专利名称：一种无附加气动阻尼的飞行器颤振特性分析方法
技术领域：
本发明涉及飞行器动强度和稳定性技术领域，具体为一种无附加气动阻尼的飞行器颤振特性分析方法，用于分析飞行器亚临界阻尼和频率特性。
背景技术：
在飞行器飞行过程中，其翼面结构会受到非定常气动力、惯性力及弹性力的耦合作用，使得飞行器在某个临界飞行速度下，结构会发生不衰减的振动——颤振，导致飞机结构破坏，酿成机毁人亡的惨剧，因此需要对飞行器颤振特性进行分析。目前分析飞行器颤振特性的方法是将颤振分析方程式中的非定常气动力分离为气动刚度项和气动阻尼项，然后求解特征值进而获得飞行器亚临界阻尼和频率特性，根据亚临界阻尼由负数变为正数的条件来确定颤振临界速度。与实际模型相比，该方法引入了一个附加气动阻尼项，虽然该附加气动阻尼项在颤振临界速度下是趋于消失的，但在亚临界条件下，由于该附加项的存在，不利于求得精确的飞行器亚临界阻尼特性和频率特性。在目前对飞行器颤振特性进行验证的颤振飞行试验过程中，出于安全考虑，不会使飞行速度趋于颤振临界速度，主要以计算所得的亚临界阻尼特性为参考，据此制定颤振试飞的计划以及指导试飞决策，因此需要精确分析飞行器亚临界阻尼特性和频率特性。
发明内容
要解决的技术问题为了精确分析飞行器亚临界阻尼特性和频率特性，本发明提出了一种无附加气动阻尼的飞行器颤振特性分析方法。技术方案本发明的技术方案为所述一种无附加气动阻尼的飞行器颤振特性分析方法，其特征在于包括以下步骤步骤1 建立飞行器气动弹性模型，并确定飞行器气动弹性模型的广义质量阵M, 广义阻尼阵B，广义刚度阵K，广义非定常气动力影响系数矩阵Q (ik)，参考长度b ；将广义非定常气动力影响系数矩阵Q(ik)分离为实部QK(k)和虚部Q1GO ；步骤2 确定包含飞行器颤振临界速度的飞行速度范围，计算对应该速度范围内各个飞行速度点的各阶模态的亚临界阻尼g和频率f，其中g = 2Y，f= ω/2π，y为衰减率，ω为圆频率；其中计算对应该速度范围内某个速度点V的第j阶模态的亚临界阻尼 g和频率f的步骤为步骤2. 1 选择减缩频率k的初始值1 = ω J/b，衰减率Y的初始值Y C1 = 0，其中Qci为飞行器结构固有频率；步骤2. 2 迭代计算减缩频率k和衰减率Y 其中由减缩频率第η步迭代值kn和衰减率第η步迭代值γ η计算第η+1步迭代值kn+1和γ n+1的过程为将kn和γ n带入无附加气动阻尼的飞行器颤振分析方程式Ms2 + (B -^pVbQ'(k)/k)s +K-^pV2(QK(k) -yQ' (k)) {^}=0中，式中s为拉普拉斯变量，q为广义坐标，P为大气密度，V为飞行器飞行速度，计算得到飞行器颤振分析方程式的第j阶特征值的第n+1步迭代值S^， 由= (/ +, + 0 +1得到Y n+1和ω μ，再由kn+1 = ω n+1V/b得到kn+1 ；当迭代计算至
kffl+1-kj彡￡1且I Ym+1_Ym| ( ε 2时，迭代计算终止，得到对应飞行速度V的亚临界阻尼 g = 2 γ m, mM f = om/2Ji，其中 ￡1彡0.001，ε2^0. 001 ；步骤3 根据步骤2得到的各个飞行速度点与亚临界阻尼g和频率f的对应结果， 分别绘制亚临界阻尼g和频率f随飞行速度的变化曲线，并确定飞行器颤振临界速度。有益效果本发明引入了无附加气动阻尼项的飞行器颤振分析方程，并针对该方程对应的非线性特征值问题，采用阻尼迭代方法进行亚临界阻尼特性分析，对比以往的带有附加气动阻尼项的颤振分析方法，本发明无需引入附加气动阻尼项，故而得到的飞行器亚临界阻尼特性更为精确，有助于确定飞行器颤振特性，为颤振试飞提供可靠的依据。
图1 实施例中采用的风洞试验二元机翼剖面模型示意图；图2 实施例中的模型亚临界频率特性对比图；图3 实施例中的模型亚临界阻尼特性对比具体实施例方式下面结合具体实施例描述本发明实施例本实施例分析的对象模型如图1所述，为一个风洞试验二元机翼模型。步骤1 根据机翼模型的原始数据，确定模型的广义质量阵M，广义阻尼阵B，广义刚度阵K分别为
权利要求
1. 一种无附加气动阻尼的飞行器颤振特性分析方法，其特征在于包括以下步骤 步骤1 建立飞行器气动弹性模型，并确定飞行器气动弹性模型的广义质量阵M，广义阻尼阵B，广义刚度阵K，广义非定常气动力影响系数矩阵Q (ik)，参考长度b ；将广义非定常气动力影响系数矩阵Q(ik)分离为实部QK(k)和虚部Q1GO ；步骤2 确定包含飞行器颤振临界速度的飞行速度范围，计算对应该速度范围内各个飞行速度点的各阶模态的亚临界阻尼g和频率f，其中g = 2 γ，f = ω/2 π，γ为衰减率， ω为圆频率；其中计算对应该速度范围内某个速度点V的第j阶模态的亚临界阻尼g和频率f的步骤为步骤2. 1 选择减缩频率k的初始值1 = ω^/b，衰减率γ的初始值Ytl = 0，其中GJci 为飞行器结构无阻尼固有频率；步骤2. 2 迭代计算减缩频率k和衰减率Y :其中由减缩频率第η步迭代值kn和衰减率第η步迭代值γ η计算第η+1步迭代值kn+1和γ n+1的过程为将kn和γ n带入无附加气动阻尼的飞行器颤振分析方程式Ms2+(5-ipVbQ'(k)/k)s + K-^pV2(QR(k)-YQ'(k)) {^ = O中，式中s为拉普拉斯变量，q为广义坐标，P为大气密度，V为飞行器飞行速度，计算得到飞行器颤振分析方程式的第j阶特征值的第n+1步迭代值·^，由心=O^1夂> +1得到 Yn+1 和 ωη+1，再由 kn+1= con+1V/b 得到 kn+1 ；当迭代计算至 |km+「km| 彡 ε 1且| Ym+「Ym| 彡 ε2 时，迭代计算终止，得到对应飞行速度V的亚临界阻尼g = 2 γ m，频率f = ωω/2 π，其中 E1^O. 001，ε 2 ^ 0. 001 ；步骤3 根据步骤2得到的各个飞行速度点与亚临界阻尼g和频率f的对应结果，分别绘制亚临界阻尼g和频率f随飞行速度的变化曲线，并确定飞行器颤振临界速度。
全文摘要
本发明提出了一种无附加气动阻尼的飞行器颤振特性分析方法，首先建立飞行器气动弹性模型，其次在包含飞行器颤振临界速度的飞行速度范围内，计算各个飞行速度点的各阶模态的亚临界阻尼和频率，最后绘制亚临界阻尼和频率随飞行速度的变化曲线，并确定飞行器颤振临界速度。本发明引入了无附加气动阻尼项的飞行器颤振分析方程，并针对该方程对应的非线性特征值问题，采用阻尼迭代方法进行亚临界阻尼特性分析，对比以往的带有附加气动阻尼项的颤振分析方法，本发明无需引入附加气动阻尼项，故而得到的飞行器亚临界阻尼特性更为精确，有助于确定飞行器颤振特性，为颤振试飞提供可靠的依据。
文档编号G06F17/50GK102364477SQ20111028442
公开日2012年2月29日 申请日期2011年9月22日 优先权日2011年9月22日
发明者李斌, 杨智春, 谷迎松 申请人:西北工业大学