大展弦比帶路由器考察點的平面內(nèi)彎曲效應(yīng)

大展弦比帶路由器考察點的平面內(nèi)彎曲效應(yīng)

飛機翼是飛機氣動彈分析的重要組成部分。如果安裝注釋，縫紉機的振動特性將發(fā)生變化。機翼外掛顫振成為飛機氣彈分析的一個必要過程。傳統(tǒng)的帶外掛戰(zhàn)斗機通常都是小展弦比機翼,但是以“捕食者”為例的帶外掛無人機大多采用大展弦比機翼。大展弦比特性往往會帶來一些復雜的氣彈響應(yīng),引起機翼的大變形,即幾何非線性特性。盡管平面內(nèi)的彎曲運動在小展弦比機翼氣彈分析中可以忽略,但是在大展弦比機翼分析中平面內(nèi)的彎曲變形是不能忽略的,因為展弦比的增加會使機翼的平面內(nèi)特性更加明顯。而目前對于大展弦比機翼顫振特性的研究文獻中并沒有考慮大展弦比機翼的平面內(nèi)彎曲效應(yīng)。Gern和Librescu以上研究僅僅局限于小展弦比帶外掛機翼的顫振特性分析,沒有考慮大展弦比帶外掛機翼的平面內(nèi)彎曲效應(yīng)?；贖amilton原理推導大展弦比帶外掛機翼的動力學方程,研究大展弦比帶外掛機翼彎彎扭運動的顫振特性,并分析外掛參數(shù)對機翼外掛系統(tǒng)顫振特性的影響。1動力學方程基于哈密頓原理推導大展弦比帶外掛機翼的動力學方程,所采用的機翼梁模型為一矩形、無預扭轉(zhuǎn)、軸向不可伸長的彈性梁。1.1機翼動能表圖1為大展弦比帶外掛機翼的變形示意圖。首先定義3個坐標系,初始坐標系O-XYZ和兩個局部坐標系O-X機翼上任意一點的位置向量為機翼的動能可表示為依據(jù)同樣的方法可以推導外掛的動能可表示為機翼的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形引起的勢能變化可表示為式中:ρ和D分別為曲率和剛度;D利用哈密頓原理進行動力學方程的推導式中:T1.2不延伸梁軸向的限制梁模型的微單元如圖2所示。圖中,v代表機翼的軸向方向,與ds同向,所以ds采用拉格朗日的方法將約束的偏分c1.3局部坐標系o-x坐標系間轉(zhuǎn)換的歐拉角坐標系間的歐拉角如圖3所示。從初始坐標系O-XYZ到變形后機翼的局部坐標系O-X坐標系間轉(zhuǎn)換的歐拉角為(φ,ψ,θ)。轉(zhuǎn)換矩陣可表示為1.4機翼的彎扭運動方程式中:參數(shù)ρ為空氣密度;V是來流速度;C將式(4)~(6)代入式(10)中可得到大展弦比帶外掛機翼的彎彎扭運動方程為:式中:引入無量綱化參數(shù)對式(14)彎彎扭運動方程進行無量綱化處理,通過引入無量綱長度L和無量綱時間式中:U采用Galerkin方法,利用主振型的正交性,得到離散后的動力學方程。將離散化的動力學方程改寫成矩陣的形式即可表示為式中狀態(tài)變量q={u,w,α}為了進行顫振計算分析,可將(16)動力學方程式改寫為狀態(tài)空間的形式2顫振速度的計算大展弦比帶外掛機翼的參數(shù)如下:機翼弦長c=0.27m,機翼半翼展l=1.2m,單位翼展機翼質(zhì)量為1.973kg/m;單位翼展的機翼轉(zhuǎn)動慣量為0.0527kg/m;機翼平面內(nèi)彎曲剛度為476.9N·m仿真初始參數(shù)為{0.05,0.05,0.05,0,0,0};采用K方法進行顫振計算得到顫振速度為23.5208m/s,顫振計算的頻率阻尼變化曲線如圖4所示。圖5給出的是顫振速度以下的時域響應(yīng)圖。圖5a)分別為平面內(nèi)彎曲、平面外彎曲和扭轉(zhuǎn)運動的響應(yīng)曲線,可看出在顫振速度以下:各種運動的時域響應(yīng)曲線收斂。圖5b)中為各種運動對應(yīng)的相圖曲線。圖6a給出的是臨界顫振速度條件下的時域響應(yīng)圖。從圖6a)可看出各運動的時域曲線發(fā)生了等幅振蕩,即發(fā)生顫振,圖6b)為各種運動對應(yīng)的相圖曲線。圖7給出的是顫振速度以上的時域響應(yīng)圖,從圖7a)可看出各運動的時域曲線發(fā)散。從圖8中可看出:當外掛弦向位置在機翼上變化時,即外掛弦向位置與機翼弦長之比在[-1,1]變化時,顫振速度逐漸減小,最小值為20.2994m/s。從圖9中可看出:當外掛質(zhì)量相比機翼質(zhì)量比在[0,1]變化時,顫振速度逐漸減小,即隨著外掛質(zhì)量的增加顫振速度逐漸減小,最小值為6.8991m/s。從圖10中可看出:當外掛軸向轉(zhuǎn)動慣量相比機翼轉(zhuǎn)動慣量在[0,1]變化時,顫振速度逐漸增大,即隨著外掛軸向轉(zhuǎn)動慣量的增加顫振速度逐漸增大,最大值為27.1213m/s。3復合式大展弦比復合材料機翼模型1)給出了外掛質(zhì)量、弦向位置和軸向轉(zhuǎn)動慣量對顫振速度的影響,其它外掛參數(shù)在模型