西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所
- 作品数：34 被引量：114H指数：6
- 相关作者：赵令诚张惠梁力宋淼更多>>
- 相关机构：中国航空工业集团公司中国航空工业第一飞机设计研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金高等学校学科创新引智计划西北工业大学基础研究基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学一般工业技术天文地球更多>>
- 动载荷识别方法的研究进展被引量：6
- 2015年
- 大多数情况下,作用在工程结构上的动载荷,如高性能战斗机在大攻角机动飞行时所作用在垂尾结构上的抖振载荷,是无法直接测量的,只能通过测试结构在动载荷作用下的动态响应来识别出结构的动载荷。首先阐述了动载荷识别的基本原理,然后根据结构模型的特点,将动载荷识别方法分为确定性结构的动载荷识别方法和不确定性结构的动载荷识别两大类,对近些年国内外学者在这两方面的研究进展展开述评,最后针对目前动载荷识别方法研究中所存在的问题,提出有待深入探讨的课题。
- 杨智春贾有
- 关键词：识别方法动载荷高性能战斗机工程结构机动飞行
- 结构参数对机翼非线性颤振系统混沌运动特性的影响被引量：5
- 2013年
- 机翼非线性颤振系统中的混沌运动是一种复杂的非线性动力学现象,研究结构参数对机翼非线性颤振系统混沌运动特性的影响,对非线性动力学系统的混沌运动控制具有重要意义。建立具有立方型非线性操纵刚度的带操纵面二元机翼的颤振方程,采用数值积分方法分别获得该非线性颤振系统在不同阻尼水平和不同操纵刚度下的分岔特性图。对分岔特性图进行对比分析结果表明:操纵面的操纵刚度并不影响系统的混沌运动特性,而操纵面偏转自由度或机翼俯仰自由度上的阻尼将会影响系统混沌颤振区域内的周期窗口,进而影响系统的混沌运动特性,特别是两自由度中任意一个的阻尼水平减小到一定程度时,系统混沌颤振区域内的周期窗口都将会消失;但是,单一的减小某个自由度上的阻尼水平,会使机翼非线性颤振系统的颤振临界速度降低。为了使得该系统在混沌颤振区域内不产生周期窗口又不降低其颤振临界速度,可采用在减小俯仰自由度阻尼的同时增大操纵面偏转自由度阻尼的方法。
- 张惠杨智春张新平周建谷迎松
- 关键词：二元机翼结构参数
- 支撑刚度对飞翼模型固有模态和体自由度颤振特性的影响被引量：3
- 2018年
- 研究了支撑刚度对飞翼模型固有模态和体自由度颤振特性的影响规律。首先,建立了典型飞翼的半翼展结构动力学有限元模型和颤振分析模型,进行了自由-自由状态下的对称模态特性和体自由度颤振特性计算。然后,考虑飞翼模型在风洞实验中的典型支撑条件,在模型质心处采用沉浮弹簧及俯仰弹簧模拟其支撑刚度特性,在一系列支撑刚度下,计算了飞翼模型的低阶固有频率和体自由度颤振特性。结果表明,随着沉浮和俯仰支撑刚度的增大,对应的飞翼模型刚体模态频率呈上升趋势;与沉浮支撑刚度相比,俯仰支撑刚度对机翼对称一弯频率的影响相对较大。单独采用沉浮支撑会使飞翼模型在较低风速下发生俯仰/沉浮耦合型颤振;单独采用俯仰支撑则可获得与自由状态类似的俯仰/机翼对称一弯耦合型颤振。研究发现,通过适当地调整沉浮、俯仰支撑刚度值的组合,使得模型的俯仰频率超过沉浮频率一定比例后,可以获得与自由-自由状态近似的体自由度颤振结果。本研究对于飞翼体自由度颤振风洞试验模型的支撑刚度设计具有现实意义。
- 刘基海谷迎松杨智春
- 关键词：气动弹性力学飞翼支撑刚度固有频率
- 操纵面非线性气动弹性响应引起的结构疲劳损伤分析方法研究被引量：5
- 2015年
- 由于间隙的存在,随着速度的增加操纵面会发生非线性气动弹性响应,即操纵面发生极限环振动,其振动频率比飞机结构疲劳载荷谱的频率高,因此操纵面在每次飞行中只需经历1-2 s的极限环振动,其在整个飞机服役期内累加得到的总循环数将达到10万次的量级,可见操纵面极限环振动引起的结构疲劳损伤不容忽视,所以需要建立起操纵面气动弹性数据（飞行速度和间隙）与结构疲劳损伤的对应关系。针对此问题,将非线性气动弹性分析方法和结构疲劳预测技术结合,发展一套分析流程用来讨论操纵面极限环振动与周边结构疲劳的关系,为设定操纵面间隙值提供参考。为了对此分析流程进行说明,对具有操纵面的复杂机翼进行了非线性气动弹性分析获得其偏转角响应,并将其转化为作用在作动器两头耳片上的疲劳载荷谱,通过疲劳分析获得周边结构疲劳特性与操纵面非线性气动弹性响应的关系。
- 李毅杨智春金伟
- 关键词：操纵面极限环振动
- 柔性控制面在颤振主动抑制中的应用
- 利用前、后缘控制面对带扭转非线性刚度二元机翼进行颤振主动抑制.当来流风速高于颤振临界速度时,利用三种不同类型的柔性控制面对机翼出现的极限环振荡进行主动控制.采用模型参考自适应控制器,优化了控制器参数,得到了各种构型控制面...
- 欧阳炎杨智春梁力
- 关键词：机翼颤振主动抑制模型参考自适应控制器遗传算法
- 文献传递
- 阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法被引量：5
- 2012年
- 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。
- 李斌张玉杰杨智春
- 关键词：模型试验
- 一种飞机垂尾抖振载荷识别的新方法被引量：6
- 2013年
- 针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转化为时间函数的识别问题。通过垂尾结构的气动弹性运动方程推导出加速度响应功率谱密度与广义力功率谱密度之间的关系式,再由谱分解理论得出广义力功率密度与抖振载荷功率谱密度的关系式,最后根据空间分布函数的正交性逐点识别出时间函数。为了解决上述逐点识别过程中遇到的不适定问题,提出了一种新的正则化处理方法,并用牛顿迭代法选取最佳正则化因子。对一个垂尾模型,先用计算流体力学(CFD)仿真软件计算出垂尾模型上的抖振载荷,然后将这些抖振载荷施加在垂尾结构上,并计算出垂尾结构的抖振加速度响应,利用计算出的加速度响应识别出抖振载荷,并与计算的抖振载荷进行比较,从而验证了本文所提出的抖振载荷逐点识别方法具有很好的识别精度。
- 贾有杨智春
- 关键词：垂尾载荷识别正交分解正则化
- 动载荷的识别方法被引量：44
- 2015年
- 大多数情况下,作用在工程结构上的动载荷,如高性能战斗机在大攻角机动飞行时作用在垂尾结构上的抖振载荷,是无法直接测量的,只能通过测试结构在动载荷作用下的动态响应来识别出结构的动载荷.首先阐述了动载荷识别的基本原理,然后根据结构模型的特点,将动载荷识别方法分为确定性结构的动载荷识别方法和不确定性结构的动载荷识别两大类,对近些年国内外学者在这两方面的研究进展进行述评,最后针对目前动载荷识别方法研究中所存在的问题,提出有待深入探讨的课题.
- 杨智春贾有
- 关键词：动载荷识别正则化卡尔曼滤波不确定性
- 飞机抖振响应数据处理及分析方法被引量：3
- 2011年
- 为了编制抖振疲劳谱、估算抖振疲劳寿命等,必须预先对时域的抖振响应数据进行处理与分析。考虑到抖振响应的随机特性,特别是其显著的分散性,建立了统计模型来对其分析处理。针对同一飞行状态下数据仓中的抖振响应数据,将其划分为若干子数据块,以子数据块中数据统计特征来描述对应子数据块均方根下的响应分布情况,而以对应飞行状态下各子数据块的均方根分布情况来描述该状态下抖振响应的总体分布趋势以及选择其关键响应状态水平。首先,采用威布尔分布假设,运用极大似然估计法对子数据块的数据进行分布参数估计,并给出了分布假设的检验方法;然后,采用"三步进"经验函数来描述抖振响应均方根的分布规律。在所研究的基础上,根据给出的抖振数据处理与分析结果使用流程,即只需根据确定的几个关键均方根水平,定位到相应的子数据块,再结合子数据块数据的统计模型得到对应飞行状态下的响应分布,就可用于飞机设计与强度校核。由实际飞行试验抖振数据的处理与分析表明,此方法具备一定的合理性。
- 陈帅杨智春李斌
- 关键词：抖振数据处理威布尔分布极大似然估计
- 大型机载光学系统主动隔振平台设计与仿真
- <正>从分析飞机结构振动特点出发,提出采用气动与电磁驱动联合作动的方法为大型机载光学系统的安装设计一套主动隔振平台。文章首先提出一种采用气动/电磁联合作动的新型隔振器设计方案。然后,依据飞机结构的特点,利用多个该隔振器的...
- 李斌董万元
- 文献传递
