翼伞充气过程的流固耦合方法数值仿真

为研究冲压式翼伞折叠充气过程的流固耦合动力学特性，基于自由曲面变形理论建立了多气室冲压翼伞的展向折叠模型。流体域通过时步更新技术实现了随伞载系统运动，采用任意拉格朗日-欧拉（ALE）方法开展了翼伞非定常充气展开过程的非线性动力学数值计算，数值计算结果与空投试验结果具有较好的一致性。深入分析了翼伞充气过程中的三维外形及非定常流场分布情况，表明翼伞充气过程由于翼尖涡绕流，存在“翼尖上翘，中部凹陷”的翼伞尾流再附现象；各气室的充气规律关于中央气室对称；分析了翼伞气动特性的动态变化规律，充满后翼伞滑翔比稳定在2.24。上述研究为翼伞设计及开伞性能预测提供了一定的理论依据。      

基于弱耦合的翼伞气动变形数值模拟

对不带气室翼伞和带气室翼伞的气动特性和结构变形进行三维数值模拟,分析气室对翼伞气动特性和结构变形的影响.流场方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes控制方程,选用剪切应力输运(SST,Shear-Stress Transport)k-ω湍流模型;结构方面,假定翼伞有初始形状,使用插值方法映射传递流固交界面的压力数据,通过ANSYS计算翼伞伞衣的气动变形.结果表明:气室对阻力影响不大,对升力的影响主要表现在大迎角情况下;翼伞柔性和尺寸大小对其有利迎角的范围影响不大;翼伞的气动变形和最大主应力主要集中在气室中前部分,带气室翼伞由于有肋片加强的缘故,伞衣气动变形较小,一定程度上保证了翼伞的气动特性.     

基于弱耦合的翼伞气动变形数值模拟

对不带气室翼伞和带气室翼伞的气动特性和结构变形进行三维数值模拟,分析气室对翼伞气动特性和结构变形的影响.流场方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes控制方程,选用剪切应力输运(SST,Shear-Stress Transport)k-ω湍流模型;结构方面,假定翼伞有初始形状,使用插值方法映射传递流固交界面的压力数据,通过ANSYS计算翼伞伞衣的气动变形.结果表明:气室对阻力影响不大,对升力的影响主要表现在大迎角情况下;翼伞柔性和尺寸大小对其有利迎角的范围影响不大;翼伞的气动变形和最大主应力主要集中在气室中前部分,带气室翼伞由于有肋片加强的缘故,伞衣气动变形较小,一定程度上保证了翼伞的气动特性.     

基于索膜有限元模型的翼伞气动变形仿真

对定常状况下翼伞的流固耦合变形问题进行了三维数值模拟。使用有限体积法计算了飞行时的气动载荷,分析了前缘切口和翼肋开孔对压强分布的影响;基于翼伞结构大位移小应变的特点建立了非线性索膜有限元模型,伞衣由不能承受弯矩的膜单元模拟,伞绳和切口加强带由只能单向拉伸受力的索单元模拟,仿真了受气动载荷后翼伞相对于理想设计位置的变形和应力分布。结果表明:该翼伞展长相对于设计值减小,"鼓包"形成后翼型最大厚度增大,伞衣变形后产生了额外的后掠角和攻角;最大等效应力主要集中在翼肋上的开孔和伞绳连接点处,需合理布置加强带以满足强度要求。     

飞机铝合金结构件数控加工变形分析与控制

以飞机机翼翼肋铝合金结构件这一典型易变形的零件为例,研究数控加工变形情况及其影响因素,主要研究残余应力对加工变形的影响.采用理论建模、有限元分析和实验验证相结合的方法分析和对比数控加工中零件变形情况;分析了工件内残余应力分布,用有限元软件提供的热机耦合功能,以温度场模拟施加铝合金的残余应力分布;分析和模拟了去除材料对工件变形的影响;用经过改进的顺序静态单元生死方法进行切削过程的仿真和改进,并对仿真所得的零件变形量与实际加工测量结果进行了比较,验证了分析方法和所建立模型的有效性;最后提出了控制数控加工变形的解决方案.     

充气式机翼的颤振特性分析

充气式机翼的结构刚度由内充气压决定,其颤振特性需要建立静、动力学耦合的分析方法.机翼结构刚度和固有振动特性需要在静力分析基础上计算,进一步计算非定常气动力,从而采用传统的颤振计算方法分析其颤振特性.针对某一充气式机翼采用膜单元建立了有限元模型.在不同内充压条件下,对充气机翼进行了静力分析得到其结构刚度;然后对机翼进行模态计算和颤振分析.研究表明:各阶模态的频率随内充气压的升高而升高;除典型的弯扭模态外,充气机翼的弦向弯曲模态频率较低;充气机翼的颤振形式除常规的弯扭模态耦合外,弦向弯曲模态同样会发生颤振;机翼的临界颤振速度随内充压的变化近似呈分段线性变化;临界颤振模态及耦合分支在一定气压范围内保持不变.      

弹性整流罩分离的流固耦合仿真方法

发展了一种流固耦合的动力学数值仿真方法,用以模拟弹性结构在其运动诱导的非定常气动载荷作用下的动态响应.针对给定的运动规律,对不可压流场采用侵入式边界方法求解了非定常气动载荷,其中未计及弹性结构变形对流场的影响.对非定常气动载荷作用下的薄壁弹性结构进行了瞬态动力学数值模拟.以地面试验状态的整流罩分离为例,对刚性体及是否考虑表面气体压力作用的柔性体等情形下的整流罩的动力学行为进行了对比分析,验证了发展的流固耦合动力学仿真方法的可行性.     

降落伞开伞过程的多结点模型仿真

根据降落伞的结构和力学特征,在轴对称假设下创建了伞衣及回收物系统的多结点结构模型.通过考虑应力,重力和气动力的作用效果,建立了用于无气流攻角平面圆形降落伞充气模拟的多结点结构模型动力学方程组.对开伞过程中的流场变化引入准定常假设,利用simple算法数值模拟求解RNG(Renormalization Group)k-ε湍流模型下的雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程以获得选定时刻的伞衣表面压力分布.结合多结点模型动力学方程组的解算代码和计算流体力学程序,采用流固耦合的方法对选定的平面圆形降落伞模型的开伞过程进行了动态仿真,得到了开伞过程中降落伞外形和特性的变化.通过结果分析和比较,证明了多结点模型的可行性,发展出了一种用于降落伞流固耦合计算的新方法.      

空间充气薄膜衍射成像结构的热力耦合分析

随着空间光学技术的发展,衍射成像系统成为空间光学领域的研究热点。提出了一种充气薄膜衍射成像结构设计方案,针对其在空间热载荷作用下的热力耦合效应开展研究。建立了充气薄膜衍射成像结构的热力耦合顺序分析框架,基于I DEAS和ANSYS软件二次开发技术,实现了热力耦合数值分析,得到了结构在轨运行时的瞬态温度场、热应力、热变形等。分析结果表明,充气支撑结构产生了较大热变形,但最大热应力远小于聚酰亚胺薄膜材料的抗拉强度,而镜面中心处没有出现较大的热变形响应,为充气薄膜衍射成像结构的防热设计提供了技术支持。     

降落伞流固耦合问题的数值模拟和流场分析

提出了基于压力耦合的半隐式算法,即SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations)算法和生成阶梯网格方法的对稳定下降阶段的降落伞进行数值模拟的新方法.此方法在降落伞流固耦合计算中具有较好的稳定性和较高的效率.对降落伞稳定下降阶段的流固耦合问题进行了数值模拟.降落伞模型分别采用了圆形伞和锥形伞稳定下降时的结构数据,并对锥形伞模型进行了不同来流攻角情形下的模拟.与平行有限元方法相比,采用SIMPLE算法的新方法得到了更准确和更合理的结果.此新方法可以作为传统数值模拟方法的一个可靠替代和重要补充. 　　      

应用气动力修正技术的静气动 弹性发散计算

将气动力修正技术应用于静气动弹性发散计算与分析中.根据三维翼面定常气动压力分布数据,获取压力修正因子以及下洗修正因子,对基于平面偶极子格网法的定常气动力影响系数矩阵进行压力修正和下洗修正,并采用模态法对某翼面进行静气动弹性发散的计算.结果表明:由于三维翼面定常气动压力分布的气动力中心与偶极子格网法的气动力中心相比更靠近前缘,因此压力修正和下洗修正后的翼面发散速度较修正前均有所降低.      

基于人工神经网络的柔性机翼挠度预测

为实现对承载后柔性机翼挠度的准确预测,在全面分析柔性机翼挠度的影响因素基础上,应用正交试验法确定的影响柔性机翼挠度的主要因子作为输入变量,挠度作为输出变量,以大量试验数据为训练样本,通过多次试取隐含层和各隐含单元,并选取trainlm作为最优训练函数,最终建立了预测柔性机翼挠度的BP(Back Propagation)人工神经网络模型.在此基础上,随机选取试验结果中的12组试验样本,连续进行10次挠度预测,预测结果和试验实测值最大相对误差和标准方差分别为4.481%,1.033 7.解析结果表明:柔性机翼挠度预测结果与实验值吻合的较好,建立的人工神经网络预测模型具有较高的预测精度.     

充气展开自支撑臂振动模态分析

充气展开自支撑臂是由层合铝膜和离散自支撑壳组成,可在无充气压力下实现对有效载荷的支撑。为提高充气展开自支撑臂振动特性预测精度,首先,基于Timoshenko梁理论和哈密顿原理,推导了自支撑臂振动微分方程,提出了考虑充气压力的预应力和构型变化的梁单元模型。该单元模型考虑了结构自支撑壳的离散分布特性,使建立的质量矩阵更接近自支撑臂结构的真实值。然后,通过实验对该模型进行验证,结果表明本文方法比传统梁单元模型具有更好的精度。最后,分析了充气压力和自支撑壳宽度等参数对自支撑臂结构振动模态的影响规律,结果可为充气展开自支撑臂的设计提供理论参考。      

充气可展天线精度分析和形面调整

充气可展天线结构是以柔性薄膜材料制造的一种新型可展天线.对一类充气可展开天线系统进行结构设计,并相应地建立了充气结构的有限元分析模型.对充气反射面进行了精度分析,研究各参数对形面精度的影响,包括内压、膜材厚度、材料属性、天线焦距等;比较了3种实验姿态下重力对形面的影响,选择其中一种能够很好地模拟失重环境;针对特定的天线结构系统,提出了可行的形面调整新方法.分析和实验表明,调整方法能够有效提高形面精度.      

充气薄膜桁架的协同折叠设计及展开过程仿真

充气薄膜桁架结构可应用于大型空间充气薄膜航天器的展开部件和支撑结构。研究了充气薄膜桁架结构的协同折叠设计方案，首先推导了蒙皮结构的折叠状态几何公式，然后设计充气桁架的折叠方案，以几何适应于蒙皮结构折叠状态。建立了协同折叠设计方法，并得到了参数化模型。方案实现了横向和纵向同时折叠，横向折叠率为267，纵向折叠率为882。基于改进的弹簧 质点系统，完成了充气薄膜桁架结构的充气展开动力学仿真，得到了展开动力学行为和参数。仿真结果表明展开过程平稳可靠，未发生各构件间的物理干涉，从而评估了协同折叠设计方案的合理性，为此类结构的工程应用提供了技术支撑。     

氢动力无人机大展弦比机翼静气弹特性分析

以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比刚性机翼,弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%,滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大,对飞机的气动性能产生不利影响;基于刚性计算结果,对大展弦比机翼进行气动修正,是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。     

鱼骨柔性翼段线性/非线性静气动弹性对比分析

鱼骨柔性翼作为一种性能优越的主动变弯度机翼机构形式,具有弦向抗弯刚度低、翼型厚度方向刚度高的特点,其在进行大弯度主动变形时结构存在较强的几何非线性且气动弹性效应显著。针对传统线性静气动弹性分析方法并不适用于鱼骨柔性翼段的气动弹性分析问题,以Bristol大学的公开鱼骨柔性翼段模型为研究对象,采用曲面涡格法（VLM）和非线性有限元耦合的非线性静气动弹性方法,以及传统气动弹性分析中常用的平面涡格法和线性有限元耦合的线性静气动弹性方法,分别对鱼骨柔性翼段进行大变形下的静气动弹性分析,并进行结果对比。对比验证了所用曲面涡格法与XFOIL软件气动计算结果。算例结果表明:鱼骨柔性翼段大变形下气动弹性效应显著,相比传统线性静气动弹性分析方法,非线性静气动弹性分析方法得到的鱼骨柔性翼段在大变形状态下升力系数最多减少8.28%,力矩系数最多减少6.86%,且能准确快速得到真实变形结果,更具有实际工程应用价值。