复合材料机翼颤振特性的数值仿真
飞机颤振现象数值模拟
飞机颤振现象数值模拟近年来，随着飞机工业的不断发展，飞机颤振现象的问题也越来越受到关注。
飞行中的颤振不仅给乘客带来恐慌，严重的颤振还会对机身以及机械设备造成不可逆的损伤。
因此，我们需要对飞机颤振现象进行数值模拟分析，以更好地理解颤振的成因和特性，并寻求有效的解决方案。
飞机颤振的成因主要包括三个方面：结构强度、飞行状态及环境因素。
其中，结构强度是最主要的因素。
在飞行中，飞机机身及其附属物受到的气动力、重力等多种外力的作用，从而在某些特定的频率下产生振动。
这种振动会向飞机的其他部位传递，进而对机身结构造成损伤。
因此，为了避免颤振现象的发生，我们需要对飞机结构强度进行分析和优化设计。
在计算机辅助设计软件的帮助下，我们可以对飞机进行三维建模，并将其纳入数值模拟分析。
通过建立合理的数学模型和仿真分析，我们可以得出飞机在特定频率下的应力分布和振动情况，以此检测飞机的强度和耐久性。
同时，在飞行状态及环境因素方面，我们也应进行充分考虑。
飞机在空气动力学环境下的状态是非常复杂的，因而对飞行过程进行准确的建模和仿真是非常必要的。
通过仿真，我们可以模拟飞机在各种气流和涡流下的流场变化情况，以此来研究飞机在不同气流环境中的耐受性。
除了结构强度和飞行状态外，外界环境因素对飞机颤振也产生着重要的影响。
当飞机遇到强烈的自然过程诸如大风暴和雷击等情况时，其结构会受到很大的威胁。
因此，在设计过程中，应该根据地貌和气象条件来选择适当的飞行路径，以减小或避免飞机遭受强烈的自然过程的影响。
总体上，在解决飞机颤振问题方面，需要针对以上三个方面进行充分的研究和分析。
除了数值模拟分析之外，我们还应该对于飞机的结构设计、飞行规划等方面做出改进和完善。
这样，飞机颤振现象才能得到更好的控制和管理。
在数值模拟的过程中，我们需要采用一些专业的工具和软件。
其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）是最为常见的模拟工具。
CFD主要用于描述飞机在流动场中的运动行为，而FEA则主要用于分析飞机受到各种载荷时的应力和变形情况。
某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证
某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证钱卫;杨国伟;张桂江;郑冠男【摘要】针对某全机结构相似跨声速颤振模型，进行了有限元（FEM）模型结构模态分析和偶极子网格法（DLM）法颤振计算以及 CFD 方法的跨声速颤振特性仿真。
在 FL-26风洞中完成了跨声速颤振风洞试验。
通过试验结果与仿真结果的相关性分析，验证了一种全机复杂耦合的颤振形式。
通过对基于 N-S 方程的跨声速颤振仿真程序进行评估与验证，证实在飞机非定常 CFD 仿真上取得了进展并且具有足够的精度。
综合 CFD 仿真与跨声速颤振风洞试验，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行工程颤振设计。
%Transonic flutter simulation and transonic flutter wind tunnel test are the main techniques in the design process for the high maneuver aircraft.In this paper,the finite element method (FEM)based mo-dal analysis,flutter calculation using doublet lattice method (DLM),and the transonic flutter simulation by CFD method are carried out for the structural similar flutter mode of a whole aircraft.The transonic flutter wind tunnel test is accomplished in FL-26 wind tunnel.By correlation analysis of the results by the numerical simulation with those of the wind tunnel test,a complex flutter mode of the whole aircraft is investigated and verified.The effectiveness and the accuracy of the Navier-Stokes equations based transonic CFD code with hybrid mesh are verified,and it shows the progress we have made on the unsteady aerodynamic CFD simula-tion of bining transonic flutter wind tunnel test with CFD simulation,the complex coupling flutter design for the whole aircraft could be accomplished.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(000)003【总页数】5页(P364-368)【关键词】跨声速颤振;全机结构相似颤振模型;CFD 颤振仿真;跨声速颤振风洞试验;N-S 方程【作者】钱卫;杨国伟;张桂江;郑冠男【作者单位】沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035;中国科学院力学研究所，北京100190;沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035;中国科学院力学研究所，北京100190【正文语种】中文【中图分类】V215.30 引言对于高机动飞机，经典颤振边界在跨声速区往往存在一个凹坑，因此跨声速颤振特性是飞机设计限制的关键设计参数。
复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析(精)
复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析谢长川 , 张欣 , 陈桂彬(, 摘要 :, 的重要任务。
, 、模型修正、。
本文使用 MSC/NASTRAN 软件 , 在复合材料大展弦比机翼的 , 、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型 , 固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度 , 采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力 , 并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。
关键词 :气动弹性 ; 复合材料 ; 大展弦比机翼 ; 颤振 ; 非定常气动力Dynamic Modeling and Flutter Analysisfor H igh -Aspect -R atio Composite WingX ie Changchuan , Zhang X in , Chen G uibin(C ollege of Aviation Science &Engineering , Beijing University of Aeronautics&Astronautics , Beijing 100083, ChinaAbstract :F or the broad usage of com posite in new aviation structures , the engineering aeroelastic m odeling and analysis of com posite wing are im portant aspects in aircraft design 1By using an aeroelasticity theory and method , structure m odeling with FE M , m odel correction , natural vibration calculation , diver 2gence and flutter analysis were done 1Based on the structure drawing and related test results , the staticanal 2ysis m odel was m odified iteratively to get a rational dynamic m odel 1Using MSC/NASTRAN , the dynamic reduction method was applied to av oid local m odes and prom ote calculation accuracy 1The divergence and flutter analysis for a com posite wing were done in the evaluation of unsteady aerodynamics by subs onic dou 2ble lattice method 1K ey w ords :aeroelasticity ; com posite ; large aspect ratio wing ; flutter ; unsteady aerodynamic全复合材料大展弦比飞机的气动弹性研究在我国还是一个崭新的研究课题 , 其中复合材料建模技术以及由此带来的特殊问题需要认真对待。
曲线纤维复合材料矩形机翼的颤振分析
过改变铺层参数，来最大化减轻机翼、机身等结构重量，并且获得满足约束条件的气动弹性性能，已经获得了很大的性能提升。
但是随着复合材料的进一步发展，单层内铺层纤维角度非定常、沿曲线变化的复合材料层合板被重视起来。
相比于传统的复合材料层合板铺层设计，每一层都选取固定的铺设1 引言先进复合材料由于具有比强度和比刚度高、抗疲劳能力和抗振能力强、可设计性和工艺性好等优点，已经逐步在飞行器的承力部件上大量使用[1]。
传统的复合材料层合板使用直线纤维铺层设计，通摘 要 现代飞行器对于结构减重具有迫切需求，复合材料在飞机上应用的比重也越来越高。
传统直线纤维复合材料层合板易发生失稳破坏，不能充分发挥复合材料层合板的性能，为了满足更高的性能需求，曲线纤维复合材料层合板成为一个重要的研究方向。
通过调研国内外对变刚度复合材料层合板研究的相关文献，以及曲线纤维层合板在气动弹性领域的具体进展，发现曲线纤维应用于气动弹性翼面结构的设计较少，大部分仍然为传统的直线纤维铺层，曲线纤维复合材料在气动弹性应用方面仍有待进一步深入研究。
本文将基于已有的颤振分析方法，结合曲线纤维复合材料铺层，通过改变曲线纤维的铺层角度方向，对曲线纤维复合材料矩形机翼的固有模态、颤振等气动弹性性能进行分析，并进一步探讨不同的曲线纤维角度变化规律对颤振问题的影响。
关键词 曲线纤维； 层合板； 颤振；气动弹性曲线纤维复合材料矩形机翼的颤振分析杨舒婷， 王泽溪，万志强（北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100089）ABSTRACT Modern aircraft has an urgent need for structural weight reduction, and the proportion of composite materials used in aircraft is also increasing. Traditional linear fiber reinforced composite laminates are prone to instability and failure, and can not give full play to the performance of composite laminates. In order to meet higher performance requirements, curved fiber reinforced composite laminates have become an important research direction. By investigating the related literatures on variable stiffness composite laminates at home and abroad, and the concrete progress of curved fiber laminates in aeroelastic field, it is found that curved fiber laminates are seldom used in aeroelastic wing structure design, and most of them are still traditional linear fiber laminates. The application of curvilinear fibre composites in aeroelasticity still needs further study. I In this paper, based on the existing flutter analysis methods, combined with curvilinear fiber composite laminates, the aeroelastic properties of curvilinear fiber composite rectangular wing, such as natural modes and flutter, are analyzed by changing the angle direction of curvilinear fiber laminations. And the influence of the angle variation of different curved fibers on the flutter problem is further discussed.KEYWORDS curved fibers; composite laminates; flutter; aeroelasticFlutter Analysis of Curved Fiber Composite Rectangular WingYANG Shuting, WAN Zexi, WAN Zhiqiang（School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University，Beijing 100089, China）第4期2019年9月No. 4 33Sep. , 2019FIBER COMPOSITES纤维复合材料342019年纤维复合材料纤维复合材料壁板非线性颤振响应 [19]。
飞机机翼颤振特性测试仿真研究
第 ３ ５卷
第 ６期
中 国 民 航 大 学 学 报
Ｊ ＯＵＲＮＡＬ ０Ｆ ＣＩ ＶＩ Ｌ ＡＶＩ ＡＴＩ ＯＮ ＵＮＩ ＶＥＲＳ Ｉ ＴＹ ＯＦ ＣＨＩ６
２ ０ １ ７年 ｌ ２月
Ｄｅ ｃ ｅ ｍｂ ｅ ｒ ２ Ｏ１ ７
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｔ ｆ ｓ ｔ ａ ｌ ｌ ｉ ｎ ｇ ， ａ ｉ ｒ ｐ ａ ｒ ｋ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ ａ ｉ ｒ ｆ ｏ ｉ ｌ ｌ ｆ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ａ ｒ ｅ ｔ ｈ ｒ ｅ ｅ ｉ ｍｐ ｏ ｒ ｔ ａ ｎ ｔ ｆ ａ ｃ ｔ ｏ ｒ ｓ ｔ ｈ ａ ｔ ａ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｔ ｆ ｌ ｆ ｉ ｇ ｈ ｔ ｓ ａ ｆ ｅ ｔ ｙ ． Ｉ ｔ ｉ ｓ
基于模态耦合方法的机翼颤振数值模拟
１ 颤 振 方 程
对结构 弹性体小 的振 动 ， 用线 性结 构模 型 ， 常采 结
构 的广义位移 可采 用结构 的 固有模 态 的线性 组合 来确 定 。其 方程如 下
口＋ ｚ 口＋ ２ｉ Ａｑ＝ ， ｑ ｆ
李 中武 ， 曹平宽 ， 周天孝
（中国航 空计算 技术研 究所 ， 陕西 西安 ７ ０ ６ ） １０ ８
摘 要： 针对机翼 气动弹性 问题 ， 发展 了一种 流 固耦合模 拟技 术 ， 固体结 构的广 义位 移表 示 为结 将
构 固有模 态的线性组合 ， 求解结构 的运动 ， 与流体进行 数据耦合 、 再 迭代 计算。 同时为 了确定机 翼 颤振边界 ， 发展 了一种线性插值确定颤振边界 方法。采 用标准 气弹机翼 Ａ Ａ Ｄ ４ ． Ｇ Ｒ ４ ５ ６算例 ， 验证 所 采 用的模 态耦合技 术和颤振 边界确定方 法的有效性及工程实用意义。
流达 到一 速度 ， 非定 常 气动 力 、 性力 、 在 惯 弹性力 以及
升力面其 他相 关 力 （ 如伺 服 系 统 产 生 的 力 ） 的相 互 影
响和相互 作用下 ， 给升 力 面结 构 输 入 的能 量 恰好 能克
２ 模 态 耦 合 理 论
对结 构动力 学来 说 ， 构 模 型可 以 由结 构 的 固有 结 模态来 表示 。它 的 固有模 态可 以 由振 动方程
关键词 ： 颤振 ； 态耦 合 ； 振 动 压 ； 模 颤 阻尼 率 ； Ｇ Ｒ ４５ ６ Ａ Ａ Ｄ ４ ．
中 图分 类 号 ：２ １３ Ｖ １ ．
文 献标 识 码 ： Ａ
文章 编 号 ：６ １ ５ Ｘ（０ ８ Ｏ － ４ ． １７ － ４ ２ ０ ） １ ０ ３ ４ ６ ０ ０
飞机机翼颤振特性测试仿真研究
飞机机翼颤振特性测试仿真研究于之靖;花贞;王烁;王威;吴军;诸葛晶昌【摘要】为了减少颤振适航测量的工作量,使测试激振点的选取更有针对性,以B737-800为研究对象,提出了基于流固耦合的机翼颤振特性分析方法.该方法首先采用耦合流场计算机翼模态,然后将得到的耦合模态映射到机翼的谐波响应和瞬态动力学分析中,进而得到机翼的颤振特性规律,找出颤振危险点.分析仿真结果表明,机翼的变形主要位于22％～60％翼展区以及85％至翼尖处,与兰利研究中心颤振测量位置的选取一致,并且颤振测试仿真的扭转角沿半翼展方向的变化趋势也与兰利研究中心的测试结果相符,为机翼颤振失效分析及颤振适航测量的激振测试点的选取提供了一定的借鉴作用.%Aircraft stalling,air parking and airfoil flutter are three important factors that affect aircraft flight safety.It is always a critical issue in the field of flight data to fully carry out the flutter airworthiness measurement.To reduce the workload of flutter airworthiness measurement and to make the vibration test point selection more targeted,an analysing method aiming at the flutter characteristics of airfoils are proposed basing on fluid solid coupling,taking B737-800 as study object.Firstly,using coupled flow field to compute the wing mode,then by mapping coupled modes to the harmonic response and transient dynamics analysis of the wing,it would access to the regularity of flutter characteristics of the wing,thus the flutter danger points would be found out.Analysis of simulation results show that the wing deformation is mainly located in the 22％～60％ wingspan area and 85％wingspan to wingtip,which is consistent with the selection of flutter measurementposition in the research center of Langley.The changing trend of wing twist along semispan in flutter test simulation is matched with test results of Langley,thus it would provide reference for the analysis of wing flutter failure as well as the selection of excitation test points for the measurement of flutter airworthiness.【期刊名称】《中国民航大学学报》【年(卷),期】2017(035)006【总页数】5页(P26-30)【关键词】颤振适航;耦合流场;耦合模态;谐响应分析;瞬态动力学分析【作者】于之靖;花贞;王烁;王威;吴军;诸葛晶昌【作者单位】中国民航大学电子信息与自动化学院,天津300300;中国民航大学电子信息与自动化学院,天津300300;中国民航大学电子信息与自动化学院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300;中国民航大学电子信息与自动化学院,天津300300【正文语种】中文【中图分类】V271.4;TP391.9机翼动态变形与颤振特性是飞机性能和安全的重点考虑因素，也是气动弹性变形分析、飞行试验科目和颤振适航认证的重点测试内容之一[1-3]。
某飞机机翼颤振模型模态测试及分析
某飞机机翼颤振模型模态测试及分析
秦锦;赵冬强;龚亮;王培勇
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2020(37)5
【摘要】以某飞机机翼颤振缩比模型为研究对象,通过纯模态测试得到试验件前九阶模态参数。
建立机翼梁架有限元模型并进行计算,得到各阶模态振型及频率。
将各阶模态的计算结果与试验结果进行对比,频率的计算结果与纯模态试验值的误差均在5%以内,主要模态的振型计算结果与试验结果也基本一致,验证了有限元计算模型的准确性。
在此基础上可以进行下一步的颤振分析,且试验结果可以作为机翼颤振模型风洞试验的参考依据。
【总页数】6页(P1882-1886)
【作者】秦锦;赵冬强;龚亮;王培勇
【作者单位】第一飞机设计研究院
【正文语种】中文
【中图分类】O321
【相关文献】
1.飞机机翼颤振特性测试仿真研究
2.飞机大展弦比外挂机翼弹性颤振特性分析
3.15米翼展太阳能飞机机翼颤振分析和刚度设计
4.基于机翼颤振风洞试验模型的地面颤振模拟试验验证
5.机翼结构相似颤振模型制造的模态频率误差修正方法
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风力机复合材料柔性叶片的颤振分析
风力机复合材料柔性叶片的颤振分析任勇生;杜向红;杨树莲【摘要】将风力机叶片简化为薄壁复合材料封闭截面弯扭耦合变形梁,基于Hamilton原理并结合变分渐进法(VAM),建立风力机叶片的气动弹性力学模型.结构模型包括材料各向异性,截面翘曲,离心载荷,科里奥利加速度,以及预锥角和预扭转角的影响.气动载荷采用叶素动量理论和准定常气动力理论进行描述.将位移按广义坐标进行模态展开,采用Galerkin法导出系统的质量、刚度和阻尼矩阵,采用特征值技术进行叶片颤振性能的数值求解.针对周向反对称刚度配置(CAS)叶片进行数值近似计算,揭示了入流比、预扭转角和纤维铺层角等参数对风力机叶片颤振性能的影响.%Wind turbine blades are flexible structures that can usually be modeled as anisotropic composite thinwalled beams, exhibiting bending-twist coupling. The equations of motion of a single wind turbine blade were derived by using Hamilton's principle combined with variational-asymptotical method( VAM). In the structural model, the influences of anisotropy, warping function, centrifugal loads, precone and pretwist angle were all taken into account. The aerodynamic loads were determined based on the blade element momentum ( BEM ) theory and quasi-steady airfoil aerodynamics. The Galerkin's method was employed in order to solve the coupled differential equations. Aeroelastic stability was investigated through eigenvalue analysis. Numerical results were obtained for the blades with circumferentially antisymmetric stiffness (CAS) configuration. The effects of the fiber orientation, pretwist angle and inflow on blade aeroelastic stability were investigated.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2011(030)009【总页数】7页(P64-69,128)【关键词】气动弹性;复合材料;薄壁梁;风力机叶片;预扭转角【作者】任勇生;杜向红;杨树莲【作者单位】山东科技大学机械电子工程学院,山东青岛266510;山东科技大学机械电子工程学院,山东青岛266510;山东工商学院,山东烟台 264005【正文语种】中文【中图分类】TK83为了最大限度地提高发电功率，降低发电成本，现代风力发电机叶片的尺寸显著增大。
智能复合材料机翼颤振分析_高为浪
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K=
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式中: Ll 为智能复合材料机翼的线密度, I U为质量惯 性矩, Qb 、Qs 、Qa 分别为复合板、压电片、塑料翼型的体
高为浪1, 张景文2, 韩景龙3
( 1. 安徽工业大学 机械工程学院, 安徽 马鞍山 243002; 2. 兰州理工大学 流体动力与控制学院, 甘肃 兰州 730050; 3. 南京航空航天大学 航空宇航学院, 江苏 南京 210009)
摘要 : 利用哈密尔顿原理和半李兹分析法建立复合材料悬 臂板的运动方 程, 结 合边界条件 得到其弯 扭耦合模态 的 半解析解. 建立具有 NA CA0012 翼型且贴有压电作动器和压电传感器的 复合材料机 翼的运动 方程, 利用西奥道 生 理论, 形成智能复合材料机翼气动弹性问题的描 述, 利用 U- g 法预测复 合材料 机翼的 颤振速 度. 通 过数值 仿真, 针 对智能复合材料机翼闭环系统中的不同反 馈增 益系 数, 计 算模 态振 型和颤 振速 度. 结果表 明, 不同 的反馈 增益 系 数, 对模态振型和颤振速度有一定的影响. 关键词: 智能复合材料机翼; 耦合模态; 颤振; 西奥道生理论 中图分类号: V 214. 3; T H 113. 1 文献标识码: A
三维机翼颤振时域数值模拟研究
２ 非定常气动力 ．
２１控制 方程 ．
基于任意拉格朗 日欧拉描述方法 （ Ｌ ） Ａ Ｅ ，直接坐标系下动网格系统中的三维非定常
Ｅ ｌ 方程 的积分 形式 为： ｕｅ ｒ
， ，一 ３ － — — 一
＿ ｌ 二 ＿
ｐ ｐｕ
ｗ ＝ ｐｖ
＋ｄ ｄ ＝０ ｓ
ｒ
（） ５
ｐｕ ＋ Ｙ Ｐ ｔ ｘ
＝
＋ ｎ Ｐ ｙ ｐｗ ＋ ： Ｐ
（ ６）
ｐｗ ｐＥ
ｐＨ Ｖ ｒ＋ Ｖｐ ， ＋ｚ ‘： ， 门 （ ７）
＝ Ｘ 。 ＋ Ｙ ｔ ｔ
＝ Ｕ‘
＋ Ｖ ‘＂ ＋ Ｗ ’ ： 一 １ １
（ ８）
以上 各式 中 ，Ｐ 为压 强 ，Ｐ 为密度 ，Ｅ为单位质 量混合气 体 的总能 ，“ ｖ 为直 角坐标 系 ，，
）［ ） ｝ ｛） ＋Ｇ ＋ ， ＝Ａ
（ ２ ）
其 ， 】 广 质 矩 ，Ｇ为 义 构 尼 阵 】 广 刚 矩 ， 值 机 中 为 义 量 阵 ［ 广 结 阻 矩 ， 为 义 度 阵 其 与 】
翼 构 质 分 相 ， 通 结 有 元 析 件 实 获 ， 】 ［】 ］ 结 和 量 布 关 可以 过 构 限 分 软 或 验 得 、Ｇ、 均
下 的速 度分 量 ， ，Ｙ ， ， 网格 运动速 度 ， ｎ ， ，ｚ ， ｚ 为 ｘ ｎ 为单元体 界面 的单位 外法矢 。
２２ 双 时间推进 ．
采 用有 限体积 法可将 方程 （ ）在 ＋ｌ 间层近似 为 ５ 时
摘 要 ：采用模 态法进行三维机翼 时域颤振 数值模拟 。应用面样条法进行模 态振型插值 ，在结构 网格
上求解非定常 Ｅ ｌ 方程 ，时间 离散采 用双时间步推进方 法。采 用经典四步 Ｒｕ ｇ— ｕｔ ｕｒ ｅ ｎｅ Ｋ ｔ ａ法求解结构运动 方程 ， 得到 广义位移的时间响应曲线， 根据曲线的收敛发散情 况判 断机翼是否发 生颤振。对 Ａ Ａ Ｇ ＲＤ４ ５ ４． ６
复合材料壁板颤振分析与优化设计研究的开题报告
复合材料壁板颤振分析与优化设计研究的开题报告一、研究背景和意义随着建筑工程技术的不断发展和进步，复合材料壁板因其优异的性能和良好的经济效益已经得到广泛应用。
复合材料壁板由于具有优异的强度、刚度、轻质化、防火性能、隔音性能和施工方便等优点而被广泛应用，成为了建筑外墙和内墙的理想材料。
然而，随着高层数、大跨度复合材料壁板的应用，颤振问题也越来越引起人们的重视。
颤振现象不仅会导致建筑物结构破坏，而且还会对人员的生命财产安全带来极大威胁。
因此，对复合材料壁板的颤振问题进行研究，对保障建筑物结构的安全稳定具有重要的现实意义。
二、研究内容和方法1. 研究复合材料壁板的颤振问题，探究颤振发生机理，分析其影响因素和威胁因素。
2. 建立复合材料壁板颤振的理论模型，利用有限元软件ANSYS进行数值模拟和分析，研究其动力学响应特性和颤振现象。
3. 控制颤振的方法和措施，如改变复合材料壁板的结构参数、采用加强杆件等方式。
4. 优化设计方法，对不同结构参数的复合材料壁板进行优化设计，提高其抗风能力和防颤振能力。
三、预期成果1. 研究复合材料壁板颤振的机理和原因，明确其威胁因素。
2. 建立复合材料壁板颤振的理论模型，预测其颤振现象，并对不同结构参数的复合材料壁板进行优化设计，提高其抗风能力和防颤振能力。
3. 提出一系列有效的措施和方法，降低复合材料壁板颤振的危险因素，从而保证建筑物结构的安全可靠性。
4. 在有效推广和应用结果的基础上，提出了一系列可行的实际应用方案，进一步调整和完善该方法。
四、研究难点复合材料壁板颤振问题是个难题，具体表现在以下几个方面：1. 建立复合材料壁板颤振的理论模型，考虑非线性因素对模型的影响。
2. 分析和探究颤振发生机理和影响因素，需要考虑多个因素的综合作用。
3. 实验数据的获取和准确性。
4. 优化设计效果的验证和实际生产的可行性。
五、研究计划1. 第一年：收集和整理文献资料，研究复合材料壁板的颤振问题，确定研究思路和方法。
智能复合材料机翼颤振分析
摘要 ：利用哈 密尔顿原理和半李 兹分析 法建 立复合材料 悬臂板 的运 动方程 ， 结合边界条 件得到 其弯扭 耦合 模 态的 半解析解． 建立具有 ＮＡ ＡＯ １ Ｃ Ｏ ２翼型且贴有压电作动器和压电传感器 的复合材 料机翼 的运 动方程 ， 利用 西奥道 生 理论， 形成智 能复合材料机 翼气动弹性问题 的描述， 利用 Ｕ＿ ｇ法预测 复合材 料机 翼的颤振速 度． 通过 数值仿 真 ， 针 对智能复合 材料机 翼闭环系统 中的不 同反馈增 益 系数， 计算模 态振 型和 颤振速 度． 结果表 明， 同的反馈 增益 系 不
ＧＡＯ ｅ－ａ ｇ ，ＺＨＡＮＧ ｉｇ ｗｅ Ｗ ｉ ｎ ｌ Ｊｎ － ｎ ，ＨＡＮ ｉｇ ｌ ｎ 。 Ｊｎ －ｏ ｇ
（ ＿Ｃｏｌｇｅｏ ｅ ｈ ｎｃ ｌ ｇｎｅ ｒｎ １ ｌ ｅ ｆＭ ｃ ａ ｉａ Ｅｎ ｉ ｅｉ ｇ，Ａｎｈ ｉ ｉｅ ｓｔ ｆＴｅｈ ｌｇ ，Ｍ ａ’ｎｓ ａ ２ ３ ０ ｕ Ｕｎ ｖ ｒｉｙｏ ｃ ｎｏｏ ｙ ａ ｈｎ ４ ０ ２，Ｃｈ ｎ ｉａ；２ ｏ ｌ ｅｏｆ ｕｄＰｏ ｒａ ｄＣ ｎｔｏ ， ．Ｃ ｌ ｉ ｗｅ ｎ ｇ ｅ Ｆｌ ｏ ｒｌ
文章 编 号 ： ６ ３５ ９ （０ ７０ －０ ５０ １ ７— １６ ２ ０ ） ４０ ３—５
智 能 复 合 材 料 机 翼 颤 振 分 析
高为浪 ，张景文 韩景龙。 ，
（．安徽工业大学 机械工程学 院，安徽 马鞍 山 １ 航空宇航学院 ， 江苏 南京 ２００ ） １０ ９ ２ ３ ０ ； ．兰州理工大学 流体动力与控制学院 ， ４０２ ２ 甘肃 兰州 ７０ ５ ；３ ３ ０ ０ ．南京航空航天大学
ｍｅ ｎ ｆｎ ｍ ｅ ｉ ｉ ｌｔ ｎ ｈ ｄ ａｔ ｒ ｎ ｈ ｌｔｅ ｐ ｅ ｒ ｖ ｌａ ｅ ｏ ｅ ｅ ａ ａｎ ｓ ｄ ａ ｓｏ ｕ ｒｃｓｍｕ ａ ｉ ，ｔ ｅｍｏ ｅｐ ｔｅｎｓａ ｄ ｔ ｅｆｕ ｔ ｒｓ ｅ ｄ ｗｅｅｅ ａｕ ｔ ｄｆ ｒｓ ｖ ｒ ｌ ｉ ｓｕ ｅ ｏ ｇ ｉ ｈ ｉｐａ ｅ ｅ ｔｎ ｇ ｔｖ ｅ ｄ ａ ｋ ｃｏ ｅ － ｏ ｙ ｔｍ ｆｔ ｅｉ ｔｌｉｅ ｔｃ ｍｐ ｓｔ ｎ ． Ｔｈ ｅ ｕｔ ｎ ｎ ｔ ｅｄｓ ｌｃ ｍ ｎ ｅ ａ ｉｅｆｅ ｂ ｃ ｌ ｓ ｄ ｌ ｐ ｓ ｓｅ ｏ ｈ ｅｌ ｎ ｏ ｏ ｎ ｇ ｏ ｉｅｗｉｇ ｅｒ ｓ ｌｓｉ— ｄ ｃ ｔｄ ｔ ａ ｈ ｄ ａ ｔｒ ｓａ ｄ ｆｕ ｔｒｓ ｅ ｄ ｗｅｅｄ ｆ ｉ ｌ ｆｕ ｎ ｅ ｙ ｔ ｅ ｄｆｅ ｅ ｔｆｅ ｂ ｃ ａｎ ． ｉａ ｅ ｈ ｔｔ ｅｍｏ ｅｐ ｔｅ ｎ ｌｔｅ ｐ ｅ ｒ ｅｉ ｔ ｙ ｉ ｌ ｅ ｃ ｄ ｂ ｈ ｉｆｒ ｎ ｅ ｄ ａ ｋ ｇ ｉ ｓ ｎ ｎ ｅ ｎ
复合材料飞机结构低速风洞颤振模型的设计
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根据基本物理量的相似比可导出其它物理量
的相似比如下
k EI
=
k
"k
2 V
k
4 L
;k
M
= k "k
;k EA
=
k
"k
2 V
k
2 L
k GI p
= k "k
2 V
k
4 L
;k
!
=k
Vk
_1 L
(12 >
按上述相似原理进行缩比之后 全尺寸金属
模型与缩比模型各阶固有振动频率比值等于速度
比 例 因 子 与 缩 比 因 子 比 值 ~振 型 相 等 ~模 型 的 颤 振 速度与真机的颤振速度比为 V
刚度等代后要求原结构的4 种设计元素变成 如图2 所示的复合材料结构形式 图中给出的是 设计后的元素截面 其中 细实线表示板 粗实线 则是由板构成的梁结构 如实际结构中的工字梁~ 桁条等 即新结构为板 - 桁 梁 结 构 其 材 料 需 采用低模量复合材料 本文中采用4 GPa 左右的混
图2 !等代后的4 种复合材料设计元素 !!Fi g. 2 !Four ki nds of co mposit e desi gn el e ment s
三维 模 型 的 渲 染 及 拾 取 可 通 过 跨 平 台 的
Open GL 图形 引 擎 以 及 相 关 的 图 形 学 技 术 来 实 现[6 j 9对于大规模有限元9分区技术是提高拾 取 速
度的一种有效方法[5 j
在构造设计元素期间9不同类型的设计元素
一般均包含数量不等的板单元和杆或者梁单元9
Md = M = "L 3 相似物理量的量纲
一种飞机颤振模型的频率误差修正方法[发明专利]
![一种飞机颤振模型的频率误差修正方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/4d6fbbe0763231126fdb118c.png)
专利名称：一种飞机颤振模型的频率误差修正方法专利类型：发明专利
发明人：杨睿,贾振元,张强,孙士勇,李龙涛,钱卫,郭东明申请号：CN201310019313.7
申请日：20130118
公开号：CN103077286A
公开日：
20130501
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：一种飞机颤振模型的频率误差修正方法，属于飞机风洞复合材料颤振试验模型的制造技术领域。
其特征是该方法根据复合材料结构相似模型，以下称作复材模型，各主要固有频率与设计值的误差，通过有限元仿真分析与优化方法计算得到修正方案，并按照修正方案，采用二次成型工艺在复材模型蒙皮内侧的各个修正区域增加复合材料铺层，在改变复材模型刚度分布的同时，通过配重调整保持复材模型重量分布特征不变，从而实现对复材模型各主要频率误差的修正，使之处于设计允差范围内。
本发明的效果和益处是该修正方法针对性强，工艺简便，可以提高复材模型制造的精确性，降低废品率，缩短制造周期。
申请人：大连理工大学
地址：116024 辽宁省大连市凌工路2号
国籍：CN
代理机构：大连理工大学专利中心
代理人：侯明远
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一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法[发明专利]
![一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/ae63928c783e0912a3162a37.png)
专利名称：一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法专利类型：发明专利
发明人：费庆国,杭晓晨,李彦斌,姜东,蒋令闻
申请号：CN202010194840.1
申请日：20200319
公开号：CN111460576A
公开日：
20200728
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法，包括如下步骤：(1)在当前时刻，对机翼结构进行特征值分析，得到左特征向量和右特征向量矩阵；(2)在下一速度时刻，获取变化后的系统矩阵，并对其进行特征值分析，将得到的左特征向量矩阵与前一时刻的右特征向量矩阵进行正交检验，将得到的右特征向量矩阵与前一时刻的左特征向量矩阵进行正交检验，得到正交检验矩阵；(3)将正交检验矩阵中的元素按从大到小排序，对应变化前后的特征值排序。
本发明基于系统矩阵的左、右特征向量矩阵，利用左、右特征向量矩阵的绝对正交性，准确追踪系统特征值的变化趋势，具有实际工程意义。
申请人：东南大学
地址：210096 江苏省南京市玄武区四牌楼2号
国籍：CN
代理机构：南京经纬专利商标代理有限公司
代理人：罗运红
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第３ Ｏ 卷 第７ 期
文 章编 号 ： １ ０ ０ ６ — ９ ３ ４ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ７ — ０ ０ ９ ６ — ０ ５
计
Hale Waihona Puke 算机仿真
２ ０ １ ３ 年７ 月
复合 材 料 机 翼 颤 振 特 性 的数值 仿 真
肖艳平 ， 杨翊 仁 ， 刘 志强
（ １ ．中国民航飞行 学院飞行技术学 院， 四川 广汉 ６ １ ８ ３ ０ ７； ２ ．西南交通大学力学与工程学 院 ， 四川 成都 ６ １ ０ ０ ３ １ ） 摘要 ： 研究机翼振颤性 能优化 问题 ， 由于复合材料机翼具有材料耦合和几何耦 合的特 点， 传 统的方法研究 复合 材料机翼 的颤
振特性 比较复杂 ， 耗时长。为解决上述 问题 ， 提 出利用哈密顿原理建立 了系统 的运动 方程 ， 然后采用微分 求积法进 行离散 ， 并编制 了程序对复合材料 机翼 的弯扭耦合颤振速度在 Ｍ ａ ｌ ｆ ａ ｂ 软件上进行了数值仿真。结果 表明 ， 微分求积法 的计算结果精 度高 、 速度快 ， 并证明利用微分求积法分析 复合材料机翼 的颤振特性是可行且有效的。同时 ， 分析 了材料耦合 刚度对颤振速 度的影 响， 结果表 明材料耦合刚度的绝 对值稍 大些才能提高机翼 的颤振速度。 关键词 ： 复合材料 ； 弯扭耦 合 ； 颤振 ； 微分求积法
ＸＩ ＡＯ Ｙａ ｎ —ｐ ｉ ｎ ｇ ， ＹＡＮＧ Ｙｉ — ｒ ｅ ｎ ， ＬＩ Ｕ Ｚ ｈ ｉ —ｑ ｉ ａ ｎ ｇ
（ １ ．Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ｆ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ，Ｃ ｉ ｖ ｉ ｌ Ａ ｖ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｆ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ，Ｇ ｕ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｎ Ｓ ｉ ｅ ｈ ｕ ａ ｎ ６ １ ８ ３ ０ ７ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ．Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ｓ ａ ｎ ｄ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ，Ｓ ｏ ｕ ｔ ｈ ｗ ｅ ｓ ｔ Ｊ ｉ ａ ｏ ｔ ｏ ｎ ｇ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ，Ｃ ｈ ｅ ｎ ｇ ｄ ｕ Ｓ ｉ ｃ ｈ ｕ ａ ｎ ６ １ ０ ０ ３ １ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
ＡＢＳ Ｔ ＲＡＣＴ ： Ｉ ｎ ｖ ｅ ｓ ｔ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｃ ｏ ｍｐ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｗ ｉ ｎ ｇ ｌ ｆ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｉ ｒ ｓ ｔ ｉ ｃ ｉ ｓ ｃ ｏ ｍｐ ｌ ｅ ｘ ｕ ｓ ｉ ｎ ｇ ｔ ｒ ａ ｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｄ ｕ ｅ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｇ ｅ ｏ － ｍｅ ｔ ｉｃ ｒ ａ ｎ ｄ ｍａ ｔ ｅ ｉ ｒ ａ ｌ ｃ ｏ ｕ ｐ ｌ ｉ ｎ ｇ ｏ ｆ ａ ｃ ｏ ｍｐ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｗｉ ｎ ｇ ．Ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｆ ｏ ｒ ｅ ，ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｏ ｆ ｍｏ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗｅ ｒ ｅ ｄ ｅ ｉｖ ｒ ｅ ｄ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ Ｈａ ｍｉ ｌ ｔ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｏ ｒ ｙ ｉ ｎ ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ．Ａｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｎ ｔ ｈ ｅ ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｗｅ ｒ ｅ ｄ ｉ ｓ ｃ ｒ ｅ ｔ ｉ ｚ ａ ｔ ｅ ｄ ｕ ｓ ｉ ｎ ｇ ｄ ｉ ｆ ｅ ｒ ｅ ｎ ｔ ｉ ｌ ａ ｑ ｕ ａ ｄ ｒ ａ ｔ ｕ ｒ ｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ．Ｔ ｈ ｅ ｎ ｕ ｍｅ ｉｃ ｒ ａ ｌ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｌ ｆ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｓ ｐ ｅ ｅ ｄ ｏ ｆ ａ ｃ ｏ ｍｐ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｗ ｉ ｎ ｇ ｗｉ ｔ ｈ ｂ ｅ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ －ｔ ｏ ｒ ｓ ｉ ｏ ｎ ｃ ｏ ｕ ｐ ｌ ｉ ｎ ｇ ｗ ａ ｓ ｓ ｔ ｕ ｄ ｉ ｅ ｄ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ Ｍａ ｔ ｌ ａ ｂ ｐ ｒ ｏ － ｇ ｒ ａ ｍ．Ｔ ｈ ｅ ｎ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｗ ｅ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ａ ｒ ｅ ｄ ｗｉ ｔ ｈ ｓ ｏ ｍｅ ａ ｖ ａ ｉ ｌ ａ ｂ ｌ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ａ ｎ ｄ ａ ｇ ｏ ｏ ｄ ａ ｇ ｒ ｅ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｗａ ｓ ｏ ｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｄ ．Ｉ ｎ ｌｌ ａ ｔ ｈ ｅ ｃ ａ —
中 图分 类 号 ： Ｖ ４ ４ ８ ． ２ ５ ＋ ３ 文献标识码 ： Ａ
Ｎｕ ｍｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ Ｓｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｆｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ Ｃｏ ｍ ｐｏ ｓ ｉ ｔ ｅ Ｗ ｉ ｎ ｇ