柔性机翼阵风响应与被动减缓研究

高空长航时无人机的机翼展弦比大、柔性较强,飞行过程中极易受到阵风的影响。文章以几何精确本征理论建立结构模型,耦合 Pitt-Peters动力入流理论建立柔性机翼非线性气弹模型,研究了柔性机翼阵风响应以及翼尖被动阵风减缓效应。采用空间 -时间平行的有限元离散方法,将气弹方程转化为一阶微分代数方程,Newton-Raphson和 Generalized-α算法分别用于静态变形和动态响应的求解,通过算例研究了离散阵风载荷下柔性机翼的阵风响应,结果表明翼尖被动阵风减缓装置对机翼变形有明显的减缓效果。     

基于多重网格方法的跨声速颤振数值模拟研究

使用多重网格的方法对二维翼型和三维机翼的跨声速颤振进行了数值求解.流场控制方程为N-S方程,湍流模型采用SA模型网格.计算网格采用结构网格,空间离散采用中心格式,使用双时间法进行时间推进.流场与结构之间的数据通过径向基函数(RBF)插值方法进行交换.通过耦合求解流场控制方程和结构运动方程得到Isogai(case A)机翼模型和Agard445.6机翼的跨声速颤振边界.通过与使用单重网格时得到的结果相比较得出,多重网格方法能够节省计算时间,提高颤振分析计算效率.     

全隐式TVD格式求解二维Euler方程的对角化算法

本文采用有限体积法,Chakravarthy提出的基于近似Riemann解的全隐式TVD差分格式求解二维非定常Euler方程。采用牛顿法对半离散化后的全隐式差分方程进行线性化,然后对线性化后的方程采用近似因式分解法处理,得到了两组三对角块矩阵方程组。在求解该方程组时,采用了矩阵对角化思想使原来的4×4三对角块矩阵方程组转化为4组分离的三对角代数方程组,因而大大节省了求解方程组所耗费的计算时间,提高了计算效率。通过对翼型的跨声速绕流问题及圆柱超声速流动问题的计算,证实了本文算法不但简便可靠,而且还具有较强的通用性。采用TVD格式捕捉到的激波分辨率高,上、下游无任何波动。     

Kalman滤波中连续系统离散化的计算机实现

提出一种时间连续系统的离散化算法。运用矩阵论的二次型原理,推导了连续系统离散化的一般公式,得到了系统状态方程在时间域中的离散化通用模型,通过设计参数N保证算法具有一定的鲁棒性。该算法有利于针对时间连续系统的卡尔曼滤波过程在计算机上的一体化实现,仿真结果验证了算法的可行性和有效性。     

一种考虑截面任意变形模式梁的有限元模型

提出了一种考虑截面完整变形的截面插值梁模型,并用于机翼结构的建模与分析。首先引入截面插值函数——拉格朗日函数描述截面形状,以位移向量为未知变量描述截面位移,在此基础上依据插值理论构造梁单元位移场。不同于传统梁单元通过假定的中性轴的挠度和转角来确定梁截面各点位移,该梁模型摒弃了中性轴假设与平截面假设,通过截面插值函数得到梁截面面内、面外变形;然后通过有限元理论推导了梁单元刚度矩阵与质量矩阵;最后利用截面插值梁单元对机翼各部件进行有限元建模,并展开典型工况下的静力学分析以及动力学分析,与Nastran实体单元计算结果进行了对比分析,验证了该梁模型的有效性,为机翼的结构设计和强度分析提供了一种新的简化建模方法。     

用于二维无粘跨音速流计算的隐式TVD有限体积法(英文)

本文结合Harten的TVD(Total variation diminishing)概念和有限体公式建立一种求解守恒型Euler方程组的有效方法,采用通量分裂的迎风格式对方程组的隐式算子部分离散化,得到系数矩阵是主对角线占优的线性方程组,采用线Gauss-Seidel迭代推进法求解,提高了数值收敛速度,给出了二维跨音速内流的计算结果。     

两种跨声速气动弹性问题分析研究

在非结构运动网格基础上,采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程.通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程.分析和研究了二维嗡鸣和三维机翼颤振这两种跨声速非线性气动弹性问题.二维嗡鸣问题的研究考虑了翼面-舵面系统的缝隙间网格运动、缝隙对嗡鸣的影响和扰流片对嗡鸣的抑制.耦合多自由度Lagrange结构运动方程数值模拟了三维机翼的颤振问题.通过跨声速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算,计算的颤振临界速度与实验值有5%左右的误差,验证本方法的正确性.由于本方法是在对外形具有良好普适性的非结构动网格基础上完成的,具有良好的工程实践价值.     

用动态非结构重叠网格法模拟三维多体相对运动绕流

 发展了动态非结构重叠网格技术。本文提出了基于阵面推进的相邻单元搜索算法和适合于高阶空间离散格式的网格间插值关系定义方法，前者提高了非结构重叠网格在模拟多体间具有大幅相对运动的非定常问题时网格处理的效率，而后者保证了网格间边界附近流场求解精度；本文非定常Euler方程的求解采用有限体积法，通量计算采用Osher格式，时间积分采用双时间步长推进。为验证本文提出的方法，分别对定常M6机翼绕流和机翼下外挂物投放过程的非定常绕流进行了模拟,结果表明本文提出的方法提高了非结构重叠网格在模拟多体间具有大幅相对运动问题时的效率，保证了网格边界处的精度，具有较高的工程应用价值。     

复杂异型机匣高效高精度动力学建模及评价方法

为了解决复杂异型机匣模型单元数量大、原始矩阵阶数高导致的动力学计算与后处理困难的问题,提出基于试验模态分析-大规模有限元-子结构缩聚的复杂异型机匣高精度动力学建模及评价方法。以某型直升机主减速器机匣为研究对象,建立该异型构件原始有限元模型并通过模态试验验证模型的有效性,通过分析机匣子结构各阶模态保留主振型,选择模态能量较大处为缩聚点,得到自由度数目大幅减少的缩聚模型,对比验证缩聚前后模态的一致性,并提出一种基于数列相关系数定义的缩聚误差衡量方法,最后利用界面位移协调条件进行子结构耦合,对比整体模型的固有特性以及计算效率。研究结果表明:缩聚矩阵与有限元原始矩阵动力学特性十分接近,固有频率与振型误差均小于4%,且计算时间更短,存储空间占用更少,极大地提高了计算效率。      

大展弦比机翼的静气动弹性分析

大型飞机普遍采用的大展弦比机翼,其气动弹性问题显得尤为突出。通过求解基于三维结构网格的Euler/边界层耦合方程组,采用结构模态分析法,对HIRENASD机翼的静气动弹性进行了数值模拟。计算得到了机翼静弹变形前和变形后的压力分布以及不同攻角下翼尖变形值。计算结果和实验值对比分析,验证了Euler/边界层耦合方程组求解器对静气动弹性数值模拟的准确性,表明所发展的数值模拟方法可以用于大展弦比机翼静气动特性的分析研究。     

基于遗传算法的柔性机构形状变化综合优化研究

 实现机翼在不同的飞行状态下的最优气动外形是变弯度自适应机翼的一项关键技术。针对传统铰链机构会使机翼表面产生不连续变化而导致气流提早分离的问题，从全柔性机构实现连续平滑的形状变化的技术出发，以目标形状与实际形状的边界曲线之差最小为优化目标，采用遗传算法(GA)对柔性机构的拓扑、尺寸、形状进行了综合优化。在优化方法上，以二进制编码技术和实数编码技术为基础建立初始离散柔性机构的混合变量遗传算法模型，将其映射为有限元模型并进行了结构分析。在优化过程中引入了渐进结构优化(ESO)算法的思想，消除GA优化过程中产生的自由单元，改善了优化效率和分析结果。结合机翼前缘形状变化实例，基于MATLAB进行优化设计，并用ANSYS10.0对优化结果进行了机构的仿真分析。分析结果表明，所提出的方法合理、有效。     

弹性飞机阵风减缓研究

阵风响应减缓可有效抑制飞机由于离散突风和紊流引起的附加过载。以某民机为研究对象,基于飞机结构动力学方程和非定常空气动力学模型,建立弹性飞机在突风作用和控制面偏转联合激励下的开环气动弹性方程。引入坐标变换,建立飞机刚体模态对应的广义坐标与飞行动力学运动变量之间的关系,从而实现气动弹性方程与飞行动力学方程的融合。并以副翼和升降舵为突风减缓控制面。采用俯仰角速率,翼尖加速度和质心加速度作为反馈信号,针对连续突风和离散突风,分别设计相应的控制律。仿真结果表明,减缓系统对翼尖过载、翼根弯矩具有较好的抑制能力。     

机翼和翼身融合体跨音速绕流有限元算法的研究

从全速位方程出发研究了机翼和翼身融合体跨音速绕流的有限元算法。给出适用于有限元法和复杂外形的块结构网格生成技术和使单元系数矩阵积分数目减少2/3的方法;并发展了一种内存量少的总体系数矩阵存贮方式。为了提高有限元离散方程组解的精度和加速收敛,提出α—GMRES算法代替传统全速位方程有限元解法中所习用收敛慢的线松弛迭代解法。通过机翼和翼身融合体实例考核,效果是好的,为飞行器先进气动布局的数值计算提供了一种新的有效算法。     

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。     

A closed-form nonlinear model for spatial Timoshenko beam flexure hinge with circular cross-section

Beam flexure hinges can achieve accurate motion and force control through the elastic deformation. This paper presents a nonlinear model for uniform and circular cross-section spatial beam flexure hinges which are commonly employed in compliant parallel mechanisms. The proposed beam model takes shear deformations into consideration and hence is applicable to both slender and thick beam flexure hinges. Starting from the first principles, the nonlinear strain measure is derived using beam kinematics and expressed in terms of translational displacements and rotational angles. Second-order approximation is employed in order to make the nonlinear strain within acceptable accuracy. The natural boundary conditions and nonlinear governing equations are derived in terms of rotational Euler angles and subsequently solved for combined end loads. The resulting end load-displacement model, which is compact and closed-form, is proved to be accurate for both slender and thick beam flexure using nonlinear finite element analysis. This beam model can provide designers with more design insight of the spatial beam flexure and thus will benefit the structural design and optimization of compliant manipulators.     

基于径向基函数的网格变形及非线性气动弹性时域仿真研究

为开展非线性气动弹性研究,基于非线性结构有限元软件NASTRAN和自主研制的多块结构化计算流体力学(CFD)求解器,开发了一套基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合求解方法的气动弹性时域仿真程序.该程序采用径向基函数(RBF)交换两套求解器之间的数据并进行网格变形.为提高RBF方法的效率,构造了基于多次插值的空间待插值点精简算法.在多次插值过程中,每次插值的对象为上次插值的误差,并同时限制插值区域,以此实现了空间待插值网格数的精简.数个网格变形的算例表明该方法可支持大变形运动,并且具有较高的计算效率.采用此程序开展了AGARD 445.6机翼颤振计算、大展弦比机翼的静气动弹性计算与切尖三角翼极限环振荡(LCO)现象的动气动弹性仿真,结果揭示了当机翼展弦比较大或者响应幅值较大时,结构非线性对于气动弹性有显著影响.     

前飞状态倾转旋翼机气弹稳定性建模

基于刚性桨叶、刚体短舱及弹性机翼的假设,计入桨叶的变距/挥舞/摆振结构耦合及变距与万向铰的耦合,分别在惯性系下采用牛顿法和有限元法建立了旋翼和机翼的动力学方程,通过桨毂与短舱/机翼系统之间的共有自由度将动力学方程耦合起来,得到了前飞状态下全铰接式倾转旋翼/短舱/机翼耦合系统气弹稳定性分析模型,气动模型采用改进的叶素-动量理论,计入了扰动引起的非定常气动力影响.通过算例验证了建模的正确性.      

基于模型管理框架的机翼结构多目标优化设计

采用演化算法对某高空长航时无人机机翼结构进行多目标优化设计时,由于需要大量的演化迭代和很多次的有限元分析计算,使演化算法相当耗时.为了提高效率,采用模型管理框架对该机翼结构进行多目标优化设计.采用模型管理框架可以建立满足精度要求的目标及约束的近似模型,使演化算法不仅避免了大量的有限元分析计算,而且获得了满意的该高空长航时无人机机翼结构的多目标优化设计结果.