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飞行器气动弹性力学_2009版_.pdf
飞行器气动弹性力学（2009版） 编著西北工业大学航空学院 2009年7月 飞行器气动弹性力学是飞行器设计工程领域中的一门交叉学科，它研究的对象是作用在飞行器升力面上的气动力、飞行器结构的弹性力和惯性
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机翼气动弹性模型RTM工艺的研究及模具设计.pdf
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导弹气动弹性稳定性分析.pdf
No.42010 总第308 SPACEVEHICLES Sum No.308 收稿日期：2009-11-10 作者简介：惠俊鹏（1981-），男，工程师，研究方向为飞行器总体设计 文章编号：1004
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高速列车结构气动弹性问题分析.pdf
硕士学位论文高速列车结构气动弹性问题分析 AEROELASTIC ANALYSIS HIGH-SPEEDTRAIN STRUCTURES 哈尔滨工业大学2012 国内图书分类号：V215.3学校代码：
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非线性气动弹性系统的分叉分析.pdf
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[物理]气动弹性力学1-2.ppt
航空结构工程系yangzc@ 航空楼A914，Tel：88460461,13991850165 作业1： 1. 试列举气动弹性设计的任务有那些？与经典弹性力学问题相比，在气动弹性
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[物理]气动弹性力学3-1.ppt
[物理]气动弹性力学3-1气动弹性力学
杨智春 航空结构工程系 yangzc@nwpu.edu 航空楼a914，tel：88460461,13991850165

气动弹性力学

第四章 颤振的基本概念和机理
颤振的物理现象、定义和分类
在气动弹性动力学中，把由于气动弹性效应引起的飞机及 其部件在气流中不衰减的且振幅相当大的振动称为颤振。 颤振就是飞机及其部件处于气流中的动不稳定性问题。

从空气动力产生的原因而言，颤振可以分为两大类，第一
类发生在势流中，主要发生在飞机流线型剖面升力系统中，即 翼面颤振，也就是通常所称的“经典颤振”；第二类颤振称为

失速颤振，它与流动分离和旋涡形成有直接关系，其机理与经
典颤振不同，且一般发生在螺旋桨、旋翼桨叶、涡轮叶片等旋 转机械的部件上。
§4.1 引言

气动弹性力学

随着飞机设计的发展，翼面颤振分析的内容也由经典的机 翼线性颤振分析拓展出机翼非线性颤振分析、带外挂物的机翼 颤振分析、操纵面颤振分析、全机颤振分析等新的内容和分支。

颤振产生原因
在气流中的飞机在振动时，会引起附加的 气动力，在这些附加的气动力中，有些将

起激励力作用，有些将起阻尼力作用
振幅不断衰减——结构动力稳定 振幅不断扩大——结构动力不稳定 等幅的简谐振动——临界稳定状态
§4.1 引言

气动弹性力学

颤振临界速度
理论分析与工程实践表明，当飞行速度由小到大增加时，由 扰动引起的振动会由衰减的变为发散的，当飞行速度达到某一值 时，扰动所引起的飞机振动刚好维持飞机的等幅简谐振动，这一

速度在颤振分析中被称为颤振临界速度，简称颤振速度。
振动运动稳定的临界条件问题：只需要考虑简谐气动力；应 用线性化的气动力理论
衰减 等幅 发散

v<vf §4.1 引言

v=vf

v>vf

气动弹性力学

飞机颤
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[物理]气动弹性力学4-2.ppt
[物理]气动弹性力学4-2气动弹性力学
杨智春 航空结构工程系 yangzc@nwpu.edu 航空楼a914，tel：88460461,13991850165

气动弹性力学

p-k 法
方法的提出
为了更直接地了解机翼在亚临界情况下，自由振动衰减的 情况，特别是为了与飞行颤振试验中实测的亚临界振动衰减特

性进行对比。
提出了一种求解颤振行列式的方法，称为 p-k 法。 这种方法，不仅可以求出颤振临界速度，而且可以得到亚临 界情况下的振动衰减率。

§5.4 应用非定常气动力理论求解二元机翼颤振

气动弹性力学

方法概述
假定机翼作任意运动，即： h h0 exp[( i )t ] h0 exp( pt )
这里
p ( i ) i
h(t 2 ) 1 ln[ ] 2 h (t )

0 exp[( i )t ] 0 exp( pt )

为振动的衰减率

原则上，应该用机翼作任意运动时的气动力来求解。 颤振临界状态下，机翼作简谐振动，p-k 法假定在颤振临界点附

近的亚临界情况下，机翼的振动可近似看成简谐的，计算气动力
时，仍用简谐非定常气动力公式，减缩频率 的k 。
§5.4 应用非定常气动力理论求解二元机翼颤振

k 就取与 相对应

气动弹性力学

颤振方程与颤振行列式

h h0 exp[( i )t ] h0 exp( pt ) 0 exp[( i )t ] 0 exp( pt )

注意到：机翼作简谐运动时有 h 2 h ，而对（5.61）式则
dh d 2h 有 h ph ， h 2 p 2 h，
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[物理]气动弹性力学6-1.ppt
航空结构工程系yangzc@ 航空楼A914，Tel：88460461,13991850165 气动弹性力学 8.1 飞机防颤振设计的一般步骤 第八章 防颤振设计的一般步骤及强度
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[物理]气动弹性力学2-1.ppt
[物理]气动弹性力学2-1气动弹性力学
杨智春 航空结构工程系 yangzc@nwpu.edu 航空楼a914，tel：88460461,13991850165

气动弹性力学

作业2：
已知二元机翼模型的扭转刚度系数

k 5000nm/rad ，cl / 2 ，e=0.15m，c=1m， 且带有一个弦长为cβ=0.31m的副翼，试求其在海平面高度
为 的反效临界速度，并求其在v=30m/s时的副翼操纵效率。

作业2

气动弹性力学

作业3：
1. 分析大展弦比前掠机翼容易发生扭转发散的原因。 2. 分析后掠机翼容易使得副翼效率降低的原因。

作业3

气动弹性力学

第二章回顾
介绍了二元机翼的两大类气动弹性静力问题的基本现象， 两类气动弹性静力问题的产生都存在一个临界速压，设法 提高临界速压，是气动弹性静力学问题研究的主要任务。

扭转发散：临界速压 q d，当气流速压达到 q d时，机翼成为
扭转不稳定的。

操纵反效：速压达到临界速压q r时，操纵面的操纵功能将
完全失效。

气动弹性力学

计算操纵反效临界速度时，应同时 计算扭转发散临界速度，对两者进 行比较！！

如果q r q d ，则速压增大将导致操纵效率降低； 如果 q r q d ，则 q d 既是扭转发散临界速压又是操纵反效 临界速压； 当 q r q d 时，操纵效率为最佳，始终为1。 提高扭转发散临界速压和操纵反效速度的有效方法: 增大

机翼结构的扭转刚度。

气动弹性力学

第三章

三元机翼的气动弹性静力问题

第一节 引言
问题：如何从二元机翼静气弹问题转到三元机翼静气弹问题 首先明确三元机翼的两个概念： 变形分布——把机翼视为弹性结构，从结构力学的角度：展向
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