高超声速舵面颤振风洞试验与数值模拟影响因素研究

发布时间：2021-03-08 18:40

　　颤振是飞行器弹性结构在气动力作用下的一种自激振荡现象,会给飞行安全带来严重威胁,是飞行器设计过程中必须考量的重要问题。对高超声速飞行器而言,准确获取其颤振特性同样具有举足轻重的作用,但目前的相关研究工作并不完善。存在风洞试验理论方法欠缺、模型设计制作难度大、安全保障技术不成熟等问题;其数值仿真方法的计算精度还受激波边界层干扰、真实气体效应等因素影响。针对上述问题,本文开展了以下研究工作:完成了马赫数5的高超声速舵面颤振试验的部分工作,在风洞中完整再现了从稳定到发散的颤振过程,试验获得的颤振动压为29.5kPa,颤振频率为29.3,颤振形式为弯扭耦合;此外,试验过程中还发现了高超声速颤振特性对结构模态振型异常敏感的现象。针对所开展的高超声速舵面颤振风洞试验模型进行了数值仿真研究。采用多种气动力模型和耦合迭代策略,进行了时域、频域的颤振动压预测。计算结果表明,采用三阶活塞理论、统一升力面理论、Euler、N-S方程的颤振动压预测结果较接近,与试验值误差均在7%以内。采用时域方法计算时,松耦合方法的误差超过15%。同时发现支撑机构会带来激波边界层干扰效应,一定程度上提高了颤振动压,考虑该因素... 

【文章来源】：合肥工业大学安徽省 211工程院校 教育部直属院校

【文章页数】：84 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

X-43飞行器结构构型和材料布局

图 3.2 试验模型与支撑机构g.3.2 Test model and support mechan模型采用固定 0 攻角垂直安装装（见图 3.3），通过模型支撑装 所示在风洞安装状态用对模型进行及支撑装置状态正常，都进行没有发生变化，说明支撑系统

图 3.2 试验模型与支撑机构Fig.3.2 Test model and support mechanism要求，模型采用固定 0 攻角垂直安装，相对于风直安装（见图 3.3），通过模型支撑装置将试验模图 3.3 所示状态，在风洞安装状态用对模型进行了模态试验后模型及支撑装置状态正常，都进行了校核性振态参数没有发生变化，说明支撑系统没有影响舵


本文编号：3071483