变弯度机翼参数化气动弹性建模与颤振特性分析

变体飞行器在变体过程中结构质量、刚度和阻尼特性会发生显著变化，导致其气动弹性效应十分复杂。如何高效、准确预测变体过程颤振边界是变体机翼结构动力学设计的难点问题之一。现有的非参数化气动弹性建模方法仅能针对单一变体构型进行颤振分析，对变构型的颤振需重复建模，效率低下且可能存在颤振边界丢失问题。针对后缘连续变弯度的变体机翼颤振分析问题，提出了一种参数化气动弹性建模新方法，并综合非定常气动力、流-固耦合插值和气动弹性建模，对变弯度机翼的参变颤振特性进行系统性分析。为验证该参数化建模方法在预测参变颤振特性的准确性，在变弯度机翼的参变模态特征、气动力计算和颤振预测等方面，进行了数值计算与对比研究。仿真结果表明，该方法可高效准确地预测全参数空间内变体机翼的参变颤振特性。     

考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。     

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。     

某支线飞机概念设计阶段机翼气动弹性设计

在飞机的总体方案概念设计阶段,需要对飞机机翼进行气动弹性设计,以避免在后期设计中,因气动弹性问题而对设计方案进行较大更改.以某支线飞机的总体方案论证为背景,研究并归纳该飞机概念设计阶段气动弹性设计与分析的理论基础和计算方法,建立机翼的梁架式模型,初步设计模型刚度与质量分布,并进行机翼的静气动弹性响应与载荷分析、振动特性及颤振特性分析.结果表明:该支线飞机机翼的气动弹性特性合理,符合设计要求.     

可折叠机翼颤振分析

可折叠机翼飞行器是一种颠覆传统机翼设计的创新设计方案。飞行的飞机在折叠的过程中,机翼形状和面积的变化很大,对气动和结构两个方面影响显著,与传统的固定翼飞机相比,颤振特性有了很多新的特点,是一个崭新的气动弹性设计任务。本文利用准静态方法模拟折叠过程,分析了可变的铰链刚度和折叠角对折叠翼的颤振特性的影响,发现折叠角和铰链刚度对颤振影响较大,同时存在颤振不稳定分支的更替现象。     

具有随机不确定性的机翼颤振优化

针对不确定性参数在颤振优化分析中的影响,提出了一种含颤振约束的、具有随机不确定性的机翼气动弹性优化设计方法.在MSC.NASTRAN平台上建立了结构的动力学模型、采用ZAERO程序进行了非定常气动力计算与颤振分析,用响应面方法计算了隐式失效功能函数,以重量最小为设计目标,对包含颤振概率约束的复合材料机翼进行了优化设计....     

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。     

X一56A：美国空军主动颤振抑制技术的新型验证机

对轻结构、大展弦比机翼布局的飞机来说,控制机翼颤振是其走向实用化的关键。为此,美国空军研究实验室（AFRL）最近启动了“多用途气动弹性验证机”（MAD）计划,并以1架新的模块化无人驾驶飞行器X一56A作为主动颤振抑制技术研究的飞行试验平台。     

基于模态耦合方法的机翼颤振数值模拟

针对机翼气动弹性问题,发展了一种流固耦合模拟技术,将固体结构的广义位移表示为结构固有模态的线性组合,求解结构的运动,再与流体进行数据耦合、迭代计算.同时为了确定机翼颤振边界,发展了一种线性插值确定颤振边界方法.采用标准气弹机翼AGARD445.6算例,验证所采用的模态耦合技术和颤振边界确定方法的有效性及工程实用意义.     

操纵面对跨声速机翼气动弹性特性的影响

 运用基于非定常CFD的气动力辨识技术，得到跨声速非定常气动力降阶模型。耦合结构动力学方程，建立了基于状态空间的跨声速气动弹性分析模型。分析了典型三自由度二元机翼的颤振边界，分析结果与CFD/CSD直接耦合方法吻合。然后研究了操纵面结构参数（固有频率和重心位置）对跨声速气动弹性特性的影响。研究发现,一些传统的结构设计准则和颤振排除技术未必适用于跨声速状态;操纵面偏转模态常常成为诱发跨声速颤振的主要模态;经典的质量平衡技术可能会降低跨声速气动弹性系统的稳定性。     

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。     

L8和N5A飞机防颤振设计

结合Ｌ８和Ｎ５Ａ飞机的设计特点，对操纵面颤振规律，全复合材料垂尾颤振特性，风洞试验模型的动相似反设计等气动弹性技术作了研究。介绍了这些技术在Ｌ８和Ｎ５Ａ飞机设计中的应用情况。     

Methods and advances in the study of aeroelasticity with uncertainties

Uncertainties denote the operators which describe data error, numerical error and model error in the mathematical methods. The study of aeroelasticity with uncertainty embedded in the subsystems, such as the uncertainty in the modeling of structures and aerodynamics, has been a hot topic in the last decades. In this paper, advances of the analysis and design in aeroelasticity with uncertainty are summarized in detail. According to the non-probabilistic or probabilistic uncer- tainty, the developments of theories, methods and experiments with application to both robust and probabilistic aeroelasticity analysis are presented, respectively. In addition, the advances in aeroelastic design considering either probabilistic or non-probabilistic uncertainties are introduced along with aeroelastic analysis. This review focuses on the robust aeroelasticity study based on the structured singular value method, namely the ~t method. It covers the numerical calculation algo- rithm of the structured singular value, uncertainty model construction, robust aeroelastic stability analysis algorithms, uncertainty level verification, and robust flutter boundary prediction in the flight test, etc. The key results and conclusions are explored. Finally, several promising problems on aeroelasticity with uncertainty are proposed for future investigation.     

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.     

三种静气动弹性发散方法的一致性分析和验证

 介绍了 3种静气弹发散方法 (柔度法、模态法、颤振法 ),并对这 3种方法的一致性从理论上进行了分析和证明。使用这 3种方法对 5个平板机翼模型的发散速度进行了计算,其实际发散速度也从低速风洞试验中获得。通过对比计算结果和各模型风洞试验结果,进一步验证了这 3种方法的一致性。另外,还提出了在模态法和颤振法中基于发散特征向量的结构模态选取原则。     

A reduced order model for coupled mode cascade flutter analysis

A Reduced Order Model (ROM) based analysis method for turbomachinery cascade coupled mode flutter is presented in this paper. The unsteady aerodynamic model is established by a system identification technique combined with a set of Aerodynamic Influence Coefficients (AIC). Subsequently, the aerodynamic model is encoded into the state space and then coupled with the structural dynamic equations, resulting in a ROM of the cascade aeroelasticity. The cascade flutter can be determined by solving the eigenvalues of the ROM. Bending-torsional coupled mode flutter analysis for the Standard Configuration Eleven (SC11) cascade is used to validate the proposed method.     

地面颤振模拟试验中的非定常气动力模拟

地面颤振模拟试验作为一种颤振研究的新方法,可以有效地弥补传统气动弹性试验的不足。对地面颤振模拟试验的主要难点,即非定常分布式气动力集成减缩加载的方法开展研究:基于亚声速偶极子格网法和活塞理论建立了亚声速以及超声速翼面的非定常气动力模型,通过曲面样条插值以及有理函数拟合获得了试验时域减缩气动力;提出以颤振关键模态的振型为优化目标,使用遗传算法搜寻气动力最优减缩位置的优化方法;建立了闭环系统的时域状态空间模型,使用颤振时域仿真结果与频域理论结果进行对比,对比发现二者误差可控制在3%以内。研究结果表明,该文提出的非定常气动力模拟方法可以很好地表征翼面非定常气动力分布特性,可以作为地面颤振模拟试验研究可靠的理论基础。     

应用惯性释放方法的静气动弹性发散分析

翼面发散作为静气动弹性的重点分析对象,传统的分析方法通常将翼面根部固支约束,不考虑刚体模态的影响。根据咨询通告AC 25.629-1B 的要求,刚体模态或短周期模态也可能会造成发散。因此,在民用飞机静气动弹性分析及适航符合性验证中,要计及刚体模态对发散的影响。通过对惯性释放方法的研究,在发散分析中计及刚体模态,给出考虑刚体模态的模态法发散分析方法;以某型民用飞机为例,应用本文方法分别计算空机状态、不同燃油和商载的静气动弹性发散结果,并和不考虑刚体模态的模态法、考虑/不考虑刚体模态的颤振法的发散计算结果进行对比分析。结果表明：考虑刚体模态后的发散速度有所提高,临界发散模态不变,发散速度随燃油和商载的增加而降低。