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振动与冲击 2012年第5期31卷 6-11页

作者：杨智春陈帅李斌西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

研究飞机垂尾抖振问题的主要任务之一是编制抖振疲劳载荷谱、估算飞机结构的抖振疲劳寿命并校核飞机结构的强度等,一般通过统计方法来建立其抖振疲劳载荷时程的峰(谷)值分布模型,而分布模型的优劣对确定各飞行状态下的极限工况及抖振响... 详细信息

研究飞机垂尾抖振问题的主要任务之一是编制抖振疲劳载荷谱、估算飞机结构的抖振疲劳寿命并校核飞机结构的强度等,一般通过统计方法来建立其抖振疲劳载荷时程的峰(谷)值分布模型,而分布模型的优劣对确定各飞行状态下的极限工况及抖振响应的循环次数与幅值分布等信息影响显著。通过分析五种常用于描述抖振疲劳载荷峰(谷)值的概率分布假设模型:正态分布、对数正态分布、威布尔分布、瑞利分布和极值分布,给出了基于参数估计的概率分布规律,并提出了一种采用各概率分布假设所对应模型的"拟合优劣指标"作为评价和选择的依据。同时,结合各分布模型的特性对飞机抖振载荷时程处理要求的匹配程度,运用粗糙集理论确定了系统评价指标的最小分辨距离与最大分辨率,来消除由于误差引入导致的评价指标数值差异而造成的误判。算例分析表明,该方法可合理且高效地实现对飞机抖振载荷概率分布假设的正确评价与选择。

关键词：垂尾抖振疲劳载荷概率分布粗糙集评价指标

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弹性支承对三维曲壁板颤振特性的影响

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振动与冲击 2014年第18期33卷 1-6,20页

作者：张飞霆杨智春高扬赵令诚西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

提出了一种在四边简支曲壁板上附加一个弹性支承来提高曲壁板颤振临界动压的方法,研究了弹性支承的位置和刚度对曲壁板颤振速度的影响规律。应用von Karman大变形应变-位移关系来描述曲壁板的结构大变形,用一阶活塞气动力理论计算曲壁... 详细信息

提出了一种在四边简支曲壁板上附加一个弹性支承来提高曲壁板颤振临界动压的方法,研究了弹性支承的位置和刚度对曲壁板颤振速度的影响规律。应用von Karman大变形应变-位移关系来描述曲壁板的结构大变形,用一阶活塞气动力理论计算曲壁板的气动力,采用虚功原理和有限元方法,建立起带弹性支承的圆柱壳曲壁板在超音速气流中的颤振方程。通过求解曲壁板系统的特征方程获得其颤振临界动压。运用频率重合理论分别分析了改变弹性支承刚度和位置对曲壁板颤振特性的影响。结果表明,与不带弹性支承的曲壁板颤振特性相比,弹性支承位于不同位置时,会对曲壁板的颤振动压产生明显不同的影响:1弹性支承位于曲壁板中心点附近区域或位于弦向中线上时,都会导致曲壁板颤振动压降低且随着支承刚度的增大而减小;在曲壁板中心点处,颤振动压降低幅度最大;2弹性支承位置沿垂直于气流方向且远离弦向中线变化时,都会使颤振动压提高,且随着支承刚度的增大而增大;3当支承位置在前缘和后缘部位顺气流方向变化时,颤振动压都会提高;4采用附加弹性支承的方法来提高曲壁板颤振动压时,应将弹性支承布置在曲壁板展向中线距边界20%弦长处。

关键词：壁板颤振弹性支承特征值法有限元法频率重合

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飞机抖振响应数据处理及分析方法

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振动与冲击 2011年第6期30卷 15-19,35页

作者：陈帅杨智春李斌西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

为了编制抖振疲劳谱、估算抖振疲劳寿命等,必须预先对时域的抖振响应数据进行处理与分析。考虑到抖振响应的随机特性,特别是其显著的分散性,建立了统计模型来对其分析处理。针对同一飞行状态下数据仓中的抖振响应数据,将其划分为若干子... 详细信息

为了编制抖振疲劳谱、估算抖振疲劳寿命等,必须预先对时域的抖振响应数据进行处理与分析。考虑到抖振响应的随机特性,特别是其显著的分散性,建立了统计模型来对其分析处理。针对同一飞行状态下数据仓中的抖振响应数据,将其划分为若干子数据块,以子数据块中数据统计特征来描述对应子数据块均方根下的响应分布情况,而以对应飞行状态下各子数据块的均方根分布情况来描述该状态下抖振响应的总体分布趋势以及选择其关键响应状态水平。首先,采用威布尔分布假设,运用极大似然估计法对子数据块的数据进行分布参数估计,并给出了分布假设的检验方法;然后,采用"三步进"经验函数来描述抖振响应均方根的分布规律。在所研究的基础上,根据给出的抖振数据处理与分析结果使用流程,即只需根据确定的几个关键均方根水平,定位到相应的子数据块,再结合子数据块数据的统计模型得到对应飞行状态下的响应分布,就可用于飞机设计与强度校核。由实际飞行试验抖振数据的处理与分析表明,此方法具备一定的合理性。

关键词：抖振数据处理威布尔分布极大似然估计分布检验

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弹性波超构表面研究进展

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中国科学：技术科学 2022年第6期52卷 911-927页

作者：曹礼云杨智春徐艳龙西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

弹性波超构表面是一种新型的超薄超材料,它革新了对弹性波的传统调控方式,特别是为低频弹性波的调控提供了新的思路.本文首先根据被调控弹性波的波型,分类介绍了弹性波超构表面的基本概念、工作原理和最新的研究进展,指出了目前弹性波... 详细信息

弹性波超构表面是一种新型的超薄超材料,它革新了对弹性波的传统调控方式,特别是为低频弹性波的调控提供了新的思路.本文首先根据被调控弹性波的波型,分类介绍了弹性波超构表面的基本概念、工作原理和最新的研究进展,指出了目前弹性波超构表面研究中存在的问题,随后重点论述了弹性波超构表面的工程应用,包括模式分离、能量传输和低频减振,最后对未来的研究工作进行了展望.

关键词：弹性波超构表面超构表面力学超材料亚波长减振

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动载荷的识别方法

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力学进展 2015年第1期45卷 29-54页

作者：杨智春贾有西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

大多数情况下,作用在工程结构上的动载荷,如高性能战斗机在大攻角机动飞行时作用在垂尾结构上的抖振载荷,是无法直接测量的,只能通过测试结构在动载荷作用下的动态响应来识别出结构的动载荷.首先阐述了动载荷识别的基本原理,然后根据结... 详细信息

大多数情况下,作用在工程结构上的动载荷,如高性能战斗机在大攻角机动飞行时作用在垂尾结构上的抖振载荷,是无法直接测量的,只能通过测试结构在动载荷作用下的动态响应来识别出结构的动载荷.首先阐述了动载荷识别的基本原理,然后根据结构模型的特点,将动载荷识别方法分为确定性结构的动载荷识别方法和不确定性结构的动载荷识别两大类,对近些年国内外学者在这两方面的研究进展进行述评,最后针对目前动载荷识别方法研究中所存在的问题,提出有待深入探讨的课题.

关键词：动载荷识别正则化卡尔曼滤波人工智能不确定性

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垂尾抖振主动控制的压电作动器布局优化

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航空学报 2016年第10期37卷 3035-3043页

作者：梁力杨智春欧阳炎王巍西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

为了提高压电作动器垂尾抖振主动控制系统的控制性能,提出一种基于输出可控性的压电作动器优化准则。使用压电驱动载荷等效方法建立压电纤维复合材料(MFC)压电作动器力学模型,并建立了带MFC压电作动器垂尾结构模型的动力学方程。在模态... 详细信息

为了提高压电作动器垂尾抖振主动控制系统的控制性能,提出一种基于输出可控性的压电作动器优化准则。使用压电驱动载荷等效方法建立压电纤维复合材料(MFC)压电作动器力学模型,并建立了带MFC压电作动器垂尾结构模型的动力学方程。在模态可控性和模态价值理论的基础上,提出考虑剩余模态影响的压电作动器优化目标函数。针对垂尾结构的前5阶模态使用遗传算法优化得到压电作动器的布局方案,使用线性二次高斯(LQG)最优控制方法控制垂尾的抖振响应。仿真结果表明,本文优化得到的布局方案比用其他方法能更好地均衡系统的模态可控性,减小剩余模态的影响,获得更好的垂尾抖振响应控制。

关键词：压电作动器智能结构布局优化抖振可控性

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考虑几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性分析

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振动与冲击 2014年第16期33卷 72-75页

作者：杨智春张惠谷迎松宋淼西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

针对飞机飞行过程中因受气动载荷作用、机翼几何非线性效应影响气动弹性稳定性,提出考虑结构大变形几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性特性分析方法。通过对***软件二次开发实现该方法的计算流程。考虑大展弦比机翼几何大变形对气动... 详细信息

针对飞机飞行过程中因受气动载荷作用、机翼几何非线性效应影响气动弹性稳定性,提出考虑结构大变形几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性特性分析方法。通过对***软件二次开发实现该方法的计算流程。考虑大展弦比机翼几何大变形对气动面网格构型影响,在每个迭代步对气动面网格进行更新,求出大展弦比机翼在给定飞行状态下的静气动弹性变形,获得考虑机翼结构几何非线性效应的刚度矩阵,并进行机翼颤振特性分析。对大展弦比机翼模型进行气动弹性特性分析计算表明,与线性气动弹性分析结果相比,考虑机翼结构大变形几何非线性效应,机翼静气动弹性变形会影响机翼动力学特性,使机翼扭转频率明显下降,导致机翼几何非线性颤振速度低于线性颤振速度。

关键词：几何非线性大展弦比机翼大变形静气动弹性分析非线性颤振

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结构支撑位置改变时固有频率的快速计算

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振动与冲击 2012年第18期31卷 1-4,33页

作者：欧阳炎王栋西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所西安710072

用有限元法计算出弹性支撑位于网格节点上时的结构固有频率后,可采用两种方法处理支撑位于单元内部时的情形。第一种是将弹性支撑等效到单元节点上再求解特征值,第二种是结合在单元节点处,频率关于支撑位置的一阶导数(即灵敏度)值,利用... 详细信息

用有限元法计算出弹性支撑位于网格节点上时的结构固有频率后,可采用两种方法处理支撑位于单元内部时的情形。第一种是将弹性支撑等效到单元节点上再求解特征值,第二种是结合在单元节点处,频率关于支撑位置的一阶导数(即灵敏度)值,利用单元形函数进行插值计算。两种方法都可以在不重新划分网格的情况下,获得结构的固有频率。通过分析得出第一种方法适用性较好,但计算效率较低。第二种方法要求结构的振型保持不变。数值算例结果表明:当弹性支撑的刚度和位置变化不改变结构的振型时,两种方法都有较好的计算精度。

关键词：弹性支撑固有频率有限元法灵敏度

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一种飞机垂尾抖振载荷识别的新方法

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航空学报 2013年第10期34卷 2333-2340页

作者：贾有杨智春西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所陕西西安710072

针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转... 详细信息

针对抖振载荷难以直接测量的问题,提出了一种由抖振加速度响应逐点识别翼面分布抖振载荷的频域方法。根据抖振载荷空间和时间的分布特性,将抖振载荷表示成一组空间正交函数与一组时间函数的线性组合,从而把频域内的抖振载荷识别问题转化为时间函数的识别问题。通过垂尾结构的气动弹性运动方程推导出加速度响应功率谱密度与广义力功率谱密度之间的关系式,再由谱分解理论得出广义力功率密度与抖振载荷功率谱密度的关系式,最后根据空间分布函数的正交性逐点识别出时间函数。为了解决上述逐点识别过程中遇到的不适定问题,提出了一种新的正则化处理方法,并用牛顿迭代法选取最佳正则化因子。对一个垂尾模型,先用计算流体力学(CFD)仿真软件计算出垂尾模型上的抖振载荷,然后将这些抖振载荷施加在垂尾结构上,并计算出垂尾结构的抖振加速度响应,利用计算出的加速度响应识别出抖振载荷,并与计算的抖振载荷进行比较,从而验证了本文所提出的抖振载荷逐点识别方法具有很好的识别精度。

关键词：抖振载荷垂尾载荷识别正交分解正则化

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阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

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航空学报 2012年第3期33卷 463-469页

作者：李斌张玉杰杨智春西北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所陕西西安710072

动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表... 详细信息

动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。

关键词：动力学相似模型试验阻尼不相似有限测点响应修正

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