本文關(guān)鍵詞：動態(tài)失速下翼型氣彈響應(yīng)實驗方法研究及數(shù)值仿真

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【摘要】：動態(tài)失速是直升機在前飛狀態(tài)下旋翼后行槳葉出現(xiàn)的典型非定常氣動力現(xiàn)象,除限制了直升機前飛速度的提高外,由于氣動力與槳葉(周期性)運動和結(jié)構(gòu)的耦合引起的槳葉非線性氣彈響應(yīng)是導(dǎo)致旋翼振動以致結(jié)構(gòu)疲勞的重要因素之一。因而使得在動態(tài)失速下旋翼的氣彈響應(yīng)預(yù)測成為旋翼設(shè)計的關(guān)鍵也是熱點問題之一。雖然人們利用CFD/CSD氣彈響應(yīng)計算方法(松/緊耦合)對其進行了一些分析,但由于計算量巨大或氣動力模型不夠精確,而實驗研究又十分缺乏,結(jié)果至今對動態(tài)失速氣彈耦合響應(yīng)機理認識仍顯得不足,從而使得該問題的解決成為工程設(shè)計迫切關(guān)心的問題。本文為加深對動態(tài)失速下翼型的氣彈響應(yīng)機理的認識,開展了以下工作:1、調(diào)研分析了現(xiàn)有研究成果,基于B-L氣動力模型結(jié)合動力學(xué)方程建立了帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型的氣彈耦合響應(yīng)物理和數(shù)學(xué)模型,構(gòu)建了非線性氣彈緊耦合響應(yīng)計算方法。通過初步分析,獲得了復(fù)雜的氣彈響應(yīng)圖像,說明在動態(tài)失速下帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型在氣動力和結(jié)構(gòu)變形之間具有十分復(fù)雜的耦合響應(yīng)特性。結(jié)合其他學(xué)者的研究,表明不僅系統(tǒng)參數(shù)(運動初值)的變化對氣彈響應(yīng)有著十分重要的影響,而且氣動力模型的不同會有顯著不同的響應(yīng)預(yù)測結(jié)果,進一步證實了開發(fā)更為符合實際的氣動力模型是十分重要的。但前提是要對真實系統(tǒng)的響應(yīng)機理有更為準(zhǔn)確的認識才行,這一點目前最可行的方法之一就是通過系統(tǒng)的實驗來進行研究;2、設(shè)計了帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型的動態(tài)失速下氣彈響應(yīng)實驗裝置,并能兼顧剛體模型實驗,且約束彈簧剛度可變換。解決了(1)內(nèi)嵌天平的設(shè)計問題。由于研究性風(fēng)洞試驗段一般尺寸較小,所設(shè)計模型因堵塞度限制了尺寸,對天平設(shè)計提出了非常苛刻的要求。為了解決該問題,我們比較了多種方案,主要是多天平方案存在相互干擾難以消除的問題。最后還是在內(nèi)嵌式天平上通過巧妙的結(jié)構(gòu)和力學(xué)設(shè)計克服了載荷大、空間有限等問題,成功解決了這一難題;(2)帶彈簧約束情況下對模型驅(qū)動的問題。為了在風(fēng)洞中模擬翼型的氣彈耦合響應(yīng),需要在翼型俯仰振蕩運動中使得彈簧能隨翼型的振蕩在非定常氣動力作用下自由變形,并且可更換不同剛度的彈簧,因此彈性模塊必須是在動力驅(qū)動系統(tǒng)與模型間安裝,且需要設(shè)計特殊機構(gòu)使得彈簧剛度可調(diào)。因此,通過結(jié)構(gòu)分析和力傳遞原理分析,利用相對簡單且低成本的連桿機構(gòu)解決了該問題。3、開展了動態(tài)失速下帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型的氣彈響應(yīng)實驗。通過與數(shù)值響應(yīng)結(jié)果對比分析,發(fā)現(xiàn)實際系統(tǒng)的響應(yīng)與預(yù)測結(jié)果有較大差別,主要在于:(1)模型系統(tǒng)的阻尼未在動力學(xué)方程中考慮且可以預(yù)計較難測準(zhǔn)。通過預(yù)設(shè)一定的阻尼,數(shù)值響應(yīng)結(jié)果的趨勢與實驗結(jié)果逐漸接近;(2)氣動力模型本身還存在與實際不符之處。如對非定常復(fù)雜流動的反映不足;(3)非線性氣彈耦合響應(yīng)使得繞翼型的流動更加復(fù)雜,氣動力模型難以實時反映這種流動的變化情況。
【關(guān)鍵詞】：翼型 動態(tài)失速 氣彈耦合 響應(yīng)機理 風(fēng)洞實驗技術(shù)
【學(xué)位授予單位】：上海交通大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V211.4
【目錄】：

• 摘要5-7
• ABSTRACT7-16
• 第一章 緒論16-26
• 1.1 課題來源、研究背景與意義16-17
• 1.1.1 課題來源16
• 1.1.2 研究背景與意義16-17
• 1.2 國內(nèi)外研究概況17-23
• 1.2.1 二維動態(tài)失速機理和模型的建立17-18
• 1.2.2 動態(tài)失速影響因素的分析18-19
• 1.2.3 動態(tài)失速下氣彈響應(yīng)實驗研究19-23
• 1.3 本文主要工作和內(nèi)容23-26
• 第二章 非線性氣彈耦合響應(yīng)數(shù)據(jù)的理論分析基礎(chǔ)26-38
• 2.1 非線性動力現(xiàn)象26-30
• 2.1.1 穩(wěn)定性26-28
• 2.1.2 極限環(huán)28
• 2.1.3 混沌28-30
• 2.2 非線性系統(tǒng)的特征和診斷方法30-37
• 2.2.1 相平面法30
• 2.2.2 龐加萊截面法30-33
• 2.2.3 頻閃采樣法33-34
• 2.2.4 功率譜34-36
• 2.2.5 李雅普諾夫指數(shù)36-37
• 2.3 本章小結(jié)37-38
• 第三章 氣動彈性緊耦合仿真計算與分析38-50
• 3.1 二維氣動彈性系統(tǒng)的建立38-42
• 3.2 一類簡化模型仿真結(jié)果驗證42-44
• 3.3 二類簡化模型仿真結(jié)果與討論44-48
• 3.4 本章小結(jié)48-50
• 第四章 動態(tài)失速下翼型氣彈響應(yīng)實驗裝置設(shè)計50-66
• 4.1 風(fēng)洞規(guī)格50-51
• 4.2 模型設(shè)計51-53
• 4.2.1 二元翼型實驗方法51
• 4.2.2 阻塞度51-52
• 4.2.3 洞壁邊界層干擾52-53
• 4.3 測力系統(tǒng)53-60
• 4.3.1 安裝位置與天平選擇53-55
• 4.3.2 天平量程與尺寸確定55-58
• 4.3.3 應(yīng)力分析58-60
• 4.4 氣彈模擬系統(tǒng)60-62
• 4.4.1 設(shè)計難點60
• 4.4.2 彈力機構(gòu)60-61
• 4.4.3 彈力解算61-62
• 4.5 振蕩驅(qū)動系統(tǒng)62-63
• 4.5.1 減縮頻率62-63
• 4.5.2 驅(qū)動裝置63
• 4.6 總體設(shè)計方案63-64
• 4.7 本章小結(jié)64-66
• 第五章 實驗數(shù)據(jù)分析與對比66-80
• 5.1 實驗裝置及實驗設(shè)計66-67
• 5.2 實驗裝置驗證67-70
• 5.2.1 定常實驗67
• 5.2.2 剛性非定常實驗67-69
• 5.2.3 彈性非定常實驗69-70
• 5.3 實驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)對比70-78
• 5.3.1 阻尼項的影響70-71
• 5.3.2 實驗數(shù)據(jù)分析71-78
• 5.4 本章小結(jié)78-80
• 第六章 結(jié)論與展望80-82
• 6.1 主要工作與創(chuàng)新點80-81
• 6.2 后續(xù)研究工作81-82
• 參考文獻82-84
• 致謝84-86
• 攻讀碩士學(xué)位期間已發(fā)表或錄用的論文86

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