考慮到顫振試驗(yàn)的危險(xiǎn)性,如果在顫振試驗(yàn)中能有準(zhǔn)確有效的顫振邊界預(yù)測(cè)技術(shù),具有在顫振發(fā)生前的亞臨界速度范圍內(nèi)提前判斷顫振邊界,甚至在較低的速度就能預(yù)測(cè)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(yàn)安全、降低試驗(yàn)成本、提高顫振預(yù)測(cè)結(jié)果準(zhǔn)確性等作用。因此對(duì)實(shí)用有效的顫振邊界預(yù)測(cè)方法進(jìn)行研究與發(fā)展,具有重要的科學(xué)意義及工程應(yīng)用前景。雖然顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理技術(shù)與顫振邊界預(yù)測(cè)方法已經(jīng)取得了進(jìn)展,但是還需要針對(duì)大氣紊流激勵(lì)條件下顫振邊界預(yù)測(cè)的技術(shù)方法開(kāi)展進(jìn)一步研究。本文首先針對(duì)紊流激勵(lì)響應(yīng)模態(tài)混雜、信噪比低的問(wèn)題,采用頻譜分析與經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解方法對(duì)響應(yīng)信號(hào)進(jìn)行降噪處理與數(shù)據(jù)重構(gòu),從而降低信號(hào)隨機(jī)性對(duì)參數(shù)識(shí)別的影響,發(fā)展了適用于大氣紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào)的信號(hào)處理與模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法。其次,對(duì)當(dāng)前顫振邊界預(yù)測(cè)較為有效的基于振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)的兩種穩(wěn)定性分析方法進(jìn)行了研究,從原理上證明了兩方法之間的關(guān)系。最后,進(jìn)一步對(duì)帶控制面機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了理論研究,提出了適用于帶控制面機(jī)翼的顫振邊界預(yù)測(cè)方法。本文的主要研究?jī)?nèi)容和取得的成果有:(1)提出了適用于大氣紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào)的一套信號(hào)處理與模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法。針對(duì)大氣紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào),從理論上分析了隨機(jī)減量技術(shù)、自然激勵(lì)技術(shù)和Hilbert-Huang變換的方法原理及區(qū)別,建立平板機(jī)翼有限元模型,通過(guò)數(shù)值仿真,模擬了紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào),對(duì)比分析了上述方法處理信號(hào)的有效性。然后對(duì)模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法中的復(fù)指數(shù)法、ARMA模型時(shí)間序列分析法、隨機(jī)子空間辨識(shí)、矩陣束法進(jìn)行了理論推導(dǎo),在平板機(jī)翼模型算例中進(jìn)行了系統(tǒng)的對(duì)比分析,結(jié)果表明矩陣束方法具有更高的模態(tài)參數(shù)識(shí)別精度,結(jié)合Hilbert-Huang變換與自然激勵(lì)技術(shù),能夠較準(zhǔn)確地識(shí)別紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào)中的模態(tài)參數(shù)。(2)理論推導(dǎo)了顫振邊界預(yù)測(cè)方法中適用于振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)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(jī)翼模型基礎(chǔ)上說(shuō)明了兩方法之間的區(qū)別與聯(lián)系。對(duì)于機(jī)翼彎扭耦合顫振,兩方法穩(wěn)定性判據(jù)具有近似的變化曲線(xiàn),相差采樣頻率四次方的數(shù)量級(jí)。通過(guò)數(shù)值仿真研究,以平板機(jī)翼模型與梁架機(jī)翼模型為例,分析了兩方法穩(wěn)定性判據(jù)隨飛行速度變化趨勢(shì),對(duì)比分析了兩方法受模態(tài)參數(shù)識(shí)別誤差影響的情況。結(jié)果表明,兩方法穩(wěn)定性判據(jù)隨著風(fēng)速的增加具有良好的下降趨勢(shì),有助于顫振邊界的提前預(yù)測(cè)。相比較而言,顫振裕度FM受阻尼比識(shí)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(jī)翼運(yùn)動(dòng)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(jī)翼的顫振邊界預(yù)測(cè)方法,提出了穩(wěn)定性參數(shù)并進(jìn)行了數(shù)值仿真研究,驗(yàn)證了所提出判據(jù)提前預(yù)測(cè)顫振邊界的有效性和準(zhǔn)確性。在外推預(yù)測(cè)過(guò)程中定義了一個(gè)首值的概念,當(dāng)風(fēng)速小于首值時(shí),各測(cè)點(diǎn)的預(yù)測(cè)結(jié)果趨于首值;當(dāng)風(fēng)速大于首值時(shí),各測(cè)點(diǎn)的預(yù)測(cè)結(jié)果逐漸趨于實(shí)際顫振速度,且每個(gè)預(yù)測(cè)值都具有一定的安全裕度并可以幫助指導(dǎo)下一步的風(fēng)速,有助于提高顫振試驗(yàn)的安全性。(4)對(duì)本文發(fā)展的紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào)處理方法、模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法與顫振邊界預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了試驗(yàn)研究,對(duì)四個(gè)不同的風(fēng)洞顫振試驗(yàn)算例(包括模態(tài)復(fù)雜的全機(jī)顫振風(fēng)洞試驗(yàn))進(jìn)行了數(shù)據(jù)處理與顫振預(yù)測(cè),并與實(shí)際顫振速度進(jìn)行對(duì)比。試驗(yàn)結(jié)果表明,本文發(fā)展的方法技術(shù)能夠有效地處理紊流激勵(lì)響應(yīng)信號(hào),并得到準(zhǔn)確的顫振預(yù)測(cè)結(jié)果。頻率峰值倒數(shù)追蹤法能夠體現(xiàn)出信號(hào)各模態(tài)的能量隨風(fēng)速變化趨勢(shì),有助于判斷危險(xiǎn)模態(tài);系統(tǒng)穩(wěn)定性判據(jù)在顫振發(fā)生前的較低風(fēng)速就具有良好的下降趨勢(shì),能夠較早地預(yù)測(cè)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(fēng)速進(jìn)行顫振預(yù)測(cè)。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類(lèi)】：V215.34
【部分圖文】：

圖 1. 1 氣動(dòng)彈性的力三角形氣動(dòng)力、慣性恢復(fù)力和彈性力三者耦合作用下產(chǎn)生生顫振，會(huì)在極短時(shí)間甚至幾秒內(nèi)發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞，成疲勞破壞[3]。因此，顫振是一種危險(xiǎn)的振動(dòng)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(lì)響應(yīng)的機(jī)翼顫振邊界預(yù)測(cè)研究翼轟炸機(jī)上[4]。1940 年美國(guó)塔科馬海峽吊橋在僅有 18m/s 的風(fēng)載作用下也因?yàn)榘l(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(jī)就發(fā)生了 54 起顫振事故，1967 年法國(guó)幻影 F-1 超音速戰(zhàn)斗機(jī)因顫振而墜毀，1972 年西德與荷蘭聯(lián)合研制的“VFW614”型短程運(yùn)輸機(jī)因升降舵調(diào)整片發(fā)生顫振而失事。一直以來(lái)，研究人員逐步加深了對(duì)顫振問(wèn)題的理解與認(rèn)知，但現(xiàn)代飛機(jī)仍不斷面臨著顫振問(wèn)題，比如：1991 年，臺(tái)灣一架 IDF 飛機(jī)發(fā)生全機(jī)顫振而墜入海中；1997 年，美國(guó)一架 F-117 隱形飛機(jī)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(lèi)事故不勝枚舉。

機(jī)翼的前四階固有模態(tài)及振型
【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2853321