發(fā)布時間：2020-10-23 17:22

　　 考慮到顫振試驗的危險性,如果在顫振試驗中能有準確有效的顫振邊界預測技術,具有在顫振發(fā)生前的亞臨界速度范圍內提前判斷顫振邊界,甚至在較低的速度就能預測出合理有效的顫振速度的能力,將很大程度上起到保障試驗安全、降低試驗成本、提高顫振預測結果準確性等作用。因此對實用有效的顫振邊界預測方法進行研究與發(fā)展,具有重要的科學意義及工程應用前景。雖然顫振試驗數(shù)據處理技術與顫振邊界預測方法已經取得了進展,但是還需要針對大氣紊流激勵條件下顫振邊界預測的技術方法開展進一步研究。本文首先針對紊流激勵響應模態(tài)混雜、信噪比低的問題,采用頻譜分析與經驗模態(tài)分解方法對響應信號進行降噪處理與數(shù)據重構,從而降低信號隨機性對參數(shù)識別的影響,發(fā)展了適用于大氣紊流激勵響應信號的信號處理與模態(tài)參數(shù)識別方法。其次,對當前顫振邊界預測較為有效的基于振動響應信號的兩種穩(wěn)定性分析方法進行了研究,從原理上證明了兩方法之間的關系。最后,進一步對帶控制面機翼動力學模型進行了理論研究,提出了適用于帶控制面機翼的顫振邊界預測方法。本文的主要研究內容和取得的成果有:(1)提出了適用于大氣紊流激勵響應信號的一套信號處理與模態(tài)參數(shù)識別方法。針對大氣紊流激勵響應信號,從理論上分析了隨機減量技術、自然激勵技術和Hilbert-Huang變換的方法原理及區(qū)別,建立平板機翼有限元模型,通過數(shù)值仿真,模擬了紊流激勵響應信號,對比分析了上述方法處理信號的有效性。然后對模態(tài)參數(shù)識別方法中的復指數(shù)法、ARMA模型時間序列分析法、隨機子空間辨識、矩陣束法進行了理論推導,在平板機翼模型算例中進行了系統(tǒng)的對比分析,結果表明矩陣束方法具有更高的模態(tài)參數(shù)識別精度,結合Hilbert-Huang變換與自然激勵技術,能夠較準確地識別紊流激勵響應信號中的模態(tài)參數(shù)。(2)理論推導了顫振邊界預測方法中適用于振動響應信號分析的顫振裕度法與ARMA系統(tǒng)穩(wěn)定性分析方法,從彎扭耦合二元機翼模型基礎上說明了兩方法之間的區(qū)別與聯(lián)系。對于機翼彎扭耦合顫振,兩方法穩(wěn)定性判據具有近似的變化曲線,相差采樣頻率四次方的數(shù)量級。通過數(shù)值仿真研究,以平板機翼模型與梁架機翼模型為例,分析了兩方法穩(wěn)定性判據隨飛行速度變化趨勢,對比分析了兩方法受模態(tài)參數(shù)識別誤差影響的情況。結果表明,兩方法穩(wěn)定性判據隨著風速的增加具有良好的下降趨勢,有助于顫振邊界的提前預測。相比較而言,顫振裕度FM受阻尼比識別誤差的影響更小,具有更好的魯棒性。(3)基于三自由度二元機翼運動方程與系統(tǒng)穩(wěn)定性分析方法,提出了適用于帶控制面機翼的顫振邊界預測方法,提出了穩(wěn)定性參數(shù)并進行了數(shù)值仿真研究,驗證了所提出判據提前預測顫振邊界的有效性和準確性。在外推預測過程中定義了一個首值的概念,當風速小于首值時,各測點的預測結果趨于首值;當風速大于首值時,各測點的預測結果逐漸趨于實際顫振速度,且每個預測值都具有一定的安全裕度并可以幫助指導下一步的風速,有助于提高顫振試驗的安全性。(4)對本文發(fā)展的紊流激勵響應信號處理方法、模態(tài)參數(shù)識別方法與顫振邊界預測方法進行了試驗研究,對四個不同的風洞顫振試驗算例(包括模態(tài)復雜的全機顫振風洞試驗)進行了數(shù)據處理與顫振預測,并與實際顫振速度進行對比。試驗結果表明,本文發(fā)展的方法技術能夠有效地處理紊流激勵響應信號,并得到準確的顫振預測結果。頻率峰值倒數(shù)追蹤法能夠體現(xiàn)出信號各模態(tài)的能量隨風速變化趨勢,有助于判斷危險模態(tài);系統(tǒng)穩(wěn)定性判據在顫振發(fā)生前的較低風速就具有良好的下降趨勢,能夠較早地預測出合理的顫振邊界;采用速度-阻尼方法能夠在顫振發(fā)生前的臨界風速進行顫振預測。
【學位單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：V215.34
【部分圖文】：

圖 1. 1 氣動彈性的力三角形氣動力、慣性恢復力和彈性力三者耦合作用下產生生顫振，會在極短時間甚至幾秒內發(fā)生結構破壞，成疲勞破壞[3]。因此，顫振是一種危險的振動形式記載的顫振發(fā)生在第一次世界大戰(zhàn)初期 1916 年的

基于大氣紊流激勵響應的機翼顫振邊界預測研究翼轟炸機上[4]。1940 年美國塔科馬海峽吊橋在僅有 18m/s 的風載作用下也因為發(fā)生顫振而坍塌，如圖 1.1（左）所示。僅在 1947-1956 年的十年間，美軍軍用飛機就發(fā)生了 54 起顫振事故，1967 年法國幻影 F-1 超音速戰(zhàn)斗機因顫振而墜毀，1972 年西德與荷蘭聯(lián)合研制的“VFW614”型短程運輸機因升降舵調整片發(fā)生顫振而失事。一直以來，研究人員逐步加深了對顫振問題的理解與認知，但現(xiàn)代飛機仍不斷面臨著顫振問題，比如：1991 年，臺灣一架 IDF 飛機發(fā)生全機顫振而墜入海中；1997 年，美國一架 F-117 隱形飛機在飛行表演中也發(fā)生操縱面顫振而墜毀，如圖 1.1（右）所示，此類事故不勝枚舉。

機翼的前四階固有模態(tài)及振型
【參考文獻】

相關期刊論文 前10條

1 徐琪澤;吳金志;張毅剛;;基于振型相關性的結構模態(tài)參數(shù)頻域自動識別[J];建筑結構;2015年05期

2 張偉偉;鐘華壽;肖華;葉正寅;;顫振飛行試驗的邊界預測方法回顧與展望[J];航空學報;2015年05期

3 戴玉婷;楊超;;考慮隨機型不確定性的浸入式顫振求解方法[J];航空學報;2014年08期

4 譚博;侯玉;鄭華;裴承鳴;;一種改進的矩陣束模態(tài)參數(shù)估計方法[J];西北工業(yè)大學學報;2014年03期

5 周思達;劉莉;楊武;馬志賽;;基于矩陣分式多項式時變結構模態(tài)參數(shù)最小二乘辨識[J];振動與沖擊;2014年06期

6 盧曉東;;大型飛機顫振試飛低頻密集模態(tài)參數(shù)辨識[J];飛行力學;2014年03期

7 楊佑發(fā);李帥;李海龍;;環(huán)境激勵下結構模態(tài)參數(shù)識別的改進ITD法[J];振動與沖擊;2014年01期

8 徐麗霞;黃貞益;孔祥偉;;基于N4SID子空間辨識的軋機系統(tǒng)性能改進分析[J];振動與沖擊;2013年04期

9 廖振洋;鄭華;裴承鳴;譚博;;改進的HHT及其在顫振試驗數(shù)據處理中的應用[J];計算機仿真;2013年02期

10 吳超;曹廣忠;;基于隨機減量技術和Prony方法的低頻振蕩類噪聲辨識[J];電力系統(tǒng)自動化;2013年08期

相關博士學位論文 前2條

1 楊武;時變結構模態(tài)參數(shù)的時域辨識方法及在線辨識技術研究[D];北京理工大學;2015年

2 胡文軍;關于模式識別中大樣本分類技術的幾個關鍵問題研究[D];江南大學;2012年

相關碩士學位論文 前2條

1 李海龍;環(huán)境激勵下結構模態(tài)參數(shù)識別方法研究[D];重慶大學;2012年

2 甘斌林;基于AR建模的兩種模態(tài)分解方法及其在顫振信號處理中的應用研究[D];西北工業(yè)大學;2003年

本文編號：2853321