考虑翼吊发动机推力的机翼颤振分析

分析了带翼吊发动机的大展弦比机翼颤振特性,其中考虑了机翼大变形和发动机推力的作用。采用梁单元对双梁式机翼和发动机吊舱进行了结构建模,采用修正的片条理论计算曲面定常气动力,修正的Theodorsen方法计算曲面非定常气动力,发动机推力始终沿发动机轴线。研究机翼在不同攻角时的定常气动力及发动机推力联合作用下固有振动和颤振特性的变化情况。结果表明,发动机推力对机翼静变形和固有频率改变不大,但对颤振临界速度的变化量不容忽视,有可能成为大型运输机机翼设计的限制因素。     

大展弦比大柔性机翼载荷分布求解的一种方法

大展弦比大柔性机翼在气动力作用下产生较大的弯曲和扭转变形,会引起明显的气动载荷重新分布。基于一种只具有2个广义转角自由度的梁单元模型,提出了一种大展弦比大柔性机翼载荷重新分布的新方法。该方法将大柔性机翼弯曲变形的几何非线性问题转化为线性问题,同时,基于弯曲变形结果,可在局部坐标系下进行机翼扭转变形求解,避免了整体坐标系下扭转变形的几何非线性问题。综合来看,该方法可将具有明显几何非线性效应的大展弦比大柔性机翼的载荷重新分布问题转化为线性问题,且计算量小,效率高,非常适合工程实用。通过与大柔性悬臂梁解析解的对比,验证了本文方法的正确性和有效性。     

复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析

新一代航空结构广泛采用复合材料，对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务。应用气动弹性分析理论和方法，对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件发散与颤振工程分析。本文使用MSC／NASTRAN软件，在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上，依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型，固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度，采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力，并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。     

基于CFD／CSD的大展弦比机翼气动弹性分析

大展弦比飞机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析。针对一大展弦比机翼,采用气动／结构耦合分析方法,利用计算流体动力学（CFD）软件CFX和计算结构动力学（CSD）软件ANSYS联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响。结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,升力下降明显,阻力略有上升,机翼翼尖容易失速。     

翼吊发动机机翼跨声速颤振特性研究

针对现代民用飞机翼吊发动机机翼跨声速颤振问题,建立了带超临界翼型、大展弦比后掠和翼吊一个发动机构型的机翼模型,通过偶极子格网(DLM)气动力修正方法、升力线斜率系数修正方法、ZTAIC方法和高速颤振模型风洞试验方法研究了飞机翼吊发动机跨声速颤振特性。分析了马赫数和阻尼对跨声速颤振特性的影响。结果表明:翼吊发动机机翼具有三种典型颤振,即机翼弯曲扭转耦合模态颤振、机翼面内振动模态颤振和发动机与机翼耦合模态颤振;马赫数对翼吊发动机机翼跨声速颤振会产生不利影响,主要表现在跨声速区域显著降低机翼跨声速临界颤振动压;结构阻尼对机翼-发动机耦合小阻尼颤振模态的影响显著,增大阻尼可以显著提高其颤振动压。     

大展弦比飞机机翼外挂气动特性研究

以亚声速、大展弦比飞机机翼挂装大型吊舱为研究对象,通过建立机翼和吊舱的CFD计算模型,侧重于吊舱气动特性计算,对挂装吊舱时机翼连接处缝隙、吊舱形状及舵面偏转等因素对吊舱的影响进行分析。计算结果表明,连接缝隙和舵面偏转对吊舱的气动力影响相对明显,但由于飞机外挂布置是由很多因素共同决定的,本计算结果可为不同专业选型提供设计参考,以期得出更加合理的挂装方案。     

复合材料大展弦比机翼的弹性变形对飞机纵向气动导数的影响

针对复合材料大展弦比机翼进行了静气动弹性特性的分析研究。计算应用MSC／NASTRAN软件，以某飞机复合材料大展弦比机翼的静力分析有限元模型为基础，对模型进行合理的修改，建立起静气动弹性分析的有限元模型，使用结构柔度法和亚音速偶极子格网法进行静气动弹性计算，重点分析了纵向气动导数以及相应的弹性修正系数随马赫数、速压变化的特点，总结出复合材料大展弦比机翼的一些气动弹性特性。     

考虑机翼几何非线性的气动弹性建模与分析

大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。     

基于结构模态的机翼带吊舱有限元建模方法

针对无有限元模型的颤振计算建模问题,提出了一种采用结构优化方法建立有限元模型的方法。依据标准算例的结构尺寸和材料特性建立其有限元模型,采用集中质量单元和连接杆模拟外挂吊舱结构,得到了机翼带吊舱的标准模型。计算其结构模态并作为优化目标,建立几何尺寸、质量与标准模型一致。但结构参数不一致的初始模型;然后采用敏度优化算法优化初始模型,得到机翼带吊舱的优化模型。计算结果表明,优化模型与标准模型的颤振速度和频率均较为接近。     

基于H_∞/H_2方法的弹性飞行器颤振抑制系统设计

在考虑机翼弹性的情况下,研究大展弦比高空长航时飞行器的主动控制技术,以达到颤振抑制的效果。为了解决飞行器模型阶数过高难以进行控制律设计的问题,采用改进的平衡截断方法对模型进行降阶处理。同时针对机翼弹性所带来的严重气动弹性问题,基于静态输出反馈H_∞/H_2控制方法对降阶后的模型设计了颤振抑制控制律。仿真结果表明,飞行器在海平面高度下的颤振临界马赫数提高了128%,说明H_∞/H_2控制器起到了很好的主动控制效果。     

基于本征方程的柔性机翼非线性颤振分析

柔性机翼在气动载荷作用下常常会产生较大的变形,颤振特性会随之发生变化,针对此问题线性理论常常难以进行合理的预测。以几何精确本征梁模型建立了机翼的运动方程,耦合ONERA-EDlin非线性气动模型,建立了柔性机翼的非线性气动弹性分析模型。利用Newton-Raphson和Backward-Differentiation-Formula(BDF)分别求解机翼的静态变形和动态响应,基于机翼平衡位置附近的线性化方程来判断系统的稳定性,进而确定颤振临界速度。通过算例验证了模型的准确性,并分析了不同刚度、后掠角、机翼安装角等参数对颤振速度的影响。     

Nonlinear Aeroelastic Response of High-aspect-ratio Flexible Wings

The aeroelastic analysis of high-altitude, long-endurance (HALE) aircraft that features high-aspect-ratio flexible wings needs take into account structural geometrical nonlinearities and dynamic stall. For a generic nonlinear aeroelastic system, besides the stability boundary, the characteristics of the limit-cycle oscillation (LCO) should also be accurately predicted. In order to conduct nonlinear aeroelastic analysis of high-aspect-ratio flexible wings, a first-order, state-space model is developed by combining a geometrically exact, nonlinear anisotropic beam model with nonlinear ONERA (Edlin) dynamic stall model. The present investigations focus on the initiation and sustaining mechanism of the LCO and the effects of flight speed and drag on aeroelastic behaviors. Numerical results indicate that structural geometrical nonlinearities could lead to the LCO without stall occurring. As flight speed increases, dynamic stall becomes dominant and the LCO increasingly complicated. Drag could be negligible for LCO type, but should be considered to exactly predict the onset speed of flutter or LCO of high-aspect-ratio flexible wings.     

大展弦比复合材料机翼结构建模与气动弹性分析

建立了具有任意截面形状的大展弦比复合材料翼的结构模型。研究了机翼的两种铺设方式：即周向均匀刚度配置（CUS）和周向反对称刚度配置（CAS）。对于复合箱梁情形,目前的结构建模方法正确性通过ANSYS有限单元软件得到了验证。为了研究具有NACA0012翼型的大展弦比复合材料机翼的气动弹性问题,利用线性ONERA空气动力模型来描述小攻角情形下的非定常空气动力载荷。最后,利用U—g法预示了机翼在各种复合层铺设角度下的颤振速度。     

Optimal thickness distributions of aeroelastic flapping shells

The severe weight limitations of flapping wing micro air vehicles necessitates the use of thin flexible wings, which in turn requires an aeroelastic modeling tool for proper numerical characterization. Furthermore, due to the unconventional nature of these vehicles, wing design guidelines for thrust and/or power considerations are not generally available; numerical design optimization then becomes a valuable tool. This work couples a nonlinear shell model to an unsteady vortex lattice solver, and then computes analytical design gradients: the derivative of aerodynamic force/power quantities with respect to a large vector of thickness variables. Gradient-based optimization is then used to locate the wing structure that maximizes the thrust, or minimizes the power under a thrust constraint, for a variety of shell boundary conditions. Changes in the topological features of the optimal wing thicknesses highlight important aeroelastic interactions that can be exploited for efficient flapping wings.     

基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析

分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。     

带后缘小翼的旋翼振动载荷计算

建立了考虑弹性桨叶、刚性小翼的旋翼气动弹性分析模型和旋翼载荷计算方法.以广义质量和广义力的形式描述小翼惯性力和气动力对系统的影响,以非定常/动态失速模型计算剖面气动力,结合基于实验数据修正的组合气动模型计算带小翼部分的剖面气动力,集成大变形桨叶模型考虑弹性变形的非线性,以力积分法计算桨叶剖面振动载荷.通过计算分析与实验结果相比较,验证了建立的气动弹性模型和载荷计算方法.结果表明:建立的桨叶结构模型精度很高,气弹模型能够准确预测旋翼的振动载荷,挥舞弯矩平均误差控制在9.1%,使用修正的小翼气动模型能有效提高小翼运动时桨叶振动载荷的计算精度.      

Recent advance in nonlinear aeroelastic analysis and control of the aircraft

A review on the recent advance in nonlinear aeroelasticity of the aircraft is presented in this paper. The nonlinear aeroelastic problems are divided into three types based on different research objects, namely the two dimensional airfoil, the wing, and the full aircraft. Different non- linearities encountered in aeroelastic systems are discussed firstly, where the emphases is placed on new nonlinear model to describe tested nonlinear relationship. Research techniques, especially new theoretical methods and aeroelastic flutter control methods are investigated in detail. The route to chaos and the cause of chaotic motion of two-dimensional aeroelastic system are summarized. Var- ious structural modeling methods for the high-aspect-ratio wing with geometric nonlinearity are dis- cussed. Accordingly, aerodynamic modeling approaches have been developed for the aeroelastic modeling of nonlinear high-aspect-ratio wings. Nonlinear aeroelasticity about high-altitude long- endurance （HALE） and fight aircrafts are studied separately. Finally, conclusions and the chal- lenges of the development in nonlinear aeroelasticity are concluded. Nonlinear aeroelastic problems of morphing wing, energy harvesting, and flapping aircrafts are proposed as new directions in the future.     

低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。     

大展弦比复合材料前掠翼气动弹性分析与优化

对具有不同前掠角和蒙皮偏轴角的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性建模与计算,以分析前掠角和蒙皮偏轴角对这类结构的静、动气动弹性特性的影响。使用遗传／敏度混合优化算法对几种典型前掠角和蒙皮偏轴角情况下的机翼进行了气动弹性优化设计研究,在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量,对结构进行重量最小化设计。此外,还分析了蒙皮和突缘的铺层厚度沿展向变化的函数的幂次对优化结果的影响。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。