基于欧拉方程的机翼跨音速颤振的频域计算

机翼跨音速颤振的频域计算方法是以给定机翼模态分布下机翼上各点的模态值作为运动幅值，以三维非定常Euler方程为控制方程，采用有限体积法和双时间推进，求解三维机翼简谐运动下的非定常气动力。所求得的气动力作为已知值运用于颤振方程，利用v-g法进行求解。对得到的一系列的阻尼、速度和频率进行了线性插值，从而得到颤振速度和颤振频率。     

跨声速偶极子网格法的改进和在颤振计算中的应用

改进了跨声速偶极子网格法（ＴＤＬＭ）,且在颤振计算中能自动求颤振点速度,从而较大地提高了计算速度,并有利于方法在较大马赫数及较大减缩频率时的应用。对跨声速飞机机翼作了跨声速非定常气动力计算,对跨声速民航机机翼振模型作了颤振计算,与ＴＤＬＭ的比较表明,两者结果有较好的一致性。     

复合材料超临界机翼跨音速颤振实验与数值计算研究

颤振课题是飞机设计过程中常常遇到的一个关键技术问题。以支线客机ARJ21超临界机翼颤振特性研究为背景,在俄罗斯TsAGI的T-106风洞中完成了该复合材料机翼跨音速颤振实验,基于N-S方程和无限插值方法（TFI）生成三维贴体运动网格对超临界机翼跨音速颤振进行了并行计算。结果表明：复合材料的超临界机翼在跨音速区域具有跨音速颤振＂凹坑＂现象;与风洞实验结果相比,有较好的一致性,为使用超临界机翼的运输类飞机跨音速颤振特性预计提供了一定的参考。     

基于修正偶极子格网法的跨音速颤振分析

针对工程上翼面的跨音速颤振计算存在的问题，阐述了修正偶极子格网法的跨音速颤振计算方法。采用较为精确的定常气动力数据，对工程上常用的偶极子格网法（DLM）的气动力影响系数矩阵（AIC）进行修正，考虑了翼型、厚度及粘性等影响非定常气动力的因素，并将改进后的非定常气动力用于某超临界机翼的跨音速域的颤振计算，结果较好地预测到了跨音速“凹坑”现象。     

NACA 0012翼型跨音速非定常压强分布的测量

本文介绍了在南京航空学院NH-1三音速风洞中对NACA0012二元机翼进行的跨音速非定常压强分布测定实验的全过程。该机翼绕其1/4弦线轴作俯仰振动以产生非定常气动力。试验方法是成功的。     

大展弦比复合材料机翼的非线性颤振分析

大展弦比机翼在气动力作用下产生较大变形,颤振速度和颤振频率随之发生明显变化,线性理论难以获得比较合理的解答。综合考虑了结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响,将复合材料机翼建模为非线性薄壁单闭室截面梁,建立机翼的运动方程,并使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程。采用Theodorsen非定常气动理论构建气动模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性颤振方程,并利用v-g法判定机翼颤振稳定性。通过算例演示了一些非线性颤振的特点,讨论了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响,并与线性理论得到的结果进行对比。     

展向伸展速度对可变机翼颤振稳定性的影响

针对可伸展机翼,根据Timoshenko剪切梁理论建立具有展向速度的可伸展机翼在超音速气流作用下的振动控制方程,并对其进行无量纲化处理。采用Galerkin法得到机翼振动的特征方程并求得特征方程的数值解,在此基础上分析展向伸展速度对可伸展机翼的颤振临界速度的影响。同时引入罗斯-霍尔维茨判据分析机翼颤振的稳定性。计算结果发现展向伸展速度有利于提高机翼的颤振临界速度,机翼展长越小,提高效果越显著,并且机翼振动越稳定。     

跨音速透平叶栅速度面设计方法的研究

 低能量损失系数跨音速透平叶栅的设计和实现是提高跨音速透平性能的关键问题之一。本文给出了基于有限面积法的跨音速透平叶栅速度面反问题设计方法。首先推导了基本方程的对称形式,用于上游奇点处理,并对速度面上不连续边界条件作了分析和数值验证说明。然后详细叙述了流函数场的有限面积解法包括主方程的积分变换,基本有限面积格式和边角有限面积格式处理以及解精确度的粗略分析。所编制的程序简明快速。计算结果表明解相当稳定并且不需要在音速线附近等处加密网格或作其他处理。算例也指明音速线上临界奇点位置的选取,对流场及叶型型线形状有一定影响,应在设计时注意。     

翼下外挂物对机翼振动及颤振特性的影响研究

应用MSC／NASTRAN软件计算分析了某型飞机翼下不同位置挂装外挂物后，对机翼振动特性和机翼／外挂物系统颤振特性的影响，计算结果表明：翼下外挂物对机翼二弯和机翼一扭模态的影响较大。     

机翼多外挂布局颤振设计的工程方法

机翼多外挂布局颤振设计是在不改变机翼结构的条件下，对各外挂物的弦向布局位置和外挂联接刚度(包括侧摆、俯仰及偏航刚度)进行设计，使颤振速度在满足给定的约束条件下最大。相对机翼单外挂颤振设计，进行机翼多外挂布局颤振设计更易出现颤振分支改变等问题，使得多外挂颤振优化设计难度增大，针对这些困难，提出了一种机翼多外挂布局颤振优化设计的工程方法。方法利用单外挂设计的技术和程序，将多外挂设计转化为多步单外挂设计的迭代。算例表明，这一方法是可行的，优化后模型的颤振速度提高了27．6％。     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁和减重优化设计

针对大展弦比复合材料机翼各部位的受力和气动特点,将机翼进行分块。在满足结构强度和稳定性等约束条件的前提下,将机翼各块的铺层厚度和铺层顺序作为设计变量,机翼的质量和颤振速度作为目标函数,进行多目标、多约束条件下的优化设计。经过优化后,机翼质量下降21.62%,颤振速度提高12.97%,且满足所有约束条件。这表明,铺层厚度和铺层顺序对机翼的质量和颤振速度有较大的影响,整体设计时,应重点考虑。     

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。     

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。     

轴对称收缩段设计研究

本文文献「１」计算矩形风洞收缩段流场方程的基础上,提出适用于轴对称情形的ＡＦ１算法。     

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。     

不同后掠角大展弦比复合材料机翼气动特性

为了研究不同后掠角复合材料机翼的气动特性,建立了载荷模型;采用 K方法通过 Theodorsen函数推导得到了机翼颤振速度的计算公式,分析了 0°、5°、10°、15°、20°、25°和 30°共 7种不同后掠角机翼的模态,得到了模态频率和模态振型;仿真计算得到了机翼的颤振速度和发生颤振时翼尖的最大垂直位移。结果显示:机翼后掠角为 15°时,其颤振速度和翼尖最大垂直位移均在安全范围内,因此,后掠角 15°,展弦比为 26的机翼为飞行器机翼设计最优值。     

非定常气动跨声速机翼颤振分析

颤振是气动弹性分析中影响最大的问题,在飞行器设计中得到了极大的重视。目前,在飞行器气动弹性分析中普遍采用基于偶极子网格法空气动力的机翼颤振计算方法。本文采用p-k法,以AGARD445.6机翼标准模型为算例,计算其在不同高度与飞行马赫数下的颤振速度和频率特性曲线,发现机翼在跨声速区域存在明显的"凹坑"物理特性,并且这些计算结果与试验值较为吻合。     

机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响研究

为了研究机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响规律,揭示其影响机理,通过片条理论计算螺旋桨气动载荷,在MSC.NASTRAN软件平台上进行二次开发,对不同结构参数的吊舱-螺旋桨系统和机翼-吊舱-螺旋桨系统进行了旋转颤振分析。研究表明,机翼结构的弹性会大幅降低发动机俯仰模态频率,而小幅降低发动机偏航模态频率,从而改变两模态频率之差,影响模态耦合的程度,进而改变旋转颤振速度。另外,当发动机的运动与机翼翼面的运动耦合紧密时,机翼翼面的气动载荷能够显著提高发动机的旋转颤振速度。     

一种民机颤振模型配重设计优化方法

民机跨音速颤振模型配重计算应考虑模型肋板不平行、肋板与刚轴不垂直的情况,现提出一种基于刚轴方向的质量、惯量线性拆分方法,并将该方法拓展到模型的展向重心位置配平计算中。某型民机垂尾跨音速颤振模型运用该方法进行了配重计算,试验结果显示,该垂尾跨音速颤振模型质量、惯量配平精度高,展向重心位置配平效果好,模型的动力学特性与设计目标相符。实践表明,该方法符合民机跨音速颤振模型设计规范要求及相应适航要求,可以推广到其他跨音速颤振模型的配重计算中。     

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。