CN111797468B - 一种后边条维形框壁板颤振抑制方法 - Google Patents

一种后边条维形框壁板颤振抑制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111797468B
CN111797468B CN202010553005.2A CN202010553005A CN111797468B CN 111797468 B CN111797468 B CN 111797468B CN 202010553005 A CN202010553005 A CN 202010553005A CN 111797468 B CN111797468 B CN 111797468B
Authority
CN
China
Prior art keywords
flutter
improvement
wall plate
dimensional
thickness
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010553005.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111797468A (zh
Inventor
王钱伟
罗敏
陈立勇
罗士超
吴成林
孙超
龚思楚
张海东
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Original Assignee
Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd filed Critical Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Priority to CN202010553005.2A priority Critical patent/CN111797468B/zh
Publication of CN111797468A publication Critical patent/CN111797468A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111797468B publication Critical patent/CN111797468B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

本发明提供一种后边条维形框壁板颤振抑制方法，包括：第一步，根据确定的设计准则，使用防壁板颤振经验估算公式Φb＝[f(M)E/q]1/ 3tb/a，进行改进前维形段结构计算，提出改进方案，并对改进后维形段结构进行计算；第二步，根据振动设计准则，需保证结构固有频率最低阶频率大于扰动气流频率，并保留足够的频率储备裕度，建立结构有限元模型，对改进后的维形段结构进行了模态分析，判断改进后是否满足设计准则；第三步，获取维形段结构改进前、后应力分布及应力大小变化情况，在壁板上施加气动载荷，对其进行有限元应力计算，判断改进后的最大应力是否有显著降低；第四步，如不满足上述步骤中的任一个，则重复上述过程。该方法技术方案简单高效，改装成本低，结构重量增加较少。

Description

一种后边条维形框壁板颤振抑制方法
技术领域
本发明属于飞行器气动弹性设计技术领域，具体为一种后边条维形框壁板颤振抑制方法，具体说是提供一种采用防壁板颤振经验估算公式、振动设计准则、应力水平控制的壁板颤振抑制方法。
背景技术
壁板颤振是飞行器的壁板结构在超声速气流中，由于惯性力、弹性力、热载荷以及作用于壁板一个表面上的气动力之间耦合作用而产生的一种自激振动现象。通常，当壁板开始颤振时，其振幅随时间急剧增大，但在结构非线性的影响下，振幅不会无限制地增大。壁板颤振虽然不像翼面颤振那样导致严重的飞行事故，但它对飞行器结构的疲劳寿命或飞行性能会产生不利的影响，有可能造成下列后果：
(1)产生强烈地噪声；
(2)壁板在长时间的振动后发生疲劳开裂甚至造成壁板在飞行中破碎；
(3)壁板附近的设备失效。
壁板结构的颤振与振动主动控制技术，是航空领域内十分关注的问题。当前飞机为减轻结构重量，大多采用薄壁结构，长期飞行后蒙皮会出现上述后果。为此需要对这一部分壁板进行重新设计。
虽然壁板颤振研究始于20世纪50年代，并且基于活塞理论、有势流理论、Euler方程、N-S方程等气动力理论开展了壁板研究，但是壁板颤振的动力学系统是非保守的自治系统，其动力学特性十分复杂。影响壁板颤振特性的系统因素有很多，如中面压紧力、曲率、气流偏角和材料属性等。已有的研究工作大多都限于数值模拟或是实验研究，对壁板颤振抑制不能快速提供壁板改进方案，很难满足工程要求。而单一使用防壁板颤振经验估算公式很难从宏观上反映出结构改进效果，且可能结构重量增加较大。
发明内容
为解决上述现有技术存在的不足，本发明旨在工程上解决上述技术问题，获得改进方案的局部最优解。
本发明提供一种后边条维形框壁板颤振抑制方法，包括以下过程：
Step1，根据MIL-A-87221和文献AFFDL-TR-67-140中的方法作为设计准则，使用其中的防壁板颤振经验估算公式Φb＝[f(M)E/q]1/3tb/a，进行改进前维形段结构计算，提出改进方案，并对改进后维形段结构进行计算；
Step2，根据振动设计准则，需保证结构固有频率最低阶频率大于扰动气流频率，并保留足够的频率储备裕度，建立结构有限元模型，对改进后的维形段结构进行了模态分析，判断改进后是否满足设计准则；
Step3，获取维形段结构改进前、后应力分布及应力大小变化情况，在壁板上施加气动载荷，对其进行有限元应力计算，判断改进后的最大应力是否有显著降低；
Step4，如有不满足过程Step1、Step2、Step3中的一个，则重复上述过程。
进一步地，如Step1中的改进前维形段结构计算方法如下：
计算方法主要采用两个基本参数：a/b和Φb＝[f(M)E/q]1/3tb/a，
各参数意义为：
a-顺气流方向长度/mm；
b-垂直气流方向宽度/mm；
Φb-指数/查图表得到，只与a、b相关，用于判断是否在非颤振区的参数；
q/f(M)-速压/与马赫数相关的函数；
E-弹性模量/MPa；
tb-临界厚度/mm；
由Φb和a/b构成一条壁板颤振边界曲线，曲线以上为非颤振区，曲线以下为颤振区。
进一步地，如Step1中的改进后维形段结构计算方法如下：
步骤1，按结构确定a、b；
步骤2，由a/b按Φb和a/b构成的一条壁板颤振边界曲线来确定Φb；
步骤3，结合飞行包线确定q/f(M)；
步骤4，不发生颤振的壁板基本厚度为tb＝Φba/[f(M)E/q]1/3；
步骤5，如厚度超出预期且增加厚度比增加型材所增加的重量多，则在维形框增加型材，改变a/b，重复上述步骤进行计算，直至增重较少且能满足要求。
进一步地，如Step1中计算得到的壁板厚度只考虑了壁板颤振的几个主要参数，考虑到其它重要影响参数及安全系数后得到壁板设计厚度tD＝fkkxtb，其中，
k-支持条件修正系数，不大于2.0；
kx-气流偏角修正系数；
f-安全系数；
tb-临界厚度/mm；
tD-乘以安全系数以后的临界厚度。
上述技术方案中，根据防壁板颤振估算公式，尽可能使用高效的优化变量，对结构进行局部改进，并同时满足了结构固有频率、应力水平、防壁板颤振三个要求，实施方案简单高效，改装成本尽可能低，结构重量增加较少，能从根本上解决该技术问题。
附图说明
图1为本发明壁板颤振边界曲线图。
图2为本发明q/f(M)与M、H关系曲线图。
图3为一种后边条维形段改进方案结构示意图。
图4为一种原始方案壁板应力云图。
图5为一种改进方案壁板应力云图。
具体实施方式
下面结合一种实施例对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述。
第一步，根据MIL-A-87221要求对壁板进行防颤振设计，并用文献AFFDL-TR-67-140中的方法作为设计准则。该文献中的计算方法主要采用以下两个基本参数：a/b和Φb＝[f(M)E/q]1/3tb/a。
各参数说明如下：
t-板厚/mm；E-弹性模量/MPa；a-顺气流方向长度/mm；b-垂直气流方向宽度/mm
Φb-指数/查图表得到，只与a、b相关；
q/f(M)-速压/与马赫数相关的函数；
tb-临界厚度/mm；
k-支持条件修正系数，不大于2.0；
kx-气流偏角修正系数；
f-安全系数；
tD-乘以安全系数以后的临界厚度；
Φb-用于判断是否在非颤振区的参数。
由Φb和a/b构成一条壁板颤振边界曲线(图1)，曲线以上为非颤振区，曲线以下为颤振区。
壁板结构改进设计步骤如下：
1)按结构确定a、b；
2)由a/b按图1确定Φb；
3)结合飞行包线按图2确定q/f(M)；
4)不发生颤振的壁板基本厚度为：tb＝Φba/[f(M)E/q]1/3；
5)如厚度超出预期且增加厚度比增加型材所增加的重量多，则在维形框增加型材，改变a/b，重复上述步骤进行计算，直至增重较少且能满足要求。
以上计算得到的壁板厚度只考虑了壁板颤振的几个主要参数，考虑到其它重要影响参数及安全系数后得到壁板设计厚度：tD＝fkkxtb(对于本例，取安全系数f＝1.3，支持条件等修正系数k＝1，气流偏角修正系数kx＝1)。
改进前Φb值低于要求值，极有可能出现壁板颤振，且如果只增加厚度，可能壁板厚度需达到3mm，超出预期且增重较大，因此考虑增加型材改变a/b的值，在经过一系列增加壁板型材方案设计后，降低a/b，使Φb(计算)>Φb(要求)，从而满足防壁板颤振设计要求。
表1改进前高度3km，马赫数1.0和1.2时计算结果
Figure GDA0003877249140000061
表2改进后高度3km，马赫数1.0和1.2时设计改进计算结果
Figure GDA0003877249140000062
第二步，研究全机模型下后边条维形框表面的非定常压力波动情况，在后边条维形框表面选取3个典型点，对这3个点处的非定常压力变化进行频谱分析，估算出扰动气流频率fr，根据振动设计准则，需保证结构固有频率最低阶频率大于扰动气流频率，并保留足够的频率储备裕度，建立结构有限元模型，使用MSC.Patran软件对改进后的维形段结构进行了模态分析，结果见下表3，第一阶模态频率高于扰动气流频率，如不满足要求重复第一步。
表3维形段模态分析
阶次 频率/Hz
1 1.9f<sub>r</sub>
2 2.1f<sub>r</sub>
3 2.2f<sub>r</sub>
4 2.4f<sub>r</sub>
5 2.5f<sub>r</sub>
第三步，获取维形段结构改进前、后应力分布及应力大小变化情况，采用MSC.Patran软件在壁板上施加气动载荷，采用MSC.Nastran软件对其进行有限元应力计算，根据应力云图(图4、图5)可以发现，改进后的维形框最大应力降低约50％，如若应力水平未有显著降低，重复第一步和第二步。

Claims (2)

1.一种后边条维形框壁板颤振抑制方法，其特征在于：所述的后边条维形框壁板颤振抑制方法设计步骤为：
Step1，根据MIL-A-87221和文献AFFDL-TR-67-140中的方法作为设计准则，使用其中的防壁板颤振经验估算公式Φb＝[f(M)E/q]1/3tb/a，进行改进前维形段结构计算，提出改进方案，并对改进后维形段结构进行计算；
Step2，根据振动设计准则，需保证结构固有频率最低阶频率大于扰动气流频率，并保留足够的频率储备裕度，建立结构有限元模型，对改进后的维形段结构进行了模态分析，判断改进后是否满足设计准则；
Step3，获取维形段结构改进前、后应力分布及应力大小变化情况，在壁板上施加气动载荷，对其进行有限元应力计算，判断改进后的最大应力是否有显著降低；
Step4，如有不满足过程Step1、Step2、Step3中的一个，则重复上述过程；
并且，所述的Step1中的改进前维形段结构计算方法如下：
计算方法主要采用两个基本参数：a/b和Φb＝[f(M)E/q]1/3tb/a，各参数意义具体为：
a-顺气流方向长度/mm，
b-垂直气流方向宽度/mm，
Φb-指数/查图表得到，只与a、b相关，用于判断是否在非颤振区的参数，
q/f(M)-速压/与马赫数相关的函数，
E-弹性模量/MPa，
tb-临界厚度/mm，
由Φb和a/b构成一条壁板颤振边界曲线，曲线以上为非颤振区，曲线以下为颤振区；
同时，所述的Step1中的改进后维形段结构计算方法如下：
步骤1，按结构确定a、b，
步骤2，由a/b按Φb和a/b构成的一条壁板颤振边界曲线来确定Φb，
步骤3，结合飞行包线确定q/f(M)，
步骤4，不发生颤振的壁板基本厚度为tb＝Φba/[f(M)E/q]1/3，
步骤5，如厚度超出预期且增加厚度比增加型材所增加的重量多，则在维形框增加型材，改变a/b，重复上述步骤进行计算，直至增重较少且能满足要求。
2.根据权利要求1所述的后边条维形框壁板颤振抑制方法，其特征在于：所述的Step1中计算得到的壁板厚度只考虑了壁板颤振的几个主要参数，考虑到其它重要影响参数及安全系数后得到壁板设计厚度tD＝fkkxtb，其中，
k-支持条件修正系数，不大于2.0；
kx-气流偏角修正系数；
f-安全系数；
tb-临界厚度/mm；
tD-乘以安全系数以后的临界厚度。
CN202010553005.2A 2020-06-17 2020-06-17 一种后边条维形框壁板颤振抑制方法 Active CN111797468B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010553005.2A CN111797468B (zh) 2020-06-17 2020-06-17 一种后边条维形框壁板颤振抑制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010553005.2A CN111797468B (zh) 2020-06-17 2020-06-17 一种后边条维形框壁板颤振抑制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111797468A CN111797468A (zh) 2020-10-20
CN111797468B true CN111797468B (zh) 2022-12-02

Family

ID=72803462

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010553005.2A Active CN111797468B (zh) 2020-06-17 2020-06-17 一种后边条维形框壁板颤振抑制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111797468B (zh)

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013009446A (ja) * 2011-06-22 2013-01-10 Calsonic Kansei Corp 基板ケース構造
CN102319989B (zh) * 2011-09-06 2013-11-20 上海交通大学 一种飞机水平尾翼梁缘条的制造方法
CN103252680B (zh) * 2013-04-24 2015-05-20 华中科技大学 一种铣削加工颤振主动控制系统及其方法
CN104229155A (zh) * 2013-06-08 2014-12-24 北京航空航天大学 考虑屈曲约束与铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层确定方法
CN103399570B (zh) * 2013-07-29 2015-10-28 华南理工大学 一种模拟空间飞行器壁板结构颤振/振动控制装置与方法
CN103433516B (zh) * 2013-08-29 2016-05-04 上海交通大学 一种基于压电陶瓷驱动的车削颤振抑制装置
CN103853890B (zh) * 2014-03-12 2017-08-04 温州职业技术学院 一种高超声速飞行器气动弹性剪裁方法
CN106777696B (zh) * 2016-12-19 2019-05-17 厦门大学 基于qmu的颤振设计方法
CN106625684B (zh) * 2017-03-06 2023-03-17 安徽工程大学 一种用于机器人耦合动态特性分析与控制的系统和方法
CN107563107B (zh) * 2017-10-23 2020-06-02 北京航空航天大学 一种基于序贯优化思想的飞行器结构静气动弹性设计方法
CN108052787B (zh) * 2018-02-01 2020-06-23 南京航空航天大学 基于飞行动态的高超声速飞行器机翼颤振损伤估计方法
CN109372939A (zh) * 2018-11-14 2019-02-22 中国空空导弹研究院 一种自适应振动抑制夹层壁板复合材料
CN109870289B (zh) * 2019-04-11 2024-04-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种t型平尾颤振模型保护装置及其应用

Also Published As

Publication number Publication date
CN111797468A (zh) 2020-10-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20220033062A1 (en) Method and system for determining helicopter rotor airfoil
US6705838B1 (en) Modified wind turbine airfoil
CN108052787B (zh) 基于飞行动态的高超声速飞行器机翼颤振损伤估计方法
CN108170886B (zh) 基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法
CN103810341B (zh) 一种风力发电机叶片翼型颤振的预测方法
CN103646131A (zh) 一种考虑气动弹性约束的复合材料机翼多目标优化设计方法
CN113158338B (zh) 一种基于粗网格快速湍流壁面函数气动力预测方法
CN108363843A (zh) 一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性全机配平方法
CN111797468B (zh) 一种后边条维形框壁板颤振抑制方法
CN112373673B (zh) 改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构的流动控制方法
Cui et al. Hypersonic I-shaped aerodynamic configurations
CN109409019A (zh) 一种风力机叶片气动外形的预弯优化方法
CN109969381A (zh) 一种具有尖前缘大弯度的低雷诺数高升阻比翼型
Klug et al. Actuator concepts for active gust alleviation on transport aircraft at transonic speeds
CN114861488B (zh) 一种空腔结构载荷谱编制方法
CN105117541B (zh) 一种正向型架外形优化设计方法
CN114065423B (zh) 快速评估航空发动机风扇叶片颤振的方法
Wan et al. Design studies of aeroelastic tailoring of forward-swept composite aircraft using hybrid genetic algorithm
Sodja et al. Design of a flying demonstrator wing for manoeuvre load alleviation with cruise shape constraint
Previtali et al. Performance evaluation of a 3D morphing wing and comparison with a conventional wing
Okolo et al. Determination of sweet spot for trailing aircraft in formation flight
CN107844643A (zh) 一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法
Venugopal et al. Large eddy simulation of a wind turbine airfoil at high angle of attack
Kumawat et al. Numerical Investigation of Hinged Flap vs. Morphed Trailing-edge at Low Reynolds Number
Nugroho et al. A CFD analysis of NACA 0015 airfoil as a horizontal stabilizer with gap length variations

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant