一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法
2023-06-25 19:20:36 2
專利名稱：一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法
技術領域：
本發明涉及飛行器動強度和穩定性技術領域，具體為一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法，用於分析飛行器亞臨界阻尼和頻率特性。
背景技術：
在飛行器飛行過程中，其翼面結構會受到非定常氣動力、慣性力及彈性力的耦合作用，使得飛行器在某個臨界飛行速度下，結構會發生不衰減的振動——顫振，導致飛機結構破壞，釀成機毀人亡的慘劇，因此需要對飛行器顫振特性進行分析。目前分析飛行器顫振特性的方法是將顫振分析方程式中的非定常氣動力分離為氣動剛度項和氣動阻尼項，然後求解特徵值進而獲得飛行器亞臨界阻尼和頻率特性，根據亞臨界阻尼由負數變為正數的條件來確定顫振臨界速度。與實際模型相比，該方法引入了一個附加氣動阻尼項，雖然該附加氣動阻尼項在顫振臨界速度下是趨於消失的，但在亞臨界條件下，由於該附加項的存在，不利於求得精確的飛行器亞臨界阻尼特性和頻率特性。在目前對飛行器顫振特性進行驗證的顫振飛行試驗過程中，出於安全考慮，不會使飛行速度趨於顫振臨界速度，主要以計算所得的亞臨界阻尼特性為參考，據此制定顫振試飛的計劃以及指導試飛決策，因此需要精確分析飛行器亞臨界阻尼特性和頻率特性。
發明內容
要解決的技術問題為了精確分析飛行器亞臨界阻尼特性和頻率特性，本發明提出了一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法。技術方案本發明的技術方案為所述一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法，其特徵在於包括以下步驟步驟1 建立飛行器氣動彈性模型，並確定飛行器氣動彈性模型的廣義質量陣M, 廣義阻尼陣B，廣義剛度陣K，廣義非定常氣動力影響係數矩陣Q (ik)，參考長度b ；將廣義非定常氣動力影響係數矩陣Q(ik)分離為實部QK(k)和虛部Q1GO ；步驟2 確定包含飛行器顫振臨界速度的飛行速度範圍，計算對應該速度範圍內各個飛行速度點的各階模態的亞臨界阻尼g和頻率f，其中g = 2Y，f= ω/2π，y為衰減率，ω為圓頻率；其中計算對應該速度範圍內某個速度點V的第j階模態的亞臨界阻尼 g和頻率f的步驟為步驟2. 1 選擇減縮頻率k的初始值1 = ω J/b，衰減率Y的初始值Y C1 = 0，其中Qci為飛行器結構固有頻率；步驟2. 2 迭代計算減縮頻率k和衰減率Y 其中由減縮頻率第η步迭代值kn和衰減率第η步迭代值γ η計算第η+1步迭代值kn+1和γ n+1的過程為將kn和γ n帶入無附加氣動阻尼的飛行器顫振分析方程式Ms2 + (B -^pVbQ'(k)/k)s +K-^pV2(QK(k) -yQ' (k)) {^}=0中，式中s為拉普拉斯變量，q為廣義坐標，P為大氣密度，V為飛行器飛行速度，計算得到飛行器顫振分析方程式的第j階特徵值的第n+1步迭代值S^， 由= (/ +, + 0 +1得到Y n+1和ω μ，再由kn+1 = ω n+1V/b得到kn+1 ；當迭代計算至
kffl+1-kj彡￡1且I Ym+1_Ym| ( ε 2時，迭代計算終止，得到對應飛行速度V的亞臨界阻尼 g = 2 γ m, mM f = om/2Ji，其中 ￡1彡0.001，ε2^0. 001 ；步驟3 根據步驟2得到的各個飛行速度點與亞臨界阻尼g和頻率f的對應結果， 分別繪製亞臨界阻尼g和頻率f隨飛行速度的變化曲線，並確定飛行器顫振臨界速度。有益效果本發明引入了無附加氣動阻尼項的飛行器顫振分析方程，並針對該方程對應的非線性特徵值問題，採用阻尼迭代方法進行亞臨界阻尼特性分析，對比以往的帶有附加氣動阻尼項的顫振分析方法，本發明無需引入附加氣動阻尼項，故而得到的飛行器亞臨界阻尼特性更為精確，有助於確定飛行器顫振特性，為顫振試飛提供可靠的依據。
圖1 實施例中採用的風洞試驗二元機翼剖面模型示意圖；圖2 實施例中的模型亞臨界頻率特性對比圖；圖3 實施例中的模型亞臨界阻尼特性對比具體實施例方式下面結合具體實施例描述本發明實施例本實施例分析的對象模型如圖1所述，為一個風洞試驗二元機翼模型。步驟1 根據機翼模型的原始數據，確定模型的廣義質量陣M，廣義阻尼陣B，廣義剛度陣K分別為
權利要求
1. 一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法，其特徵在於包括以下步驟 步驟1 建立飛行器氣動彈性模型，並確定飛行器氣動彈性模型的廣義質量陣M，廣義阻尼陣B，廣義剛度陣K，廣義非定常氣動力影響係數矩陣Q (ik)，參考長度b ；將廣義非定常氣動力影響係數矩陣Q(ik)分離為實部QK(k)和虛部Q1GO ；步驟2 確定包含飛行器顫振臨界速度的飛行速度範圍，計算對應該速度範圍內各個飛行速度點的各階模態的亞臨界阻尼g和頻率f，其中g = 2 γ，f = ω/2 π，γ為衰減率， ω為圓頻率；其中計算對應該速度範圍內某個速度點V的第j階模態的亞臨界阻尼g和頻率f的步驟為步驟2. 1 選擇減縮頻率k的初始值1 = ω^/b，衰減率γ的初始值Ytl = 0，其中GJci 為飛行器結構無阻尼固有頻率；步驟2. 2 迭代計算減縮頻率k和衰減率Y :其中由減縮頻率第η步迭代值kn和衰減率第η步迭代值γ η計算第η+1步迭代值kn+1和γ n+1的過程為將kn和γ n帶入無附加氣動阻尼的飛行器顫振分析方程式Ms2+(5-ipVbQ'(k)/k)s + K-^pV2(QR(k)-YQ'(k)) {^ = O中，式中s為拉普拉斯變量，q為廣義坐標，P為大氣密度，V為飛行器飛行速度，計算得到飛行器顫振分析方程式的第j階特徵值的第n+1步迭代值·^，由心=O^1夂> +1得到 Yn+1 和 ωη+1，再由 kn+1= con+1V/b 得到 kn+1 ；當迭代計算至 |km+「km| 彡 ε 1且| Ym+「Ym| 彡 ε2 時，迭代計算終止，得到對應飛行速度V的亞臨界阻尼g = 2 γ m，頻率f = ωω/2 π，其中 E1^O. 001，ε 2 ^ 0. 001 ；步驟3 根據步驟2得到的各個飛行速度點與亞臨界阻尼g和頻率f的對應結果，分別繪製亞臨界阻尼g和頻率f隨飛行速度的變化曲線，並確定飛行器顫振臨界速度。
全文摘要
本發明提出了一種無附加氣動阻尼的飛行器顫振特性分析方法，首先建立飛行器氣動彈性模型，其次在包含飛行器顫振臨界速度的飛行速度範圍內，計算各個飛行速度點的各階模態的亞臨界阻尼和頻率，最後繪製亞臨界阻尼和頻率隨飛行速度的變化曲線，並確定飛行器顫振臨界速度。本發明引入了無附加氣動阻尼項的飛行器顫振分析方程，並針對該方程對應的非線性特徵值問題，採用阻尼迭代方法進行亞臨界阻尼特性分析，對比以往的帶有附加氣動阻尼項的顫振分析方法，本發明無需引入附加氣動阻尼項，故而得到的飛行器亞臨界阻尼特性更為精確，有助於確定飛行器顫振特性，為顫振試飛提供可靠的依據。
文檔編號G06F17/50GK102364477SQ20111028442
公開日2012年2月29日 申請日期2011年9月22日 優先權日2011年9月22日
發明者李斌, 楊智春, 谷迎松 申請人:西北工業大學