高超声速飞行器的若干气动弹性问题

第十届全国空气弹性学术交流会 �� ! 一∀#∃% & ∋ #∃ 科( 高超声速飞行器的若干气动弹性问 题 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 许 赞 谢长川 杨 超 #北京航空航天大学飞机所气动弹性研究室 , 北京 , )∗ ∗∗+,% 摘 要 高超声速飞行器是当前航空航天界研究的热点 , 由于其设计的新特点 , 使之遇到一系列新的气动弹 性问题 。 本文介绍了当前高超声速飞行器气动弹性研究的主要方向 , 着重回顾和 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 了推力诱发颤振 , 气动 推进− 气动弹性祸合及壁板颤振这三大类特殊的气动弹性问题的研究进展和研究热点 , 并提出了此类飞行器 气动弹性分析仍待解决或关注的若干问题。 关键词 高超声速 气动弹性 推力颤振 气动推进 壁板颤振 引言 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于 ∋ , 在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行 器 , 根据推进系统的不同可以分为完全火箭动力和吸气式组合动力两大类 。 而吸气式组合动力推进 类又可分为涡轮一冲压组合动力 #./ � � % 和火箭一冲压组合动力 # / �� % 两种 。 新一代高超声速飞 行器在结构上普遍将采用轻质柔性材料 , 其气动外形一般为细长体 、 升力体布局或是修改后的乘波 体布局 。 特殊的结构选择和气动布局为解决飞行器本身的气动弹性问题都带了的新的挑战 。 以材料 的选择为例 , 轻质柔性材料的广泛采用 , 新的高超声速飞行器结构的固有振动频率越来越低 , 使得 无论是飞行器的机体还是用来进行姿态控制的气动面的结构弹性都大大增加0)1 2 而高速飞行引起的 气动加热则进一步恶化了飞行器的飞行环境 。 因此热环境下结构−气动静 、 动力学祸合问题得到了广 泛关注 , 其主要的研究方向如热环境下的气动−结构 、 结构−推进 、 气动−结构−控制及气动−结构−推进 的静动力学祸合分析 , 其 目标是建立一套完整的高超声速气动弹性分析方法 , 以满足新一代高超声 速飞行器的设计需求 。 高超声速气动弹性问题除了研究适于此飞行速度段的非定常气动力方法外 , 一般集中于研究热 环境下气动弹性稳定性和响应问题 , 如热气动弹性问题【∀司和热气动伺服弹性0∋1 问题 , 国内在这方面 也做出了一定的研究 , 如西北工业大学的张伟伟 031 等研究了当地流理论用于高超声速气动弹性问题 , 北京航空航天大学的吴志刚 4&1 等研究了热环境下的 工程 路基工程安全技术交底工程项目施工成本控制工程量增项单年度零星工程技术标正投影法基本原理 颤振分析流程 。 除此之外 , 高超声速飞行器 所特有的的气动弹性问题亦得到了广泛的关注 , 它们包括 5 由于广泛采用大型薄壁结构而 已可能出 现的壁板颤振 , 以及推力引起的气动弹性问题 , 在这个问题上气动弹性变形会影响飞机的动力学特 性461 、 操纵性和飞行的稳定性0(1 , 由于吸气式高超声速飞行器对于进气道前体和后体要求较为严格 , 因此这种特性对于吸气高超声速飞行器而言显得更为特殊 , 从而使得吸气式高超声速飞行器在设计 过程中必须考虑气动弹性−结构−推进系统和 飞行控制系统的一体化设计 。 在这个研究领域 , 国外通 过 (∗ 年代初 7 � 89 #7 :;< => :4 � ?≅ = 一!9 :Α ? 94 :> ? 国家空天飞机 % 计划开展了广泛的研究 , 取得了有 益的经验 , 初步建立了吸气式可重复使用天地往返系统气动弹性问题的研究框架 。 本文将阐述国内外研究人员在推力引起的气动弹性问题和气动−推进−气动弹性祸合以及壁板颤 振等若干问题的研究进展和主要成果 , 介绍了今后在高超声速飞行器气动弹性问题研究中需要着重 关注的若干特殊问题 。 第十届全国空气弹性学术交流会 �� ! 一∀∗ ∗ & ∋ ∗#拜 ( ∀ 推力诱发的颤振 作为非保守系统的稳定性问题之一 , 弹性系统在随动载荷作用下的动力学不稳定问题很早就得 到关注04 ∗1 , 其中以自由一自由梁模型为分析对象的研究取得了大量的成果 。 高速飞行的导弹或火箭在 进行动力学分析的时候可以简化为自由一自由的梁模型 , 而弹箭飞行器的推力则可视作同轴的随动载 荷 , 因而也可能出现类似的稳定性问题 。 特别是随着轻质柔性材料的广泛使用和对加速性要求的进 一步提高 , 使得弹箭飞行器在推力作用下的动力学稳定性问题日益突出 。 目前 , 这方面的研究主要 是在已有的同类问题的理论分析基础上 , 考虑弹箭飞行器所特有一些影响因素 , 形成飞行器飞行过 程中的动力学稳定性分析 。 ∀ Β ) 推力影响下结构动力学稳定性 / ?:44 川研究了理想化为均匀的自由梁的弹性导弹在随动推力影响下的动力学稳定性问题 , 并考 虑了脉动推力和简单的方向反馈控制系统的影响。 数值分析的结果表明 , 对于定常推力的无控系统 而言 , 临界推力值与导弹最低的两阶弯曲频率有关 , 如果有控制系统的存在 , 那么临界推力则于最 低弯曲频率与零频之间的量值有关系 。 / ? :4 的研究还表明脉动推力将使得结构出现参数不稳定 , 并 与结构的纵向刚度有密切的关系 。 ΧΔ 04∀ 】将有限元的分析方法引入到此类问题的求解中来 。 其分析对象为自由一自由的非均匀梁模 型 #非均匀是由集中质量的存在而引起的% , 除了带有方向反馈控制的定值推力作用外 , 还考虑了集 中的设备 #模型中简化为集中质量% 对于飞行器结构动力学稳定性的影响 。 数值计算的结果表明集 中质量的大小对于颤振临界值和动力学稳定区域都有相当的影响 , 另一个结论是在随动推力的作用 下 , 原来存在的刚体模态转变成为最小的非零频率 , 使得飞行器动力学不稳定表现为发散 , 这一点 在以前的研究中并未提及 。 对于弹箭飞行器而言 , 除了推力之外 , 高速飞行条件下的阻力也应被视 为随动载荷 , 对于飞行器而言二者的影响是类似的 , 宋健04, 】进行了推力和阻力对于弹箭飞行器的横 向振动的频率和振型影响的理论分析 , 建立了推力和气动阻力作用下的飞行器横向运动方程 , 讨论 了飞行器的失稳推力或失稳阻力的计算方法 , 得到了均匀截面飞行器的失稳推力的解析解 。 显而易见 , 由于推力作为随动载荷对于飞行器 #尤其是导弹或火箭% 的动力学稳定性有着相当 的影响 , 集中质量的位置和大小对于临界推力又存在着明显的影响 , 因此飞行器质量分布的优化问 题便成为工程研究的重点 。 Ε <≅< 44=Φ 04Γ1 研究了质量分布的优化设计问题 , 将导弹简化为几何截面一致 的非均匀梁模型 , 质量分布的优化研究分为两类 5 第一类是结构质量的优化布置问题 2 第二类则是 非结构质量的优化分布问题 , 其目标是获取动力学稳定条件下的最大临界推力 。 9:8 ;<4Η :44 8项Ι研究了 基于结构截面形状优化的同类问题 。 ∀ Β ∀ 推力− 飞行力学 − 气动弹性祸合的稳定性分析 弹箭飞行器在设计中出于飞行力学方面的考虑 , 常常设计弹体在飞行过程中以一定的速度旋转 , 旋转引起的离心力对于飞行器的动力学稳定性也有相当的影响 。 ϑ< Φ8 Η< ;84 431 等人研究了考虑推力和旋 转速度的飞行器动力学稳定性问题 , 视为随动载荷的推力按照真实飞行器随着时间而变化 , 并考虑 了动力系统安装偏心等非设计状态因素的影响 , 提出了一套考虑上述因素的动力学响应的时域分析 方法 。 气动载荷的影响是弹箭飞行器动力学稳定性的重要因素之一 。 .8 Δ Κ:8 : 和 Λ= 8Η<Η<Κ= 0)& 1研究了此 类问题 , 推力依旧作为随动载荷考虑 , 气动载荷考虑了两类不同的模型 , 第一类是将气动力作为集 中力考虑 , 分别作用于弹箭结构的头部和尾部 2 第二类是根据细长体理论 , 将气动力视为均布的非 一 ∀ (Γ Μ 第十届全国空气弹性学术交流会 �� ! Ν ∀∗#% & ∋ #∃ 抖( 定常气动力 。 数值分析的结果表明 , 气动力对于临界推力的影响明显 , 对于第一类气动力模型 , 颤 振临界推力下降越 ,∗ Ο 2 对于第二类气动力模型 , 则颤振临界推力下降了 &∗ Ο 。 由此可见 , 对于弹 箭结构的动力学稳定性分析 , 应同时考虑推力和非定常气动力的影响 , 仅考虑推力影响的稳定性分 析由于忽视了气动力的影响 , 因而这样的分析结果可能存在一定的误差 。 目前己有的考虑气动力效 应的文献中 , 仍旧是零攻角的假设 , 而导弹飞行器经常会遇到大攻角情况的分析 , 由于缺少适合的 气动力理论尚未有相关的研究 。 实际的弹箭飞行器都是有相应的控制制导系统的 , 此系统获得相关的输入信息很大程度上有赖 于惯性测量单元 #如加速度传感器等 % , 而弹性弹体的振动特性对于这类测量单元有着很大的影响 。 这类问题传统上视为气动伺服弹性问题 , 一般在控制系统设计上考虑可能的弹性振动的影响 , 通过 选择适当的传感器布置位置 、 设置滤波装置等来予以解决 , 但是推力的影响一般未作考量 , 然而已 有的研究结果均表明推力对于弹体一阶弹性模态的频率和模态都有相当的影响 , 这一潜在的问题已 经引起了研究者的关注 。 9= Δ比永Ι = Δ8 ;44 81 研究推力影响下的弹性制导导弹的弯曲振动特性 , 将导弹结 构简化为 /?≅> =Δ <4< 一+ Δ4 ?≅ 非均匀梁模型 , 建立了刚体一弹性祸合的非线性运动方程 , 。 非均匀梁模型 的此类问题数学上可视为常微分方程两点边界值问题 , 采取的数值解法是将非均匀梁分成十段不同 弯曲刚度 、 质量及轴向力特性的梁 , 每一段梁仍认为是均匀梁构型 。 在分析中考虑了质量变化 #不 同飞行时间段 % 对振动特性与临界推力的影响 , 此外还分析了推力对操纵面控制的影响。 数值仿真 的结果表明非均匀梁模型可以更精确的模拟实际的弹性结构的物理特性 , 推力对于结构振动特性的 影响经由惯性测量单元反馈至控制制导系统导致控制面转角有很大的变化 2 而质量消耗和推力对于 结构的振动特性有着完全相反的影响 #质量消耗通常是振动的频率增加 , 而推力影响的结果通常是 使振动的频率降低% , 全飞行过程变质量和变推力 #包括推进系统推力变化和阻力特性变化 % 的振动 特性分析及与控制系统祸合的分析或可成为此类问题下一步研究的重点 。 目前已有的随动载荷作用下的弹箭结构的稳定性分析的文献中, 控制系统一般仅考虑了简单的 方向反馈控制 , 而早已得到广泛应用的推力矢量 #或燃气舵 % 控制系统对于此类问题的影响并未得 到足够的重视 。 在新一代的高超声速导弹的设计 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 中 , 推力矢量毫无疑问会得到广泛应用 , 考虑 飞行控制系统影响的推力气动弹性稳定性分析与设计或可成为此类问题研究的新方向04( 1 。 , 气动推进 #�? ≅ = Π ≅= Π 。 )∋ )Φ ? % − 气动弹性藕合问题 以 ∃ 一Γ, 和 ∃ 一∋) 为代表的新一代高超声速飞行器 , 普遍采用吸气式冲压发动机为高速飞行推进 系统的设计方案上 。 对于这类飞行器研究表明 , 飞行器的气动外形与推进系统的性能有着密切的联 系 。 在飞行器机体−推进系统一体化设计的概念中 , 飞行器的前体下壁面作为进气道的预压缩面 , 因 此决定着推进系统吸入气流的品质 2 飞行器后体下表明作为发动机的外膨胀段 , 直接决定了超燃冲 压发动机静推力的方向与飞行方向的夹角 。 此外 , 前体和后体会由于气动力的作用产生而外的俯仰 力矩 , 特别是后体由于推进系统排气的作用 , 还会产生而外的 “推力升力” 。 而飞行器机体结构本身 固有的弹性特性有使得上述问题变得更为复杂 , 目前这类气动推进∀气动弹性的祸合问题亦得到了广 泛的关注 。 一般而言 , 都是从飞行动力学角度分析此类问题 , 通过设计适当的飞行控制律以获得适 合的性能 。 本类问题的研究始于美国的 7 � !9 计划 , 早期的研究一般是分析飞行器在机体−推迎气 动弹性祸合情况下的动力学稳定性 , 后续的研究多集中于考虑上述祸合影响的飞行控制系统的设计 上 , 同时由于上述祸合影响通常较难获得准确的信息 , 因此研究了考虑祸合不确定性的鲁棒飞行控 制系统设计方法 。 第十届全国空气弹性学术交流会 �� ! 一∀∗# %& ∋ )洲拜( , Β ) 气动推进−气动弹性稳定性分析与控制 8Α Η > ;< Ι;0 ∀∗1 进行了考虑机体 、 发动机 、 结构弹性祸合的高超声速飞行器的俯仰姿态动力学特性的 分析 。 其研究对象为 ∃ 一,∗ 类型的吸气式高超声速飞行器 , 气动力的计算采用二维的牛顿流理论 , 建立了纵向动力学特性的线性模型 。 研究发现模型并未出现传统概念的颤振 , 但发生了自由体颤振 的刚体一弹性祸合的不稳定现象 , 同时闭环系统的分析表明此类飞行器存在强烈的气动推进了气动弹 性祸合 , 因而需要开发综合的机身、 推进控制系统 。 他建议将机身攻角 、 俯仰率、 燃烧室一进气道压 力、 推力作为控制系统的反馈参数 , 而控制系统的控制量则可选择俯仰操纵面的偏转和推进系统油 门。 Α Η: Φ ? 和 8Α Η > <4Ι ;4Θ , 1在前述工作的基础上 , 推导了考虑结构弹性 、 推进系统和气动力的飞行器动 力学系统的各类稳定性与控制导数的解析表达式 , 定量的计算表明气动力和推进力及力矩对于稳定 性导数有一定的影响 , )∗ Ο的气动力改变可以使飞行器短周期频率发生 ,Γ Ο的概念 , 同时令飞行器 弹性模态频率有 )Γ Ο的改变 , 系统模态阻尼有 ∋∗ Ο的改变 , 类似的推力的变化也会使飞行器短周期 频率发生改变 。 冲压发动机的推进特性对于飞行器的前体和后体均较为敏感0∀∀ 】。 简而言之 , 飞行器的前体引发 的气动−推进 −弹性的祸合是指机身在气动力作用下的变形会引起飞行器攻角及进气道气流的效率 , 进而改变发动机的瞬时推力 , 而由此产生的发动机的力和力矩的扰动反过来又会影响飞行器刚体飞 行动力学的特性 , 即改变机身弯曲振动特性 , 后体的弹性变形也会带来同样的影响 。 因此 , 在飞行 器飞行控制系统的设计方案中 , 就需要考虑上述因素的影响。 :> ?Ρ 和 Σ ΑΣ<>> 0∀, 1研究了气动弹性对于推进系统和纵向飞行动力学品质的影响 , 建立了包括 推进系统 、 前 & 阶弹性模态及两阶刚体模态 #俯仰和沉浮 % 的纵向飞行动力学的状态空间模型 , 采 用根轨迹方法分析了推力扰动反馈至气动弹性模型后的系统稳定性变化 , 并获得了纵向飞行动力学 、 推进力和结构弹性相互作用的趋势 , 并建议该类问题进一步的研究可考虑非定常气动力对于推进效 率的影响 。 推进系统的燃油消耗 , 发动机排气的扩散都使导致飞行器姿态的扰动 , ! ΑΗ > ;< Ι ; 和 Φ? 4:9 =< 时∀Γ1 的研究表明对于静不稳定的飞行器而言 , 这种扰动可能会与其姿态控制系统的频带产生 明显的气动伺服弹性祸合 , 同时非均匀的结构热环境也需要设计 自适应阻尼控制的姿态控制律 。 ϑ<> Ι0 ∀∋1 等人对于这类问题提出了采用多回路气动伺服弹性控制率设计的方法 , 内回路实际上是一个 结构控制器 , 通过增加阻尼来抵消气动加热所引起的飞行器结构本身的模态阻尼变化 , 外回路为刚 体姿态稳定控制回路 , 用于获得飞行器预期获得基本操稳性能 。 , Β ∀ 不确定性建模与控制系统设计 在建立了气动弹性与飞行动力学祸合的动力学分析模型的基础上 , 则气动弹性−气动推进引起的 飞行器的动力学不稳定通常可以利用飞行控制系统来解决, 然而对于高超声速飞行器的控制系统设 计而言 , 存在着较多的不可预知因素 , 因此后续的研究多集中于设计鲁棒的飞行控制系统 , 以及考 虑不确定性的飞行控制系统的建模与分析上 。 !Α 加Τ <Ι;4Θ 3) 就指出考虑气动推边气动弹性的飞行控制 系统的不确定性的来源较为特殊 , 主要是来源于气动加热导致的热应力和结构弹性模量随温度的变 化 , 这样的变化会引起飞行器结构动力学特性发生改变 。 / Δ8 ΑΗ ?Κ 和 Α :4< 8? 0∀&1 研究了低频弹性模态 与刚体祸合对于飞行控制系统设计的影响 。 在控制系统设计中 , 弹性模态影响作为一种不确定性考 虑进刚体的运动控制中去 , 设计了基于 Υ Β 和 Π 方法的飞行控制系统 , 以充分考虑不同层次的不确定 性的影响 。 Α Η:Φ ? 和 8Α Η4> <Ι; 0∀6 〕考虑了高速飞行器线性时变动力学系统的不确定性建模问题 。 其不确 定性主要分为两类 5 非结构的不确定性模型和实参数的结构不确定性模型 。 对于模型不确定度的估 计表明根据刚体模型预测的低频动力学的不确定度明显大于根据弹性模型所获得的不确定度 , 说明 一 ∀ (3 Μ 第十届全国空气弹性学术交流会 �� ! 一∀ ∗#% & ∋ 《∃抖( 对于弹性高速飞行器的控制系统设计而言 , 刚体飞行器的假设显然不能够满足要求的 。 Γ 壁板颤振 壁板颤振一般是指高速气流中的飞行器内外表面壁板结构发生的一种自激振动现象 。 最早有记 录的壁板颤振导致的飞行器气动弹性失稳的事例是德国的著名的ΦΜ ∀ 导弹0∀( 4, 记录表明至少有 3∗ 一&∗ 枚导弹是由于壁板颤振而在飞行中发生破坏 。 6∗ 年代末国内某系列飞机方向舵在飞行 ∀∗∗ 小时后出 现蒙皮裂纹 , 经分析认为是典型的壁板颤振问题 , 根据壁板颤振的基本原理并参考了美军标关于蒙 皮颤振的规定后 , 修改了蒙皮设计后该问题得以解决),∗ 1 。 壁板颤振的研究最早可以上溯到上个世纪 ∋∗ 一 3∗ 年代 , Σ <4?8 0,) 1和 ς= ≅Ι :> 0,∀ 4两人首先对壁板颤 振这种气动弹性不稳定问题进行了理论分析 。 随着高速飞行的需求使得该问题引起的气动弹性力学 研究者的广泛兴趣 , 大量的文献教科 书 关于书的成语关于读书的排比句社区图书漂流公约怎么写关于读书的小报汉书pdf 中都对此现象作出了介绍和理论分析 0,, 一,Γ1 。 在此之后 , Ω = Χ ?44 0,∋1 总结了当时壁板颤振研究的相关成果 , 给出了壁板颤振的物理机理 , 并给出了线性和非线 性壁板颤振的理论气动弹性计算模型以及相关的非定常气动力计算方法 5 活塞理论 。 随着计算机技 术的发展 , 有限元分析方法被应用于壁板颤振的计算分析 , 同时非线性效应对于壁板颤振的影响也 日益引起广大研究者的兴趣 。 当前高超声速壁板颤振问题的研究主要集中在考虑各类气动加热效应 的影响0,3 1 , 以及考虑复合材料壁板的特性 , 因为复合材料无疑是未来高超声速飞行器的优选材料 , 而复合材料的可设计性使得气动弹性学家积极研究不同铺层−倾角等属性对于壁板颤振特性的影响 0,& 一,( 1 随着对于壁板颤振探索的深入 , 研究表明壁板颤振引起的线性−非线性振动 #如极限环振动和混 沌振动 % 对于结构的疲劳特性也显示出具有相当的影响 。 国外也就壁板颤振对于结构疲劳特性的影 响进行大量的研究 , 采用有限元分析的方法对气动弹性引起的非线性振动进行分析 , 进而对壁板的 疲劳寿命进行估计0Γ∗) , 研究表明 , 不同的疲劳寿命分析方法通常仅适合于不同的颤振情况 0Γ) 1 。 随着 智能材料和控制理论的发展 , 壁板颤振抑制的研究也得到的迅速的发展 。 8Α= ;; 和 Χ? <88 Η::≅ 0Γ∀ 1首先 研究了采用压电材料实现对于线性壁板颤振抑制 。 压电材料覆盖在壁板的表面 , 利用 形;Θ 方法计算 了简单支持的层合板的四阶模态 , 并采用线性优化控制理论用于模拟 。 其基本思想是 , 通过改变壁 板的弯曲刚度控制壁板的刚度 , 通过控制面内刚度控制壁板的气动弹性响应 。 此后 , 颤振抑制的主 要发展集中在采用新的控制理论实现线性和非线性壁板颤振的抑制 。 表 ) 壁板颤振分析类型分类 分析类型 结构分析理论 线性 线性 气动力理论 线性活塞 适用马幼数范圈 扼 Ξ Σ一 Ξ∋ 线性化的位势流 )Ξ 刀了Ψ Ξ ∋ 非线性 非线性 非线性 非线性 线性活塞 扼 Ξ Σ 一 Ξ∋ 线性化的位势流 非线性活塞 4Ξ Σ Β Ξ∋ 匆『二 Ζ ∋ 欧拉和 7 一! 方程 跨声速 、 超声速 、 高超声速 Σ ?< #)( (( % 0Γ,4 全面回顾的非线性壁板颤振的研究进展 , 介绍了该领域的当前的一些研究热点 , 并总结了这些已有的研究成果 。 Α Η?> [ 和 Σ?< #∀∗∗Γ % 0ΓΓ1 又进一步将壁板颤振分析研究的类型化分 为 3 类 , 详见表 ) 。 这方面较新的文献回顾可参阅文献 Γ∋ 。 第十届全国空气弹性学术交流会 �� !Ν∀∗#% , ∋ ∗#又( ∋ 其他问题 7 � 8� 的 ϑ:> [4 ?Ρ 实验室是开展 7� 89计划气动弹性问题研究的主要承担者 。 他们 0Γ3 1认为在高 超声速飞行段 , 材料属性会由于周围温度的升高而发生改变 , 同时由于不同材料或是同种材料之间 存在的不同的温度梯度都会使得材料发生不均匀的膨胀 , 进而产生热应力 。 这些热效应可以充分的 改变飞行器及的有效刚度 。 同时 , 超时间的飞行 , 燃料的损失会使得飞行器的质量和质量分布发生 连续的改变 , 而这种连续的改变将改变飞行器的颤振力学特性 , 进而可能使得飞行器的颤振临界包 线出现不连续。 对于高超声速飞行器而言, 质量变化引起研究者关注的原因在于 5 当前的飞行器方 案基本都是设计了较高的载油系数 , 因此整个飞行过程中飞行器质量变化显著 , 相应的其动力学特 性也会有较大的变化 。 对于质量变化的问题 , 目前的解决方法一般是将之视为非连续的若干状态点 , 独立分析每个状态点的情况 。 7 � !� 认为这些问题与可能都是应该在 7 �!9 设计之际予以注意并应 采取办法解决的 。 3 结束语 高超声速飞行器由于其飞行任务和结构设计上的要求 , 出现了很多常规飞行器从未考虑的气动 弹性问题 , 本文前述的三种气动弹性问题仅是飞行器设计分析过程中可能要特殊考虑的气动弹性效 应的一部分问题 , 而对于高超声速飞行器而言尚存在有相当的涉及气动弹性问题的设计问题 。 通过 分析 7 � 89 的气动弹性研究历程 0Γ&1 , 我们可以发现其早期的研究工作集中于 “传统 ” 的气动弹性问 题的研究 , 后期则关注于气动推进−气动弹性以及飞行控制系统的设计与综合 。 因此 , 在可以预见的未来 , 对于高超声速飞行器的气动弹性分析研究的重点仍旧将以热环境下 气动弹性稳定性与气动伺服弹性稳定性分析与建模为主 , 其中计算流体力学 #�∴Ω % 与计算结构力 学 #�! Ω % 的祸合求解必然会是这个方向上研究热点 2 而随着高超声速飞行器设计的深入 , 更为具 体的气动弹性问题便会引起研究者的兴趣 , 这些问题可能会是 5 金属基或陶瓷基 作! #.Η ? > > :4 9≅= ;? Α;< => 8Ρ8 ;? Τ 8热防护系统% 结构的壁板颤振分析 , 建立热环境下的壁板颤振疲劳设计准则 , 推 力矢量系统影响下的弹箭飞行器的气动伺服弹性的分析与综合设计 , 以及吸气式高超声速飞行器气 动−推迎气动弹性−控制的综合设计问题 , 质量时变系统的气动弹性建模与分析 。 参 考 文 献 / Β ςΒ .Η Δ ≅Δ ;Η 汹: ;;: 4> , 9 9 ∴≅< ? ΙΤ :> > ?8 ςΒ ςΒ Σ�7 :Τ :≅: :> Ι Ε Β ] 9= Χ ?4 4, ‘,Σ =Ι ?4< > [ �99≅= : Α Η ? 8 ;= ΥΡ Π? ≅8 = >< Α �?≅= ?4:8 ;< ? <;Ρ , , , >吸+ �曰∀#∃% ∀ 一,∀( Γ , ς⊥ Υ7 Υ Β _ Λ Ε + ! �7 Ω ⊥ /+ . + Β ϑ� _ + 7� + , ‘,� ?≅= ;Η ? > 刀= ? 4:8 ;< Α< ;Ρ 5 ⎯;8 <Τ 9邵 ; = > 8 ;: α< 4< ;Ρ :> Ι Α = > ;≅ Ω 4 =β Χ <> [ ? Ι: ? ≅= 89:Α ? 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