本文選題：壁板顫振 + 形狀記憶合金��； 參考：《哈爾濱工業(yè)大學(xué)》2017年博士論文

【摘要】：壁板顫振是一種自激振動(dòng)現(xiàn)象,它是壁板在慣性力、彈性力以及氣動(dòng)力相互耦合作用下產(chǎn)生的。隨著飛行器飛行馬赫數(shù)的提高,氣動(dòng)熱效應(yīng)變得越來越顯著。溫度升高會(huì)引起壁板面內(nèi)的熱應(yīng)力以及熱力矩,這會(huì)影響壁板的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性。因此在分析超聲速或高超聲速下壁板的顫振問題時(shí),就必須要考慮氣動(dòng)加熱對(duì)壁板穩(wěn)定性的影響。近些年來,智能材料被廣泛地應(yīng)用于壁板的主動(dòng)控制或被動(dòng)控制。目前壁板地面顫振實(shí)驗(yàn)的相關(guān)研究仍然較少。為此,本文主要針對(duì)以下幾個(gè)問題展開研究:采用Kirchhoff經(jīng)典板理論、von-Karman非線性位移應(yīng)變關(guān)系以及Hamilton原理建立了超聲速流中復(fù)合材料壁板運(yùn)動(dòng)的偏微分方程。采用三階非線性活塞理論模擬氣動(dòng)力,并采用Galerkin方法獲得了壁板運(yùn)動(dòng)的常微分方程。研究了壁板在氣動(dòng)載荷和熱載荷聯(lián)合作用下的穩(wěn)定性邊界。采用頻域分析方法研究了壁板彎曲固有頻率、臨界熱屈曲溫度和臨界顫振動(dòng)壓。分析了氣動(dòng)非線性項(xiàng)對(duì)發(fā)生顫振時(shí)極限環(huán)振動(dòng)幅值的影響。研究了壁板溫度、長寬比和鋪設(shè)角度對(duì)顫振邊界的影響。采用在復(fù)合材料層合板中鋪設(shè)形狀記憶合金的方法對(duì)壁板顫振以及熱屈曲實(shí)施抑制。采用Kirchhoff經(jīng)典板理論模擬壁板位移,采用von-Karman大變形理論描述壁板非線性位移-應(yīng)變關(guān)系,壁板表面所承受的氣動(dòng)力采用三階活塞非線性理論來描述,采用一維Brinson熱力學(xué)模型描述形狀記憶合金產(chǎn)生的回復(fù)力。鋪設(shè)形狀記憶合金壁板的運(yùn)動(dòng)偏微分方程組由Hamilton原理建立,隨后通過Galerkin離散法得到系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)的常微分方程組,建立了一種研究鋪設(shè)形狀記憶合金壁板氣動(dòng)熱彈性問題的新方法。采用非線性理論分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性區(qū)域和顫振邊界。研究了形狀記憶合金的鋪設(shè)角度、鋪設(shè)位置、份數(shù)、預(yù)應(yīng)變和溫度對(duì)壁板熱屈曲和顫振抑制效果的影響。研究了高超聲速氣流中三維復(fù)合材料層合板的非線性氣動(dòng)彈性-氣動(dòng)熱耦合問題,構(gòu)建了壁板溫度隨飛行高度、氣流密度和飛行速度等環(huán)境參數(shù)的函數(shù)。建模過程中采用Ecker's參考溫度方法計(jì)算氣動(dòng)力所產(chǎn)生的氣動(dòng)加熱,壁板內(nèi)的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)方程由差分方法求解,采用三階非線性活塞理論模擬氣動(dòng)壓力,實(shí)現(xiàn)了氣壁板動(dòng)彈性-氣動(dòng)熱耦合分析。數(shù)值分析中考慮了斜激波前后參數(shù)對(duì)氣流參數(shù)、臨界顫振動(dòng)壓和極限環(huán)振動(dòng)幅值的影響,計(jì)算了壁板在氣動(dòng)彈性-氣動(dòng)熱耦合作用下的時(shí)域響應(yīng)。提出了一種新的壁板地面顫振試驗(yàn)方法。給出了縮減分布式非定常氣動(dòng)力為集中力的方法。試驗(yàn)研究和數(shù)值計(jì)算對(duì)象為一塊四邊簡支薄鋁板。采用三階非線性活塞理論模擬超聲速壁板的非定常氣動(dòng)力。試驗(yàn)過程中應(yīng)用d Space控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集并分析壁板某幾個(gè)點(diǎn)的位移和速度信息,然后計(jì)算所需要產(chǎn)生的氣動(dòng)力并且施加于激振器。采用激光位移傳感器測量壁板最大位移點(diǎn)處的振動(dòng)響應(yīng),來判斷壁板所處于的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。數(shù)值分析中應(yīng)用Hamilton原理、Galerkin離散方法和Rung-Kutta法對(duì)壁板的非線性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行分析。最后對(duì)試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析對(duì)比,包括壁板臨界顫振動(dòng)壓以及極限環(huán)振動(dòng)幅值。
[Abstract]:Panel flutter is a self-excited vibration phenomenon, it is siding in the inertial force, elastic force generated and aerodynamic coupling. With the flight of Maher number increase, the aerodynamic heating effect becomes more and more significant. The temperature will cause the wall surface in the thermal stress and thermal moment, this will affect the panel the aeroelastic stability. Therefore the analysis of supersonic or hypersonic panel flutter problem, we must consider the influence of aerodynamic heating on the wall stability. In recent years, active control of intelligent materials have been widely used in panel or passive control. The related research panel flutter experiment ground is still small. Therefore in this paper, the following problem: the Kirchhoff von-Karman classical plate theory, the nonlinear displacement strain relation and Hamilton principle established in supersonic flow composite material The partial differential equation of panel movement. By simulation of three order nonlinear aerodynamic piston theory, and uses the Galerkin method to obtain the differential equation of motion. On the wall panel in the aerodynamic stability of the combined effect of boundary load and thermal load. The frequency of plate bending natural frequency analysis method, the critical temperature and critical thermal buckling flutter dynamic pressure analysis. The aerodynamic nonlinearity of limit cycle flutter vibration amplitude. The effect of wall temperature on the impact, the ratio of length to width and ply angle on the flutter boundary. The method of laminate laid shape memory alloy composite material on thermal buckling and flutter suppression. The classic Kirchhoff board theoretical simulation of wall displacement, the nonlinear displacement strain relationship description panel using von-Karman large deformation theory, the aerodynamic surface panel under the three order piston To describe the nonlinear theory, the one-dimensional Brinson thermodynamic model to describe the restoring force of the shape memory alloy produced by laying shape memory alloy panel. Partial differential equations are established by the principle of Hamilton, followed by a set of ordinary differential equations of motion of the system through the Galerkin method, a new method of laying aerothermoelasticity problem of shape memory alloy panels gas. Using nonlinear theory to analyze the stability region and the flutter boundary system. On the laying angle, shape memory alloy laying position, the number of copies, effects of pre strain and temperature on the wall thermal buckling and flutter of hypersonic flow in three-dimensional nonlinear gas composite laminates - dynamic elastic pneumatic thermal coupling problem, construct the wall temperature with altitude, air density and function of environmental parameters of flight velocity. In the modeling process. Calculation of aerodynamic force generated by the Ecker's reference temperature method of aerodynamic heating and transient heat conduction in the wall by difference method, using three order piston theory nonlinear simulation of pneumatic pressure, the gas wall dynamic elastic pneumatic thermal coupling analysis. The numerical analysis to consider the oblique shock wave parameters on the flow parameters before and after the critical flutter dynamic pressure effect, and the limit cycle amplitude, panel on aeroelastic response time - pneumatic thermal coupling under calculated. Put forward a new method of panel flutter test ground is given. The distributed reduction of unsteady aerodynamic force as the concentrated force. Experimental study and numerical it is a piece of simply supported thin plate. The unsteady aerodynamic simulation of supersonic panel three order nonlinear piston theory. The application of D Space control system in real-time and analysis of some points in the test process The displacement and velocity information, and then calculate the aerodynamic force needs to produce and are applied to the vibration exciter. Using laser displacement sensor to measure the maximum displacement response at the panel point, to determine the state of motion in the wall. The application of Hamilton principle in numerical analysis, the response of Galerkin discrete method and Rung-Kutta method to analyze the nonlinear dynamic panel at the end of the experiment. And the numerical results are analyzed and compared, including panel critical flutter dynamic pressure and the limit cycle amplitude.

【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2017
【分類號(hào)】：V215.34

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本文編號(hào)：1772661