文档介绍：飞行器尾翼结构的非线性动态特性初步分析 2006 LMS 首届用户大会论文集
飞行器尾翼结构的非线性动态特性初步分析
蔡骏文王大鹏
(中国航天科工集团第三研究院 100074)

摘要:讨论了结构动态特性的辨别方法,对飞行器尾翼的一阶弯
曲振动和舵面旋转振动进行了模态试验,通过测量尾翼固有频率随激
振力变化的力-频曲线,初步分析了由配合间隙造成的飞行器尾翼结
构非线性动态特性。
关键词:飞行器尾翼;非线性;动态特性

1 引言
进行飞行器尾翼组合系统的颤振特性计算时,需要辨识尾翼的模
态参数。飞行器尾翼的前两阶模态分别为翼面绕尾翼根部转动的尾翼
一阶弯曲模态和舵面绕舵机轴转动的舵面旋转模态。尾翼弯曲支承边
界和舵面旋转支承边界均存在配合间隙,这使得翼面弯曲和舵面旋转
动态特性呈现非线性特征。选择适当的模态试验方法,分析这种间隙
所造成的非线性并确定尾翼结构系统固有频率的范围,作为颤振分析
的依据十分重要。
2 系统非线性产生原因分析
非线性系统的特点
非线性振动的主要特点是不能应用叠加原理,没有明确的振幅频
率特性。非线性系统至今没有一般的解法,只能采用一些特殊的研究
方法来尽可能地揭示系统的某些重要的动态特性。
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非线性产生的原因
非线性系统是一种比较广泛的系统,产生的原因是多方面的,主
要有以下几个方面。
材料问题。从材料的各种力学常数来分析,许多材料的力学常
数就是非线性的,诸如橡胶、某些复合材料等,因而用它加工的试件
自然就存在非线性问题。
大变形问题。有些非线性问题的引入是由结构大变形造成的。
多数分析模型的假设前提就是小变形,如果变形比较大,使得描述系
统的微分方程无法线性化,也就是说有些结构在满足小变形假设的前
提下,可以把系统当作线性系统来对待,而在大变形情况下则不能这
么处理。
间隙问题。间隙是产生系统非线性的另一个原因,间隙的存在
使得结构的连续性消失,因而描述结构的函数就势必不连续,这样在
分析结构的特性时就无法用简单的线性方程来处理,当然,结构本身
的特性自然也表现为非线性。
3 结构动态特性识别
结构线性动态特性识别
模态分析的基本假定之一是所研究的系统的动态特性是线性的,
即系统对任一组同时作用的激励的响应是该组内每一激励单独作用
时系统响应的线性叠加,其动力学特性可以用一组线性二阶微分方程
来描述。
对 N 自由度系统,进行模态测试时,其运动方程经变换后为
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{X}=〔H〕{F} (1)
其中,{X}为输出的响应向量,{F}为输入的力向量,〔H〕为频响
函数矩阵。
传递函数定义为输出(位移、速度、加速度)与输入(力)在零
初始条件下的拉氏变换之比,即
sX )(
sH )( = (2)
sF )(
频响函数则是取拉氏算子 s 的实部为零时的传递函数,即
jX ω)(
jH ω)( = (3)
jF ω)(
频响函数是频率的函数