大展弦比機翼的顫振分析.pdf

1、高高空、長航時無人機因其廣泛應用前景正成為國內外的研究熱點,這類飛機普遍具有大展弦比機翼的特點,對于大展弦比機翼,在飛行載荷作用下機翼會產生很大的彎扭變形,以至于常規(guī)的對線性系統(tǒng)求解方法中的小變形假設不再適用,這樣在分析中就必須考慮結構因大變形導致的幾何關系和平衡關系的改變,在飛機的飛行中,氣動的非線性也是不可避免的,但對于高高空、長航時的無人機來講,飛行速度不是很高,故氣動非線性是可以忽略的,因此格羅斯曼準定常氣動力理論即可滿足理論分

2、析的要求。
　　 本研究主要內容包括：⑴建立了大展弦比機翼的非線性顫振分析模型,利用曲率理論并根據(jù)哈密爾頓原理推導了機翼結構的幾何非線性運動微分方程,并對方程做了無量綱化處理；⑵由于非線性顫振是一種自激振動,故利用平均法求出了系統(tǒng)的一次近似解,求出了此時的顫振速度,并與利用Ruth-hurwiz準則求出的顫振速度加以對比。⑵對機翼非線性運動的無量綱化方程,首先通過規(guī)范型直接法的Maple計算程序,計算得到系統(tǒng)Hopf分岔的規(guī)范型

3、,選取氣流速度v作為分岔參數(shù),得到相應的分岔圖,在某一大展弦比翼型參數(shù)下,該翼型將發(fā)生超臨界Hopf分岔,并改變此翼型的相關參數(shù),顫振類型可變化為亞臨界的Hopf分岔。最后利用數(shù)值模擬進行了驗證。⑷通過改變某一大展弦比翼型的相關參數(shù),定量的研究了不同參數(shù)下,參數(shù)對系統(tǒng)顫振的影響,并給出了展弦比、彎曲剛度與扭轉剛度比、非耦合頻率、線密度以及彎心至中心的距離等參數(shù)變化與顫振速度的關系曲線圖。本文從理論上和數(shù)值分析的基礎上對大展弦比機翼顫振系