导读:本文包含了失速颤振论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:弹性,射流,动态,数值,桨叶,风洞,分岔。
失速颤振论文文献综述
孙皓[1]（2019）在《风力机翼型失速颤振的实验与数值模拟研究》一文中研究指出随着风能的广泛应用以及风力机技术的不断发展,风力机叶片更纤长,展弦比和叶尖速比更大,在日常运行中或极端风况下,叶片在扭转至大攻角时往往会发生“失速”现象,从而引发叶片震颤,严重时甚至可能造成叶片结构的破坏。为确保风力机运行时的安全以及性能,有必要对该现象的机理进行探究。本文采用风洞实验和数值模拟的方法对NACA 64-418翼型的失速振荡特性进行研究,主要分析了翼型在“极限环振荡”状态下的气动特性,进而得出相关结论。本文主要完成了如下工作:1、振荡翼型风洞实验。传感器记录了翼型在振荡期间的瞬时表面压力分布、瞬时俯仰角和沉浮位移等,基于测量结果分析了振荡翼型的非稳态气动特性,包括动态响应特性、“极限环振荡”周期内瞬态升力的迟滞性以及压力分布特性;2、振荡翼型流场测量。采用PIV(粒子图像测速)方法对“极限环振荡”周期内的翼型前缘区域的流场进行了可视化测量,分析了非稳态振荡翼型在振荡周期内上仰与下俯过程中的流场变化与翼型瞬时表面压力分布变化的关联;3、振荡翼型数值模拟。作为风洞实验的对照与补充,借助Fluent软件进行了瞬态数值计算,编写UDF(用户自定义函数)给定二维翼型的振荡运动,结合动网格方法模拟了翼型在大攻角工况中“极限环振荡”的气动以及流场特性。本文验证了数值方法的可行性,实验中由于“叁维效应”会导致翼型实测升力偏低,振荡翼型上表面压力分布变化本质是由上仰与下俯过程中的流动演化所造成。此外,尾缘涡的脱落是造成振荡翼型的升力在大攻角失速工况中呈周期性波动的主要原因。(本文来源于《华中科技大学》期刊2019-05-01）
张帅,陶冶,高磊,张霞妹[2]（2018）在《基于流固耦合方法的某风扇超声速非失速颤振研究》一文中研究指出针对某典型大展弦比风扇的超声速非失速颤振问题,采用基于流固耦合方法的能量累积法,对该风扇转子的超声速非失速颤振现象及颤振边界进行数值分析。研究结果表明,设计转速下的风扇转子叶片在其近效率最大点处发生基于一阶振动模态、IBPA=334.3°的超声速非失速颤振现象;叶片超声速非失速颤振边界的一阶叶片结构固有频率为f=201.68 Hz。(本文来源于《机械研究与应用》期刊2018年05期）
李国俊,白俊强,唐长红,李宇飞,刘南[3]（2018）在《分离流动诱发的失速颤振和锁频现象研究》一文中研究指出采用非定常雷诺平均N-S方程(Unsteady Reynold Averaged Navier-Stockes,URANS)模拟失速颤振中的非定常气动力,通过耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解。首先对动态失速气动力响应和锁频区域的预测精度进行验证,确保求解器适用于模拟失速颤振。其次,采用该气动弹性分析方法对NACA23012翼型的颤振边界进行数值模拟,结果表明,预测得到的颤振速度边界和实验结果吻合较好。通过对失速颤振中的结构运动响应和流动特性进行分析,发现在失速颤振中前缘漩涡的产生和尾涡脱落是一种能量转换和注入机制,用以维持翼型的等幅振荡;同时失速颤振中出现的锁频现象是导致翼型在初始攻角为15°、16°和17°时颤振频率突然降低的主要原因。(本文来源于《振动与冲击》期刊2018年19期）
梁佳骅,白俊强,李国俊[4]（2018）在《基于Peters-ONERA模型的失速颤振特性研究》一文中研究指出采用Peters模型模拟线性气动力,ONERA失速模型模拟由于动态失速引起的非线性气动力,通过耦合结构运动方程,建立了状态空间(state-space)形式的气动弹性控制方程。采用欧拉预估-校正方法对该方程进行时域推进求解,采用特征根轨迹分析技术在频域内对气动弹性系统进行稳定性分析。基于Peters-ONERA气动力模型对动态失速现象进行模拟,结果表明该气动力模型可以准确地捕捉动态失速气动力的主要特征。采用该气动弹性模型对亚松弛迭代(under relaxation iteration)方法在静气动弹性求解稳定性中的影响进行了研究,研究结果表明,亚松弛迭代可以增强静气弹求解的稳定性。分别采用频域和时域方法对失速颤振中的颤振临界特性和分岔(bifurcation)现象进行了研究,并分析了初始扰动对系统响应的影响。研究发现:(1)在大攻角下,非线性气动力模态与结构模态的耦合可能导致结构模态的失稳,从而诱发系统的单自由度颤振;(2)初始攻角的改变会显着影响系统的分岔特性;(3)在不同的扰动范围内,气动弹性系统对扰动的敏感度不同,扰动增强可能会使系统原先稳定的状态被激发为极限环振荡(limit cycle oscillation,LCO)状态。(本文来源于《西北工业大学学报》期刊2018年05期）
刘廷瑞,吴鸿才[5]（2017）在《基于压电作动与鲁棒控制的弯-剪耦合叶片挥舞失速颤振抑制》一文中研究指出针对风力机叶片的挥舞断裂失效,阐述压电作动与鲁棒控制下的挥舞/横向剪切(弯-剪)耦合叶片失速颤振及主动控制过程;结构模型是在复合材料基体中嵌入压电材料的薄壁单闭室叶型截面,气动力是适合于纯变桨运动的失速气动力模型。基于Galerkin方法进行解耦处理,气动力沿叶片展长计算采用片条理论;基于压电反馈作动理论和叁权值混合灵敏度H_∞鲁棒控制,研究基于时域响应的稳定性分析和失速颤振抑制方法;压电反馈基于结构裁剪技术,反馈为叶尖挥舞弯曲运动。叁权值鲁棒控制通过第叁权值在噪声衰减中,制约输出信号大小,迫使其稳定;通过大范围变化的变桨角和铺层角条件下的特征值分析及相平面分析,验证了叁权值混合灵敏度H_∞鲁棒控制不失一般性。(本文来源于《振动与冲击》期刊2017年18期）
阮胤,邱展,王福新[6]（2017）在《周期激励下NACA 0012翼型单自由度失速颤振研究》一文中研究指出为了深入理解以周期变距为激励的失速颤振特性,通过弹性机构输入周期变化角度,进而控制NACA0012翼型攻角变化的实验装置,探究弹性约束下翼型攻角的变化规律以及有/无弹性约束时气动力对翼型做功的差异.实验结果表明:攻角的变化规律在不同驱动频率和扭转刚度下表现出4种特殊形态;翼型攻角的变化主频与驱动频率一致,并出现攻角的两周期振动,此时自然频率与驱动频率之比接近π/2.进一步分析气动力对翼型的能量传递,发现周期变距激励的失速颤振与无激励输入颤振有显着差异,分析表明气动力即使在一个周期内做负功,仍可能改变弹性结构的能量传递而使振动幅度增加.(本文来源于《浙江大学学报(工学版)》期刊2017年09期）
张宇[7]（2015）在《失速颤振检测》一文中研究指出叶片设计过程中,在完成低压末级无围带叶片的应力与频率检测之时,也要进行失速颤振检测,文中提供了避免因失速颤动和共振引起的叶片设计失败的设计指南。(本文来源于《机械工程师》期刊2015年07期）
安学广[8]（2015）在《大展弦比轻质机翼的失速颤振控制》一文中研究指出飞机自出现以来就伴随着气动弹性问题,众多因气动弹性问题导致的重大事故不胜枚举。近年来,高空长航时(High Altitude Long-Endurance,HALE)太阳能飞行器因在军事、民用方面应用的优点,其研究备受关注。为使飞行器尽量轻量化,并且尽量多的获得太阳能用以提供飞行动力,这类飞行器大多采用大展弦比轻质材料机翼。这种机翼柔性大,气动弹性性能差,颤振问题突出。为解决飞机轻量化与刚度不足之间的矛盾,出现了主动气动弹性机翼(Active Aeroelastic Wing,AAW)设计技术。这种方法将气动力作用导致的机翼变形通过主动控制系统操作控制面运动反馈到机翼上,使机翼产生希望变形或运动。受到AAW技术的启发,可利用基于合成射流的主动流动控制技术控制机翼周围流场来改善机翼受到的气动载荷,从而达到抑制颤振的目的。本文首先探讨了飞行器在升空和巡航状态下可能遭遇的各类气动载荷,包括在穿越对流层时极易出现的突风、湍流和大迎角状态的脉动气动载荷,以及在巡航状态下的定常气动载荷,给出了这几种气动载荷的描述方法。在对气动载荷分析的基础上,基于闭口薄壁梁理论和Hamilton原理,采用格罗斯曼准定常气动力模型建立叁维机翼两自由度气动响应模型,并采用伽辽金方法进行求解。运用建立的模型分别讨论了大展弦比机翼的静变形,扭转发散,颤振和突风、湍流响应等气动弹性问题,得到一系列有意义的结论。为探讨合成射流主动流动控制技术用于机翼的失速颤振抑制。使用FLUENT流体仿真软件对各迎角下E214翼型的绕流流场进行数值模拟,分析了迎角对气动载荷特性的影响,以及大迎角状态下脉动气动载荷形成机理和频率特性。通过对加入合成射流后不同迎角下E214翼型的绕流流场的数值模拟,讨论了合成射流对气动载荷的影响。为研究抑制机翼大迎角下失速颤振的合成射流对脉动气动载荷的频率控制和相位控制方法,以18°迎角的情况为例研究了合成射流对大迎角下脉动气动载荷频率和相位的控制,并且得到了合成射流实现频率控制和相位控制的频率-速度范围。(本文来源于《湖南大学》期刊2015-05-15）
张海成,刘春嵘,徐道临,胡振[9]（2014）在《机翼失速颤振抑制的合成射流相位控制方法》一文中研究指出提出合成射流抑制机翼失速颤振的相位控制方法。基于复合材料闭口截面薄壁梁理论建立了叁元机翼两自由度的动力学模型,并采用CFD软件模拟了合成射流作用下翼型周围的流场,发现在一定条件下,合成射流可控制脱落涡的相位。在此基础上,提出采用合成射流控制翼展涡脱相位,降低脉动气动载荷在各阶振型上的投影幅值来抑制失速颤振。以NACA0012复合材料叁元机翼为例,对其进行数值验证。结果表明:当翼展上合成射流激励器之间的相位差较大时,一阶弯曲和一阶扭转的共振幅值可降至约6%,而二阶弯曲和二阶扭转的共振幅值可降至10%。(本文来源于《振动工程学报》期刊2014年05期）
周迪,陆志良,郭同庆,沈恩楠[10]（2015）在《基于CFD/CSD耦合的叶轮机叶片失速颤振计算》一文中研究指出为了研究叶轮机叶片的失速颤振特性,发展了一种计算流体力学与计算结构力学(CFD/CSD)时域耦合方法。该方法通过每一物理时刻CFD和CSD的循环迭代实现了耦合计算。在CFD分析中,采用鲁棒性较好的空间离散格式AUSM+-UP,并基于延迟脱体涡模型(DDES)模拟了带分离流动。在结构分析中,通过模态法构建了旋转叶片动力学方程并运用杂交多步方法进行求解。以孤立转子Rotor37为例,计算了不同工况下流场总体与细节参数,与实验结果的对比验证了CFD算法的精度。对某转子叶片进行了颤振特性研究,计算所得的广义位移时间响应曲线表明该叶片在近失速工况下会发生失速颤振,其表现形式为一阶弯曲模态发散且各阶模态之间不耦合。分析表明,流场不稳定和非定常效应是引起失速颤振的关键因素,同时折合频率的降低也会导致原本气动弹性稳定的叶片发生失速颤振。(本文来源于《航空学报》期刊2015年04期）
失速颤振论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对某典型大展弦比风扇的超声速非失速颤振问题,采用基于流固耦合方法的能量累积法,对该风扇转子的超声速非失速颤振现象及颤振边界进行数值分析。研究结果表明,设计转速下的风扇转子叶片在其近效率最大点处发生基于一阶振动模态、IBPA=334.3°的超声速非失速颤振现象;叶片超声速非失速颤振边界的一阶叶片结构固有频率为f=201.68 Hz。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
失速颤振论文参考文献
[1].孙皓.风力机翼型失速颤振的实验与数值模拟研究[D].华中科技大学.2019
[2].张帅,陶冶,高磊,张霞妹.基于流固耦合方法的某风扇超声速非失速颤振研究[J].机械研究与应用.2018
[3].李国俊,白俊强,唐长红,李宇飞,刘南.分离流动诱发的失速颤振和锁频现象研究[J].振动与冲击.2018
[4].梁佳骅,白俊强,李国俊.基于Peters-ONERA模型的失速颤振特性研究[J].西北工业大学学报.2018
[5].刘廷瑞,吴鸿才.基于压电作动与鲁棒控制的弯-剪耦合叶片挥舞失速颤振抑制[J].振动与冲击.2017
[6].阮胤,邱展,王福新.周期激励下NACA0012翼型单自由度失速颤振研究[J].浙江大学学报(工学版).2017
[7].张宇.失速颤振检测[J].机械工程师.2015
[8].安学广.大展弦比轻质机翼的失速颤振控制[D].湖南大学.2015
[9].张海成,刘春嵘,徐道临,胡振.机翼失速颤振抑制的合成射流相位控制方法[J].振动工程学报.2014
[10].周迪,陆志良,郭同庆,沈恩楠.基于CFD/CSD耦合的叶轮机叶片失速颤振计算[J].航空学报.2015
论文知识图
