导读:本文包含了气动弹性稳定性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,稳定性,阻尼,滤波器,展弦比,气动力,亚音速。
气动弹性稳定性论文文献综述
杨佑绪,赵冬强,马翔[1]（2018）在《大展弦比无人机的气动伺服弹性稳定性分析及控制》一文中研究指出大展弦比高空长航时无人机的气动伺服弹性稳定性问题突出。通过建立大展弦比无人机结构动力学有限元模型,分析了飞机气动弹性稳定性,进一步对飞行控制律进行建模,开展了气动伺服弹性分析,并针对航向不稳定,进行了限幅滤波器控制律设计。仿真表明,设计的限幅滤波器明显增加了飞机结构-气动-飞控耦合系统的稳定性,达到了控制目的。(本文来源于《第19届中国系统仿真技术及其应用学术年会论文集（19th CCSSTA 2018）》期刊2018-08-10）
任涛,李凤明,赵磊[2]（2018）在《亚音速气流中复合材料层合板结构气动弹性稳定性分析》一文中研究指出为了研究复合材料层合板结构在亚音速气流作用下的气动弹性稳定性,基于线性势流理论建立适用于叁维复合材料层合板结构的亚音速气动力模型,采用经典层合板理论,根据Hamilton变分原理,建立亚音速下叁维复合材料层合板的运动方程.采用假设模态法,将偏微分方程离散成常微分方程组,通过求解广义特征值问题分析其气动弹性特性.通过计算层合板结构在不同来流速度时的固有频率,得到层合板结构在亚音速气流作用下的临界失稳速度.研究表明:该亚音速气动力模型适用于叁维薄板结构.在气流作用下,层合板结构刚度降低导致结构失稳.(本文来源于《北京工业大学学报》期刊2018年08期）
许云涛[3]（2018）在《基于不同气动力方法的导弹气动伺服弹性稳定性分析研究》一文中研究指出本文建立了适用于导弹的气动伺服弹性稳定性分析方法和流程,通过某导弹模型进行了典型状态气动伺服弹性稳定性分析,并得出以下结论:1)气动伺服弹性专业是结构、气动与控制叁个专业的耦合问题。上述分析结论表明,气动力计算精度合理的情况下,使用不同气动计算方法,得到的伺服稳定性结果偏差并不太大;气动精度不合理,则会带来较大的伺服稳定性计算偏差。2)目前航空单位主要使用工程面元法进行气动力建模,其他方法使用较少,有以下的一些原因:飞机的飞行速度低,面元法在初步设计阶段气动精度足够使用;飞机的飞行状态多、工况多,应用面元法的计算效率高。目前飞航导弹较多使用准定常的气动导数法,但随着型号设计朝着高速度和外形复杂化方向发展,该方法也表现出了较大的局限性,本文研究的其他气动力方法可弥补现有分析手段的不足。(本文来源于《第四届全国非定常空气动力学学术会议论文集》期刊2018-05-10）
麻岳敏[4]（2017）在《旋转带冠叶片的非线性气动弹性稳定性分析》一文中研究指出航空发动机和燃气轮机等高速旋转机械中叶片恶劣的工作环境,加上结构和气体中的非线性因素,导致叶片非线性气动弹性问题突出。叶片在气动力作用下会发生颤振失稳,而且旋转带冠叶片受到的离心力和碰撞力对叶片颤振具有重要影响。目前对于带冠叶片考虑离心力和气动力共同作用下的气动弹性研究尚不充分。因此,研究旋转带冠叶片的非线性气动弹性稳定性成为本文重点研究问题。本文在总结先前学者研究成果的基础上开展了关于旋转带冠叶片非线性气动弹性特性研究,从理论和数值仿真计算方面进行了系统稳定性研究,主要工作内容可以分为以下几个方面:1.将高速旋转带冠叶片简化为固定在刚性旋转轴上的端部有质量块的薄壁Euler-Bernoulli梁模型。考虑变转速情况和几何大变形非线性因素,使用一阶活塞理论求得叶片受到的气动力和气动力矩。考虑叶片弯扭变形,利用Hamilton原理建立了高速旋转带冠叶片两自由度耦合的非线性动力学方程。2.利用四阶Runge-Kutta法对带冠叶片的非线性动力学方程进行数值积分计算。通过特征值理论方法求出带冠叶片发生颤振时的旋转角速度,作出对应转速的时间历程图和相图。同时,分析了带冠叶片的相关结构参数对颤振速度的影响。结果发现,质量块的质量和位置对带冠叶片的颤振速度有一定的影响。3.用谐波平衡法分析了带冠叶片的极限环响应。通过谐波平衡法求出方程对应的解析解,求解发现系统随着转速的变化会发生Hopf分岔。同时与数值解结果进行对比,二者结果相吻合。讨论了质量块对叶片极限环响应的影响。4.通过Solidworks软件建立了带冠叶片模型,将其导入ANSYS Workbench中进行模态分析,得到不同转速下的固有频率与振型。通过Campbell图,发现随着转速的升高,固有频率是动态变化的。同时,分析了考虑旋转预应力和单向流固耦合作用下的模态,得到固有频率比静态下的固有频率要大。5.考虑带冠叶片之间的碰撞作用,建立碰撞力模型,推出带冠叶片碰撞动力学方程。采用谐波平衡法得到方程解析解,分析了带冠叶片在不同参数下的响应特性。本文较为全面地分析了带冠叶片在考虑弯扭耦合运动时的非线性气动弹性响应特性,对于带冠叶片结构设计和优化有一定指导意义。(本文来源于《天津大学》期刊2017-12-01）
杨慧,李振鹏[5]（2017）在《多排环境下转子叶片气动弹性稳定性机理分析》一文中研究指出传统叶片颤振分析多是基于单转子研究模型,发动机的紧凑性要求导致级间距减小,多排耦合作用对颤振的影响将不容忽视。采用自行开发的程序对某型1.5级高压压气机进行了流固耦合数值模拟,分析上、下游叶排对转子叶片颤振特性的影响。针对典型工况,分别进行了单转子模型,导叶转子模型,转子静子模型,导叶转子静子模型的叶片气动弹性稳定性分析。研究表明,激波振荡对颤振特性影响显着;多排环境下存在非定常压力波的反射和迭加,明显改变转子叶片表面的非定常压力幅值和相位,进而改变转子叶片气动弹性稳定性。多排干涉作用提高了转子叶片的气动阻尼,尤其是上、下游叶排同时作用时阻尼提高了近732.7%。(本文来源于《振动与冲击》期刊2017年01期）
匡群,赵晶慧,刘军[6]（2017）在《民用飞机气动伺服弹性稳定性分析研究》一文中研究指出本文以采用电传控制的民用飞机为背景,阐述了民用飞机气动伺服弹性稳定性分析的背景和必要性。在此基础上,介绍了气动伺服弹性稳定性分析状态点的选取、分析模型的搭建,对影响气动伺服弹性稳定性的因素进行严酷性分析,并结合气动伺服弹性稳定性设计要求,给出气动伺服弹性稳定性优化设计方案,完成气动伺服弹性稳定性优化设计与评估。气动伺服弹性稳定性分析的方法,可应用于电传民用飞机的设计、验证。(本文来源于《科技视界》期刊2017年02期）
惠俊鹏,杨超[7]（2017）在《跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究》一文中研究指出跨大气层飞行器通常采用翼身组合体外形,机体结构柔性大,飞行控制系统通道之间交联耦合且通频带宽、再入扰动因素复杂、气动加热严重,上述因素可能导致气动伺服弹性或热气动伺服弹性问题。考虑外界干扰不确定性、飞行器模型摄动和控制通道耦合等因素,跨大气层飞行器需进行多通道交联耦合气动伺服弹性鲁棒稳定性分析。通过弹性飞行器动力学建模、非定常气动力拟合、伺服系统和飞行控制系统建模,建立了气动伺服弹性系统的闭环模型。在此基础上对Nyquist方法、最小奇异值法以及结构奇异值μ方法等气动伺服弹性稳定性分析方法进行了分析与讨论,得出相关结论。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2017年01期）
史久志[8]（2016）在《基于流固耦合的压气机叶片气动弹性稳定性研究》一文中研究指出叶片作为叶轮机械的重要部件,其气动性能的好坏直接关系到整个机械系统运行的安全性、可靠性和经济性。叶片在流场中气动力的作用下会产生结构变形并激变其周围流场分布,使作用于其上的气动力发生改变,造成叶片振动。当叶片振动幅值不断增加时,叶片就会发生颤振。叶轮机械气动弹性稳定性问题属于流固耦合问题,一直以来是颤振分析的一个难点。本文以NASA Rotor 67叶片为研究对象,建立了压气机叶片单通道物理模型,并对其流体域和固体域进行网格划分,采用CFX软件对其进行定常流场分析,将得到的压气机特性曲线与NASA报告中的试验结果进行了对比,以验证所采用的模拟方法是否能较准确地预测该压气机的内部流场特性;以此结果作为初始条件,使用ANSYS软件作为固体域求解器,CFX软件作为流体域求解器,并以MFX-ANSYS/CFX为数据耦合平台进行流固耦合数值模拟,分析了不同工况下叶片在离心载荷和非定常气流激振力作用下的振动特性。结果表明:1)与NASA试验结果相比,定常计算得到的压气机特性曲线其总压比和绝热效率的最大相对误差分别约为4.52%和3.89%,总体相对误差较小,且两者整体趋势一致,验证了所采用的模拟方法能够较准确地预测该压气机的内部流场特性;2)在近失速点与近设计点中间某一工况下叶片发生了低频振动,频率大小与流场宏观性能波动频率十分接近;与刚性叶片流场计算相比,叶片振动使得叶栅流场的有效通流面积减小,流量波动频率增大,第一阶频率增大了33.33%;3)叶片在工作转速近失速工况下不会发生颤振;叶片振动主频率为367.6 Hz,远小于其一阶动频,不会发生共振;叶片压力边和吸力边的根部中间位置至50%叶高中间处产生了较大的动力响应,最大应力约为31.1MPa;4)不同工况下非定常计算得到的叶片振动位移不同,振动模态可能发生转变,但振动频率不会有明显变化。(本文来源于《华北电力大学》期刊2016-12-01）
杨慧,沈真,郑赟[9]（2016）在《上下游叶排对压气机转子叶片气动弹性稳定性的影响》一文中研究指出使用自行开发的流固耦合程序集,分别考虑压气机上下游叶排的影响对转子叶片气动弹性稳定性进行分析.使用全环气动弹性模型通过叶片在非定常流场中振幅随时间的变化历程计算转子叶片不同振型下的气动阻尼,分析了不同的叶排轴向间距下尾迹和势干扰对气动阻尼的影响规律.通过将考虑转静干涉效应的气动阻尼与单转子的结果作比较,总结了转子-静子结构和导叶-转子结构的干涉作用对转子叶片颤振特性的影响规律.结果表明:对于1阶弯曲模态,转子叶片气动弹性稳定性不随轴向间距单调变化;上游尾迹干涉作用和下游静子势干扰的增强会加剧1阶扭转模态失稳,但是却促进1阶弯扭耦合模态气动弹性稳定.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年10期）
周强,陈刚,李跃明[10]（2016）在《基于CFD降阶的非线性气动弹性稳定性分析》一文中研究指出为了快速寻找基于CFD/CSD的非线性气弹系统的颤振边界,根据Lyapunov稳定性理论对非线性流固耦合系统进行稳定性分析。首先通过微扰理论对非线性流固耦合系统处理建立近似线性化状态空间方程,再通过POD(Proper Orthogonal Decomposition)方法将高维状态空间方程降阶为便于分析的降阶系统,根据系统所有特征值即可判定原始非线性系统稳定性。Lyapunov稳定性理论主要针对非线性系统,在实现过程中采用了POD降阶的方法,与大多数对降阶系统稳定性判定不同,其数学理论上是反映原始非线性流固耦合系统稳定性。POD降阶方法从系统内部流场出发,可以较好反映系统内部特性。二维叁维算例仿真结果验证了该方法预测颤振边界的正确性,分析发现,在亚音速阶段,稳定性主要由于结构模态主导;而在跨音速和超音速流动阶段,气弹稳定性主要由受流体特性影响。(本文来源于《振动与冲击》期刊2016年16期）
气动弹性稳定性论文开题报告
（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：
为了研究复合材料层合板结构在亚音速气流作用下的气动弹性稳定性,基于线性势流理论建立适用于叁维复合材料层合板结构的亚音速气动力模型,采用经典层合板理论,根据Hamilton变分原理,建立亚音速下叁维复合材料层合板的运动方程.采用假设模态法,将偏微分方程离散成常微分方程组,通过求解广义特征值问题分析其气动弹性特性.通过计算层合板结构在不同来流速度时的固有频率,得到层合板结构在亚音速气流作用下的临界失稳速度.研究表明:该亚音速气动力模型适用于叁维薄板结构.在气流作用下,层合板结构刚度降低导致结构失稳.
（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。
气动弹性稳定性论文参考文献
[1].杨佑绪,赵冬强,马翔.大展弦比无人机的气动伺服弹性稳定性分析及控制[C].第19届中国系统仿真技术及其应用学术年会论文集（19thCCSSTA2018）.2018
[2].任涛,李凤明,赵磊.亚音速气流中复合材料层合板结构气动弹性稳定性分析[J].北京工业大学学报.2018
[3].许云涛.基于不同气动力方法的导弹气动伺服弹性稳定性分析研究[C].第四届全国非定常空气动力学学术会议论文集.2018
[4].麻岳敏.旋转带冠叶片的非线性气动弹性稳定性分析[D].天津大学.2017
[5].杨慧,李振鹏.多排环境下转子叶片气动弹性稳定性机理分析[J].振动与冲击.2017
[6].匡群,赵晶慧,刘军.民用飞机气动伺服弹性稳定性分析研究[J].科技视界.2017
[7].惠俊鹏,杨超.跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究[J].导弹与航天运载技术.2017
[8].史久志.基于流固耦合的压气机叶片气动弹性稳定性研究[D].华北电力大学.2016
[9].杨慧,沈真,郑赟.上下游叶排对压气机转子叶片气动弹性稳定性的影响[J].航空动力学报.2016
[10].周强,陈刚,李跃明.基于CFD降阶的非线性气动弹性稳定性分析[J].振动与冲击.2016
论文知识图
