非線性機(jī)翼的分岔特性分析及其參數(shù)控制.pdf

1、機(jī)翼當(dāng)中存在的非線性因素使氣動(dòng)彈性系統(tǒng)避免了直接的氣動(dòng)失穩(wěn),伴隨著出現(xiàn)的是復(fù)雜的非線性動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象,如:Hopf分岔、極限環(huán),甚至混沌運(yùn)動(dòng)。不同的分岔特性將導(dǎo)致機(jī)翼產(chǎn)生良性的極限環(huán)或惡性的極限環(huán)。良性極限環(huán)可使機(jī)翼在顫振點(diǎn)處Hopf分岔出一個(gè)幅值隨飛行速度緩慢增大的極限環(huán);惡性極限環(huán)將伴隨著極限環(huán)幅值的跳躍現(xiàn)象的出現(xiàn),甚至在低于顫振速度的時(shí)候突然跳躍到一個(gè)較大幅值的極限環(huán)上。因此有必要分析各種非線性因素條件下的機(jī)翼的分岔特性。此外,高超音

2、速條件下氣動(dòng)加熱對(duì)機(jī)翼分岔特性的影響也不容忽視。當(dāng)前國際研究的熱點(diǎn)問題–非線性吸振器(Nonlinear Energy Sink, NES)對(duì)機(jī)翼極限環(huán)的抑制,也值得進(jìn)一步的深入研究。為此,本文開展了以下幾方面的研究:
　　首先用三階活塞理論建立了超音速\高超音速流中一個(gè)含立方結(jié)構(gòu)非線性雙楔機(jī)翼的動(dòng)力學(xué)方程。然后用諧波平衡法研究了機(jī)翼的極限環(huán)響應(yīng),并采用Floquet理論判定了極限環(huán)的穩(wěn)定性。分析了結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)臨界靜氣動(dòng)彈性失穩(wěn)馬赫

3、數(shù)和顫振馬赫數(shù)的影響。討論了結(jié)構(gòu)非線性剛度對(duì)顫振邊界(極限環(huán)出現(xiàn)的最低馬赫數(shù))的影響。然后用奇異性理論研究了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)域內(nèi)的超臨界和亞臨界Hopf分岔特性。
　　研究了超音速流中含間隙非線性機(jī)翼的分岔特性和極限環(huán)響應(yīng)。主要考慮俯仰方向存在的結(jié)構(gòu)間隙。為避免求解高階諧波,采用平均法得到了氣動(dòng)彈性系統(tǒng)極限環(huán)響應(yīng)的解析表達(dá)式,并用Floquet理論判定了極限環(huán)的穩(wěn)定性,其結(jié)果與數(shù)值計(jì)算的結(jié)果進(jìn)行了比較。隨后討論了間隙參數(shù)對(duì)分岔特性和極

4、限環(huán)響應(yīng)的影響。
　　分析了高超音速流中氣動(dòng)加熱對(duì)雙楔機(jī)翼的分岔特性和極限環(huán)響應(yīng)的影響。首先得到了氣動(dòng)加熱對(duì)雙楔機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度的損失,建立了一個(gè)考慮氣動(dòng)加熱影響的雙楔機(jī)翼的動(dòng)力學(xué)模型。引入TPS(Temperature Protect System)結(jié)構(gòu)以降低氣動(dòng)加熱的影響。最后分別討論了氣動(dòng)加熱和TPS結(jié)構(gòu)對(duì)機(jī)翼的分岔特性和極限環(huán)響應(yīng)的影響。
　　采用一個(gè)NES去抑制非定常流中二元機(jī)翼的極限環(huán)響應(yīng)。用諧波平衡法得到了系統(tǒng)的極