顫振是飛行器彈性結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)力作用下的一種自激振蕩現(xiàn)象,會(huì)給飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重威脅,是飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中必須考量的重要問(wèn)題。對(duì)高超聲速飛行器而言,準(zhǔn)確獲取其顫振特性同樣具有舉足輕重的作用,但目前的相關(guān)研究工作并不完善。存在風(fēng)洞試驗(yàn)理論方法欠缺、模型設(shè)計(jì)制作難度大、安全保障技術(shù)不成熟等問(wèn)題;其數(shù)值仿真方法的計(jì)算精度還受激波邊界層干擾、真實(shí)氣體效應(yīng)等因素影響。針對(duì)上述問(wèn)題,本文開(kāi)展了以下研究工作:完成了馬赫數(shù)5的高超聲速舵面顫振試驗(yàn)的部分工作,在風(fēng)洞中完整再現(xiàn)了從穩(wěn)定到發(fā)散的顫振過(guò)程,試驗(yàn)獲得的顫振動(dòng)壓為29.5kPa,顫振頻率為29.3,顫振形式為彎扭耦合;此外,試驗(yàn)過(guò)程中還發(fā)現(xiàn)了高超聲速顫振特性對(duì)結(jié)構(gòu)模態(tài)振型異常敏感的現(xiàn)象。針對(duì)所開(kāi)展的高超聲速舵面顫振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了數(shù)值仿真研究。采用多種氣動(dòng)力模型和耦合迭代策略,進(jìn)行了時(shí)域、頻域的顫振動(dòng)壓預(yù)測(cè)。計(jì)算結(jié)果表明,采用三階活塞理論、統(tǒng)一升力面理論、Euler、N-S方程的顫振動(dòng)壓預(yù)測(cè)結(jié)果較接近,與試驗(yàn)值誤差均在7%以?xún)?nèi)。采用時(shí)域方法計(jì)算時(shí),松耦合方法的誤差超過(guò)15%。同時(shí)發(fā)現(xiàn)支撐機(jī)構(gòu)會(huì)帶來(lái)激波邊界層干擾效應(yīng),一定程度上提高了顫振動(dòng)壓,考慮該因素... 

【文章來(lái)源】：合肥工業(yè)大學(xué)安徽省 211工程院校 教育部直屬院校

【文章頁(yè)數(shù)】：84 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

X-43飛行器結(jié)構(gòu)構(gòu)型和材料布局

圖 3.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c支撐機(jī)構(gòu)g.3.2 Test model and support mechan模型采用固定 0 攻角垂直安裝裝（見(jiàn)圖 3.3），通過(guò)模型支撐裝 所示在風(fēng)洞安裝狀態(tài)用對(duì)模型進(jìn)行及支撐裝置狀態(tài)正常，都進(jìn)行沒(méi)有發(fā)生變化，說(shuō)明支撐系統(tǒng)

圖 3.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c支撐機(jī)構(gòu)Fig.3.2 Test model and support mechanism要求，模型采用固定 0 攻角垂直安裝，相對(duì)于風(fēng)直安裝（見(jiàn)圖 3.3），通過(guò)模型支撐裝置將試驗(yàn)?zāi)D 3.3 所示狀態(tài)，在風(fēng)洞安裝狀態(tài)用對(duì)模型進(jìn)行了模態(tài)試驗(yàn)后模型及支撐裝置狀態(tài)正常，都進(jìn)行了校核性振態(tài)參數(shù)沒(méi)有發(fā)生變化，說(shuō)明支撐系統(tǒng)沒(méi)有影響舵


本文編號(hào)：3071483