用于主动气动弹性翼技术的综合配平与结构设计方法

文章介绍主动气动弹性翼技术的同时进行配平与结构优化设计的一种新方法。这种新方法把配平优化与结构优化看作一个综合问题，操纵面传动比和结构设汁变量被一并放到同一个优化问题中．去实现一个相同的减重目标。这种新的综合主动气动弹性翼设计方法在一架轻型战斗机上得到验证．并与更加传统的、顺序的主动气动弹性翼方法作对比。为此验证．这种综合方法在一次连续的优化任务完成后得出比顺序的方法更低的重量和更多的好处．而顺序方法需要暂停工作进行配平优化然后又重新启动结构优化程序。     

自然层流飞行测试翼套的仿真和试验

绿色航空的发展逐步受到重视,通过扩大层流区域进行减阻是实现节能减排的一个重要途径。采用考虑转捩判定的数值模拟方法对某自然层流翼套的风洞和飞行试验进行了仿真分析。数值仿真与风洞试验的压力系数分布一致性较好,在常压时仿真和风洞试验中转捩位置随攻角的变化规律基本一致。相较于机头处静压和机身最大截面处静压,采用大气数据系统测量的飞行高度换算的静压作为参考压力时,飞行试验获得的压力系数分布与仿真结果一致性更好;在设计状态和典型非设计状态数值仿真得到的翼套转捩位置与飞行试验结果十分吻合;采用动量法计算翼套截面阻力系数,数值仿真和飞行试验得到的自然层流减阻量差距在0.0002以内。     

气动弹性稳定边界的飞行试验预测方法综述

颤振和气动伺服弹性失稳是危险的气动弹性现象,在飞机设计的最后阶段需要依靠飞行试验来预测气动弹性稳定边界。回顾了传统颤振试飞中的模态阻尼法和系统稳定性分析法,比较了各方法的应用特点,并重点介绍了鲁棒稳定性分析μ方法及其在气动伺服弹性试飞中的应用。最后总结了NASA德莱顿研究中心近年在气动弹性试飞方面的工作,供研究人员参考。     

有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量技术

针对传统的载荷校准约束方法影响有起落架布置的翼身整体结构机翼根剖面载荷测量的问题,提出了一种适用于该结构形式的机翼载荷实测方法。首先,分析地面载荷校准时主起落架载荷变化对机翼根部测载剖面应变电桥响应的影响,提出了一种主动约束方法来模拟空中飞机机翼真实受载状态。其次,采用主动约束和传统的起落架约束方法进行机翼载荷校准对比试验,通过对试验数据进行分析,分别建立了2种约束方法的飞行载荷方程,表面上2种方法的地面检验误差均在3%以内,满足一般的工程误差要求。最后,选取对称拉起机动试飞状态,对2种约束方法的机翼飞行载荷测量结果进行分析研究,验证了有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量方法的有效性,并给出了传统的起落架约束方法载荷测量误差大的原因。     

气动弹性系统的阵风减缓与颤振主动抑制

针对Ｊ８飞机模型，研究了阵风减缓与颤振主动抑制的综合控制问题，应用现代控制理论设计控制系统，分别对机翼／外挂系统模型作开环和闭环分析。由数字式控制实现了阵风减缓与颤振主动抑制的风洞实验，风洞实验结果表明：设计控制律具有抑制颤振和减缓阵风响应的双重功能。     

基于结构动力学的平板扑翼气动弹性方法研究

由于扑翼机构给定的运动与变形运动的相互耦合,扑翼的运动属于柔性多体动力学问题,使得经典的动力学理论无法适用于扑翼的气动弹性研究。针对扑翼的结构特性,研究了一种适用于扑翼的气动结构耦合计算方法。考虑惯性力、气动力和运动加速度后,利用Hamilton变分原理建立扑翼动力学控制方程,并采用Newmark数值解法进行求解。通过求解三维非定常雷诺平均Navier Stokes方程获得精确的非定常气动特性。气动网格与结构网格之间的数据传递采用无限平板样条插值(IPS)方法。运用本文方法对做沉浮运动的矩形钢板分别进行了刚性翼和柔性翼的气动分析,计算结果均与实验结果吻合良好,验证了所发展方法的正确性。     

自然层流翼套气动力测量飞行试验技术研究

针对层流翼型设计验证需求,以翼套形式开展飞行条件下的气动力测量技术研究。通过关键参数确定、试验机选取和测量方法筛选等试验设计,并实施测量方法优化和试飞方法确定,形成自然层流翼套气动力测量飞行试验技术。通过飞行试验对某型自然层流翼套进行了边界层转捩位置、压力分布和翼型阻力测量,对该技术进行了验证。试验结果表明,该技术使用可靠,可为后续层流飞行试验提供参考。     

带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析

通过建立带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析模型,研究了采用受控振荡附翼的直升机旋翼气动弹性特性及其在降低旋翼振动载荷方面的有效性。气动模型采用了计及振荡附翼非定常影响的二元叶素模型。探讨了改变旋翼桨叶及振荡附翼的结构参数对新概念旋翼减振效果的影响。数值结果表明振荡附翼的引入能有效地降低旋翼桨毂的振动载荷。为振荡附翼的振动自适应控制律设计提供了有效的旋翼气动弹性分析方法。     

大展弦比机翼的气动弹性问题探讨

在考察国内外高空长航时飞机研究的基础上,对大展弦比机翼的气动弹性问题进行了探讨;分析了结构非线性对大展弦比机翼的气动弹性和飞行载荷的影响;提出了大展弦比机翼气动弹性问题的研究内容,并指出其技术难点。     

飞行器刚体运动与气动弹性相互作用问题研究

通过联立求解空气动力学基本方程、飞行动力学运动方程和弹性结构振动方程,在时间域内模拟和分析了大展弦比飞机纵向动力学稳定性问题.结合动网格技术,气动力计算采用基于欧拉方程的计算流体力学方法,结构变形和飞行姿态位置变化统一为模态表示方法,通过松耦合将飞行器姿态稳定性和结构变形稳定性施行了模拟.以某大展弦比机翼飞机为算例,研究了其刚体运动和机翼的弹性振动的相互影响.结果表明:对于具有大展弦比机翼的飞机,其机翼的低阶弹性模态易与飞机飞行中本身的刚体模态发生耦合,从而导致飞机机翼的气动弹性发散以及飞机本身刚体运动稳定性的改变.对于这类飞机,在其气动弹性和飞行稳定性的分析和设计中必须充分考虑到两种运动的相互影响.