基于降阶模型的翼型颤振主动抑制研究

为了解决CFD/CSD计算效率低下的问题,基于气动力降阶模型建立开环气动弹性分析系统,耦合操纵面模态对应的气动状态空间方程,发展了一套伺服气动弹性分析系统,设计主动控制律从而进行二维翼型颤振抑制。结果表明,基于ROM计算的无量纲颤振速度准确性及精度高;使用开、闭环气弹系统时基于ROM和CFD分别仿真时域仿真结果吻合较好;基于ROM闭环气弹系统的NACA0012翼型气弹颤振边界比开环气弹系统提高了约20%。研究结果为有效抑制翼型颤振提供一种快速计算和设计方法。     

基于CFD技术的高效叶栅耦合颤振分析方法

为了考虑叶轮机叶片结构与流体之间的耦合效应,同时提高叶轮机颤振数值研究的效率,发展了一种基于非定常气动力降阶模型(ROM)的叶栅耦合颤振分析方法。该方法运用时域计算流体力学(CFD)技术计算少数几个叶片的非定常气动力,通过系统辨识及一些假设构建整个叶栅振动的非定常气动力降阶模型,并在状态空间耦合叶栅结构动力学方程建立叶栅气动弹性方程,采用特征值和时域仿真分析该系统稳定性。运用该降阶耦合方法对STCF4(Standard Test Configuration 4)以及NASA Rotor67叶栅系统的稳定性进行了计算。通过与直接计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合方法和非耦合方法计算结果的比较验证了该方法的准确性,且该降价耦合方法的计算效率相对于直接CFD/CSD耦合方法提高了1~2个量级,为叶轮机气动弹性参数研究、失谐研究以及多模态耦合计算等提供了便利。     

适用于参数可调结构的非定常气动力降阶建模方法

基于计算流体力学(CFD)的非定常气动力降阶模型(ROM)可以极大提高气动弹性分析效率,然而现有的ROM只能针对固定参数结构,即只适合于固定模态振型,这使得现有ROM在气动弹性优化设计和不确定性分析等结构变参问题中应用受限。针对该问题,在文献[20]基础上提出了一种新的适用于任意模态振型的非定常气动力建模方法。首先将待设计/分析的结构进行参数化抽样和模态分析,之后通过主成分分析(PCA)得到若干基振型,再将这些基振型线性叠加即可拟合抽样空间内任何参数下结构的前若干阶振型。当结构参数改动时,仅仅是叠加系数发生变化。算例表明,仅用很少的基振型就能达到理想的拟合精度。经典的气动力降阶方法可用于基振型坐标下的气动力降阶,进一步变换可得到适用于不同结构的ROM,这意味着,结构参数可以在抽样空间内任意调节改动,而ROM却是通用的。该方法能广泛用于气动弹性优化设计和不确定性分析工作,可提高颤振分析精度和效率。     

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。     

基于本征正交分解技术的高效气动弹性耦合计算方法

将降阶非定常涡格法与结构动力学方程耦合,构造出一种高效的气动弹性计算模型。计算模型中通过引入伪时间步迭代实现了气动与结构计算的紧耦合。另外,通过本征正交分解方法实现了计算模型的降阶。作为方法验证,文中将该方法应用于进行沉浮振荡运动的柔性薄板的气动弹性计算。计算结果表明,仅通过前7个POD模态就可以对涡格法的全模型进行很好的近似,并且该方法在损失很小精度(约1%)的条件下可以实现计算速度的大幅提升(约10倍)。在本文中,降阶模型在POD分析的样本变化范围内和变化范围外都有很好的表现。     

基于气动力降阶的弹性飞机阵风响应仿真分析及验证

低速飞机在阵风作用下容易产生非线性气动力,从而引发非线性气动弹性效应,对飞行安全造成威胁。针对此类问题的分析,经典面元法无法满足计算精度要求,计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)全阶耦合分析效率低下,因此需建立满足工程应用的高精度、高效率的飞行动力学仿真分析模型。针对以上问题提出了一种适用于工程的非线性气动力降阶模型(ROM)用以实现弹性飞机飞行动力学仿真,特别是低速飞机在遭遇大幅值阵风情况下的阵风响应仿真。以风洞试验飞翼飞机模型为对象,利用CFD方法获得了该模型的气动力数据,利用自回归移动平均(ARMA)方法和径向基函数(RBF)神经网络方法分别建立了该模型的线性气动力ROM和非线性修正气动力ROM。结合模型的刚弹耦合飞行动力学方程对模型遭遇阵风情况下的响应进行仿真分析,并将仿真结果和风洞试验结果及CFD/CSD计算结果进行对比。结果表明建立的基于非线性气动力ROM的弹性飞机仿真模型在气动力预测、稳定性分析及阵风响应分析方面的表现都优于基于线性气动力ROM的仿真模型,和试验结果及CFD/CSD分析结果一致性较好,且所建模型在相同工况下的仿真时间远低于CFD/CSD分析方法...     

基于CFD降阶模型的阵风减缓主动控制研究

飞行器飞行时会受到大气紊流的影响,降低飞行品质。阵风减缓控制是改善飞行器飞行性能的关键技术。现有的阵风响应分析多以离散阵风为研究对象,对更加真实描述大气紊流的连续型阵风时域分析关注较少。采用成形滤波器方法将频域形式给出的大气紊流信号转换为时域信号。在跨声速区域内,利用系统辨识技术,基于计算流体力学(CFD)方法建立阵风激励下的气动载荷状态空间降阶模型(ROM)。为方便控制器设计,借助平衡模态法进行模型的进一步降阶。使用模型预测控制(MPC)算法通过控制操纵面偏转实现阵风减缓主动控制。以AGARD445.6标模作为仿真算例,验证基于ROM设计的阵风减缓控制律的有效性。仿真结果表明,在跨声速飞行状态下,模型预测控制器能够在满足操纵面偏转范围的约束下,对连续阵风激励下的翼根弯矩输出进行有效抑制。     

基于降阶模型的不同厚度翼型颤振边界预测

为了解决CFD/CSD计算效率低的问题,基于CFD技术,构造降阶的非定常气动力模型,并耦合结构运动方程,建立频域/时域气动弹性系统ROM,采用线性自回归滑动平均模型的系统辨识方法,分析了气动弹性系统的标准模型Isogai二维翼型的颤振边界。结果表明,在翼型最大厚度所在位置保持不变时,计算不同翼型厚度下对应的颤振边界得出,随着翼型厚度增加,跨声速凹坑逐渐左移。因此,当翼型最大厚度所在位置保持不变时,为了达到提高颤振速度的目标,通过采用该方法的计算结果来调整机翼翼型厚度,提高机翼对飞行环境的适应能力。     

基于ARMA/ROM的颤振边界模拟和快速预测

为实现对颤振边界进行快速预测,采用基于系统辨识的降阶气动力方法,将ARMA/ROM训练数据用于构建闭环气动弹性系统的连续时间状态空间模型,并将所得到的状态空间模型用来确定颤振边界;对AGARD445.6机翼进行了颤振边界和颤振频率的模拟,将ARMA/ROM方法的计算结果与全阶耦合计算结果、实验结果进行了对比。研究结果表明,该方法是高效、精确的,可以用于飞行器颤振边界的模拟和快速预测。     

基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟

选择离散型输入输出差分模型,运用最小二乘方法进行非定常气动力建模,并将辨识得到的降阶模型用于气动弹性的数值模拟。1个马赫数下的颤振临界点的计算仅需调用一次非定常流场求解器。计算精度保持与非定常欧拉方程计算方法相当的同时计算效率提高了1~2个量级。计算了跨声速具有S型颤振边界的气动弹性标准算例－Isogaiwing和三维气动弹性标模算例AGARD445.6,辨识模型计算边界与非定常Euler方程计算结果吻合。证明非定常气动力辨识技术可以提供高效的高精度的气动弹性分析。     

Control law design for transonic aeroservoelasticity

Existing computational transonic aeroservoelastic researches focus on directly coupling the structural dynamic equations, CFD solver and servo system in time domain, study the effect of the given feedback control laws on the responses of the aeroelastic system. These works have not involved the design of the flutter active control law. The non-linearity of transonic flow brings great difficulties to aeroservoelastic analysis and design. Recent research of the unsteady aerodynamic reduced order models (ROM) based on CFD provides a challenging approach for transonic aeroservoelastic analysis and design. Coupling the structural state equations with the aerodynamic state equations of the wing and the control surface based on the ROM, we construct a transonic aeroservoelastic model in state-space. Then the sub-optimal control method based on output feedback is used to design the flutter suppressing law. The study first demonstrates the open loop of the Benchmark Active Controls Technology (BACT) wing. The computational results of the CFD direct simulation method and the ROM analysis method are both agree well with the experimental data. Then both the closed loop time responses and the flutter results by ROM technique are compared with those of numerical aeroservoelastic simulation based on Euler codes to validate the correctness of the design method of the control law and aeroservoelastic analysis method. An increase of up to 20% of the speed index can be achieved by the control law designed by sub-optimal control method for this model.     

Active Control Law Design for Flutter/LCO Suppression Based on Reduced Order Model Method

 Active stability augmentation system is an attractive and promising technology to suppress flutter and limit cycle oscillation (LCO). In order to design a good active control law, the control plant model with low order and high accuracy must be pro-vided, which is one of the most important key points. The traditional model is based on low fidelity aerodynamics model such as panel method, which is unsuitable for transonic flight regime. The physics-based high fidelity tools, reduced order model (ROM) and CFD/CSD coupled aeroservoelastic solver are used to design the active control law. The Volterra/ROM is applied to constructing the low order state space model for the nonlinear unsteady aerodynamics and static output feedback method is used to active control law design. The detail of the new method is demonstrated by the Goland+ wing/store system. The simu-lation results show that the effectiveness of the designed active augmentation system, which can suppress the flutter and LCO successfully.     

一种CFD/CSD耦合计算方法

针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N-S方程的双时间有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。CFD和CSD耦合计算的边界信息(气动力和网格)由所设计的界面程序传输。网格信息传输采用守恒体积转换(CVT)方法将CSD计算结构响应位移插值到CFD网格点上。变形已有的CFD网格技术用以确定CFD的变形网格。以位移或载荷的迭代误差为判断耦合计算的收敛标准。最后得到了机翼在Ma=0.8395,α=5.06°时CFD/CSD耦合计算的收敛值。针对计算结果分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应。初步研究结果表明:这种弱耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。     

An efficient aerodynamic boundary element method for aeroelastic simulations and its experimental validation

An unstructured aerodynamic boundary element method employing panel clustering and iterative solution techniques for efficiency has been implemented. The solver is used in unsteady coupled simulations including applications in subsonic aeroelasticity. In comparison to existing linear methods, it allows more consistent modeling of complex three-dimensional geometries without requiring excessive mesh generation and computational effort. Due to a time-domain approach, simulations involving nonlinear structures or flight dynamics can be performed. A dynamic aeroelastic validation experiment is presented which shows that the solver predicts highly transient, damped aeroelastic motion with good accuracy.     

基于CFD的静气动弹性优化设计方法

以三维Navier-Stokes方程为控制方程,数值计算弹性机翼跨音速气动力,耦合结构静平衡方程,研究弹性机翼的静气动弹性变形和真实载荷分布,并在此基础上,对机翼的型架外形进行基于静气动弹性的多学科的优化设计(MDO),以及对机翼进行基于总升力不变的飞行姿态确定,以满足弹性机翼在飞行时的品质设计要求.以某后掠机翼为例,设计结果达到预期目标.     

Static aeroelastic analysis including geometric nonlinearities based on reduced order model

This paper describes a method proposed for modeling large deflection of aircraft in non-linear aeroelastic analysis by developing reduced order model (ROM). The method is applied for solving the static aeroelastic and static aeroelastic trim problems of flexible aircraft containing geo-metric nonlinearities; meanwhile, the non-planar effects of aerodynamics and follower force effect have been considered. ROMs are computational inexpensive mathematical representations com-pared to traditional nonlinear finite element method (FEM) especially in aeroelastic solutions. The approach for structure modeling presented here is on the basis of combined modal/finite ele-ment (MFE) method that characterizes the stiffness nonlinearities and we apply that structure mod-eling method as ROM to aeroelastic analysis. Moreover, the non-planar aerodynamic force is computed by the non-planar vortex lattice method (VLM). Structure and aerodynamics can be cou-pled with the surface spline method. The results show that both of the static aeroelastic analysis and trim analysis of aircraft based on structure ROM can achieve a good agreement compared to anal-ysis based on the FEM and experimental result.     

基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究

在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。