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。     

大展弦比复合材料机翼失速颤振分析

研究了大展弦比复合材料机翼在较大迎角状态下的失速颤振特性,探讨了结构几何非线性和由复合材料剪裁产生的刚度耦合效果对机翼失速颤振特性的影响.首先,将复合材料机翼建模为转角和位移均可为有限值的非线性薄壁单闭室截面Euler梁,并在综合考虑结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响的基础上,建立机翼的运动微分方程.然后,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ONERA半经验的非定常失速气动力模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性失速颤振分析方程.最后,利用谐波平衡法求解并判定机翼颤振稳定性.通过算例,首先验证了算法的正确性,然后研究了几何非线性对失速颤振的影响,并讨论不同的复合材料铺层方式导致机翼失速特性的改变.     

用规范型直接法研究立方非线性机翼的颤振

研究了在不可压缩流中具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼的颤振问题。首先，对系统平衡点进行了特征值分析，得到在Hopf分岔点附近的颤振参数方程。然后，应用规范形直接法的Maple推导程序，计算得到Hopf分岔的规范形．并数值模拟验证了超、亚临界类型分岔情形下响应对初值的依赖性。最后．分析了线性和非线性刚度系数对颤振响应拓扑结构的影响。     

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。     

带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析

研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因.      

大型客机先进翼尖装置综合特性研究

 翼尖装置由于其良好的气动特性在航空界得到了广泛应用,然而它也使飞机的颤振及结构重量特性发生了变化。为了探求翼尖装置的综合特性,利用数值模拟方法对大型客机上最先进的3种翼尖装置(融合式、鲨鱼鳍式和阶梯式)进行了气动、颤振及重量3个方面的综合研究。3种翼尖装置减阻效果明显,但同时结构重量亦增加。翼尖装置均降低了机翼颤振速度。研究结果表明:加装翼尖装置后机翼颤振形态取决于翼尖装置的形式。相对于机翼颤振速度,翼尖装置形式对机翼颤振速度的影响是小量(1%~7%),且翼尖装置减阻和机翼压心外移的综合重量增益,为机翼结构设计提供了一定的设计空间。     

A Comprehensive Study on Wiugtip Devices in Large Civil Aircraft

翼尖装置由于其良好的气动特性在航空界得到了广泛应用,然而它也使飞机的颤振及结构重量特性发生了变化.为了探求翼尖装置的综合特性,利用数值模拟方法对大型客机上最先进的3种翼尖装置(融合式、鲨鱼鳍式和阶梯式)进行了气动,颤振及重量3个方面的综合研究.3种翼尖装置减阻效果明显,但同时结构重量亦增加.翼尖装置均降低了机翼颤振速度.研究结果表明:加装翼尖装置后机翼颤振形态取决于翼尖装置的形式.相对于机翼颤振速度,翼尖装置形式对机翼颤振速度的影响是小量(1％～7％),且翼尖装置减阻和机翼压心外移的综合重量增益,为机翼结构设计提供了一定的设计空间.     

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。     

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。     

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。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性.运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型(ROM)方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性.研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略.颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22%.发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致.     

切尖三角翼极限环振荡的气动弹性模拟

 建立了高精度的气动弹性计算模型,对切尖三角翼风洞试验中的极限环振荡（LCO）现象进行数值模拟。结构部分引入大变形产生的几何非线性和塑性引起的材料非线性,气动部分采用Euler方程描述跨声速流动。结构/气动交界面精确匹配,并选取三维插值进行界面载荷传递。依据所建模型分析切尖三角翼的颤振和LCO,并与试验值进行比较。在小来流动压情况下,结构几何非线性引起了切尖三角翼的LCO,计算结果和试验值吻合较好。在大来流动压情况下,结构材料非线性导致了LCO幅值的急剧增大,其变化趋势与试验观察相符。研究结果显示,切尖三角翼的LCO不仅与结构几何非线性密切相关,而且受到结构材料非线性的显著影响。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性。运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型（ROM）方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性。研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略。颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22％。发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致。     

基于CFD/CSD的非线性气动弹性分析方法

提出了一种基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)的非线性气动弹性分析方法,并应用于切尖三角翼的非线性颤振和极限环振荡(LCO)研究。该方法将非线性有限元(FEM)和CFD计算相结合,并辅以高精度的界面插值,能够分析结构和气动非线性共存的气动弹性问题。结构部分以四边形平板壳元为基础,采用更新的拉格朗日(UL)方法分析结构大变形引起的几何非线性问题。气动部分以Navier-Stokes(N-S)方程作为控制方程,采用CFD方法计算跨声速气动力。机翼的非线性颤振计算表明了方法的有效性。最后应用该方法研究了切尖三角翼的LCO现象,其计算精度明显优于已有结果。     

变前掠翼气动布局纵向性能研究

发展和改进了一种变前掠翼气动布局及其设计思想,设计了集战斗和轰炸于一体的通用任务模式,并根据设计指标和翼身融合技术初步设计了变翼几何外形。采用N-S方程计算了该几何外形不同构型的纵向气动性能,分析了机翼前掠角对不同任务模式下纵向气动性能的影响。结果表明,变前掠翼气动布局可通过改变机翼前掠角来获取最佳纵向气动性能。     

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.     

外挂俯仰连接刚度对机翼颤振的影响

本文使用v-g法、Niblett法和模型风洞试验3种方法,分析了机翼和外挂间俯仰连接刚度对机翼颤振的影响。并提出了“气动压力中心线”概念。用振型节线与压力中心线相对位置的变化,解释机翼/外挂颤振类型变化的机理。