大展弦比機翼的建模與動力學分析.pdf

1、現(xiàn)在的大型運輸機，大型客機及執(zhí)行遠程戰(zhàn)略任務(wù)的轟炸機，偵察機多采用大展弦比機翼。飛行器使用大展弦比機翼可以有效減小能耗，但大展弦比機翼由于自身結(jié)構(gòu)的細長型，在重力與氣動力的作用下，會產(chǎn)生較大變形。機翼大變形時需考慮自身結(jié)構(gòu)變形的幾何非線性特征，此時要想較為準確的獲知機翼的運動狀態(tài)，必須建立計入幾何非線性及其它非線性因素影響的機翼的結(jié)構(gòu)動力學方程，再以此非線性方程為基礎(chǔ)綜合氣動力的作用才能對機翼展開分析?；谝陨系乃枷?，本文的研究工作將圍

2、繞以下方面展開。
　　1.將大展弦比機翼視為一根懸臂的Euler-Bernoulli梁，以梁截面的軸向位移，彎曲位移以及繞截面法線轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)角作為運動變量。在Euler-Bernoulli梁的假設(shè)下結(jié)合Lagrange-Green應(yīng)變公式以及剛體有限轉(zhuǎn)動理論推導出梁截面的運動變量與應(yīng)變的關(guān)系，并同時得到梁每一微段在變形時的動能表達式。利用Hamilton原理建立大展弦比機翼的控制方程，該控制方程是一個彎扭耦合的非線性方程。
　

3、　2.給出機翼的剛性截面在變形后相對于來流的位置及速度，并得到機翼在變形后的有效攻角表達式。結(jié)合準定常氣動力模型給出機翼變形時每一微段的氣動升力與氣動力矩從而列出機翼的氣動彈性動力學方程。利用Galerkin離散方法，將機翼振動的線性模態(tài)函數(shù)代入所得到的氣動彈性動力學偏微分方程組，從而獲得模態(tài)空間下的運動常微分方程組。
　　3.機翼可以視為在一個變形較大的平衡位置附近作微幅振動，分析機翼的動力學特性時，將模態(tài)空間下的機翼振動方程在

4、平衡位置附近進行線性化，以線性化后的方程組為基礎(chǔ)探究由于變形的非線性對機翼結(jié)構(gòu)的振動頻率等動力學特性的影響。利用線性化后的方程在一定的來流速度區(qū)間下對機翼進行氣動彈性穩(wěn)定性分析，從而進一步分析結(jié)構(gòu)的非線性因素對顫振臨界速度的影響。在得到顫振臨界速度后，在顫振臨界速度附近對機翼的動力學響應(yīng)進行時域上模擬。模擬結(jié)果顯示當來流速度靠近但略小于顫振臨界點的來流速度時，在一定擾動下機翼的運動并不會衰減，最終將變?yōu)榫哂幸欢ǚ档闹芷谶\動。非線性因素