顫振是飛行器彈性結(jié)構(gòu)在氣動力作用下的一種自激振蕩現(xiàn)象,會給飛行安全帶來嚴重威脅,是飛行器設計過程中必須考量的重要問題。對高超聲速飛行器而言,準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。存在風洞試驗理論方法欠缺、模型設計制作難度大、安全保障技術(shù)不成熟等問題;其數(shù)值仿真方法的計算精度還受激波邊界層干擾、真實氣體效應等因素影響。針對上述問題,本文開展了以下研究工作:完成了馬赫數(shù)5的高超聲速舵面顫振試驗的部分工作,在風洞中完整再現(xiàn)了從穩(wěn)定到發(fā)散的顫振過程,試驗獲得的顫振動壓為29.5kPa,顫振頻率為29.3,顫振形式為彎扭耦合;此外,試驗過程中還發(fā)現(xiàn)了高超聲速顫振特性對結(jié)構(gòu)模態(tài)振型異常敏感的現(xiàn)象。針對所開展的高超聲速舵面顫振風洞試驗模型進行了數(shù)值仿真研究。采用多種氣動力模型和耦合迭代策略,進行了時域、頻域的顫振動壓預測。計算結(jié)果表明,采用三階活塞理論、統(tǒng)一升力面理論、Euler、N-S方程的顫振動壓預測結(jié)果較接近,與試驗值誤差均在7%以內(nèi)。采用時域方法計算時,松耦合方法的誤差超過15%。同時發(fā)現(xiàn)支撐機構(gòu)會帶來激波邊界層干擾效應,一定程度上提高了顫振動壓,考慮該因素... 

【文章來源】：合肥工業(yè)大學安徽省 211工程院校 教育部直屬院校

【文章頁數(shù)】：84 頁

【學位級別】：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 試驗模型與支撐機構(gòu)g.3.2 Test model and support mechan模型采用固定 0 攻角垂直安裝裝（見圖 3.3），通過模型支撐裝 所示在風洞安裝狀態(tài)用對模型進行及支撐裝置狀態(tài)正常，都進行沒有發(fā)生變化，說明支撐系統(tǒng)

圖 3.2 試驗模型與支撐機構(gòu)Fig.3.2 Test model and support mechanism要求，模型采用固定 0 攻角垂直安裝，相對于風直安裝（見圖 3.3），通過模型支撐裝置將試驗模圖 3.3 所示狀態(tài)，在風洞安裝狀態(tài)用對模型進行了模態(tài)試驗后模型及支撐裝置狀態(tài)正常，都進行了校核性振態(tài)參數(shù)沒有發(fā)生變化，說明支撐系統(tǒng)沒有影響舵


本文編號：3071483