模型,分析了齿腔宽度、壁厚和封严间隙对气弹稳定性的影响。结果表明:通过能量法分析气弹稳定性仿真方法可准确计算篦齿封严环的气动阻尼比及失稳节径,为篦齿封严环气弹稳定性分析提供理论依据。齿腔宽度的增加会恶化气弹稳定性,且齿腔宽度对气弹稳定性的影响随压比增加而增大。壁厚和封严间隙的增加可改善气弹失稳。 展开更多
关键词 篦齿封严环 气弹稳定性 能量法 气动阻尼比 节径
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柔性飞翼布局机翼气动弹性响应控制与风洞试验
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作者 白裕峰 邹奇彤 +2 位作者 黄锐 刘豪杰 冉玉国 《航空学报》 北大核心 2025年第14期239-251,共13页
飞翼布局飞机因具有强隐身、高气动效率等优势,受到了国内外的广泛关注。但由于其机身转动惯量小、机翼低阶弯曲模态频率低等因素,因此极易在飞行包线范围内发生刚-弹耦合颤振、气动弹性振动等复杂气动弹性问题。针对柔性飞翼布局飞机... 飞翼布局飞机因具有强隐身、高气动效率等优势,受到了国内外的广泛关注。但由于其机身转动惯量小、机翼低阶弯曲模态频率低等因素,因此极易在飞行包线范围内发生刚-弹耦合颤振、气动弹性振动等复杂气动弹性问题。针对柔性飞翼布局飞机的气动弹性振动抑制问题,提出了一种基于试验频响函数估计和鲁棒控制理论的主动气动弹性控制方法,旨通过主动控制降低飞机结构的气动弹性振动并使飞机对外部未知扰动具有较强的鲁棒性。首先,通过开环扫频试验,结合气动伺服弹性动力学建模理论,对试验频响函数进行估计,获取了与试验条件更加贴合的受控系统传递函数。随后,采用鲁棒控制理论设计了气动弹性响应控制器,通过优化其加权参数,使闭环系统的H∞范数最小化,以提高系统的鲁棒性和稳定性。其次,为了验证控制方法的有效性,开展了风洞试验验证。风洞试验结果表明,在开启鲁棒控制器的情况下,气动弹性响应控制器在一定风速范围内均可显著降低飞机翼尖加速度响应的均方根值,最高降幅可达35%,进而验证了鲁棒气动弹性控制器的有效性和鲁棒性。 展开更多
关键词 飞翼布局飞机 气动弹性振动抑制 试验频响函数估计 鲁棒控制 气动弹性响应控制器 风洞试验
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阻尼环对篦齿封严气弹稳定性的影响 被引量:1
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作者 李玉 刘海波 +3 位作者 孙丹 杨泽敏 苏国征 徐梅鹏 《航空动力学报》 北大核心 2025年第6期259-269,共11页
针对航空发动机篦齿封严的气弹失稳问题,建立了篦齿封严阻尼减振求解模型。基于能量法研究了阻尼环的结构参数及其安装位置对篦齿封严气弹稳定性的影响规律,揭示了阻尼环对篦齿封严气弹稳定性的影响机理。研究表明:在研究工况下,不安装... 针对航空发动机篦齿封严的气弹失稳问题,建立了篦齿封严阻尼减振求解模型。基于能量法研究了阻尼环的结构参数及其安装位置对篦齿封严气弹稳定性的影响规律,揭示了阻尼环对篦齿封严气弹稳定性的影响机理。研究表明:在研究工况下,不安装阻尼环时,篦齿封严在1阶和2阶模态处,气动阻尼比分别为-0.41%和-0.049%,发生气弹失稳;安装阻尼环后,第2阶模态的气动阻尼比由负值变为正值,第1阶模态处的气动阻尼比仍为负值,但数值增大,阻尼环提高了篦齿封严的气弹稳定性。阻尼环安装过盈量越大,开口量越小,篦齿封严的气动阻尼比越大,气弹稳定性越好。当阻尼环安装在悬臂端时,气动阻尼比最大,篦齿封严最稳定,而当阻尼环安装在波节处时,气动阻尼比和降幅比最小,篦齿封严稳定性较差。 展开更多
关键词 篦齿封严 阻尼环 气弹稳定性 能量法 气动阻尼比 降幅比
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