基于CFD／CSD的大展弦比机翼气动弹性分析

大展弦比飞机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析。针对一大展弦比机翼,采用气动／结构耦合分析方法,利用计算流体动力学（CFD）软件CFX和计算结构动力学（CSD）软件ANSYS联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响。结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,升力下降明显,阻力略有上升,机翼翼尖容易失速。     

考虑柔性气动力的机翼结构优化方法研究

分析研究了大展弦比弹性机翼结构静弹性变形对气动载荷的影响，在传统结构优化方法基础上进行了弹性机翼的结构优化设计方法研究。实现了在真实飞行条件下考虑静气动弹性变形影响的大展弦比弹性机翼的结构优化设计。结构优化设计算例验证了方法的可行性，优化结果表明结构重量收益明显。     

一种计及静气动弹性变形影响的跨声速机翼气动优化设计方法研究

耦合流场控制方程和结构静平衡方程求解得到大展弦比跨声速弹性机翼气动性能,分析研究了结构静弹性变形对气动载荷的影响.在此基础上以机翼典型剖面外形和机翼型架外形为设计变量进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动优化设计方法研究,实现了在真实飞行条件下考虑静气动弹性变形影响的大展弦比跨声速弹性机翼一体化优化设计.优化设计算例结果表明所发展的方法是成功的,优化得到的弹性机翼在满足升力系数约束条件下提高了升阻比.     

大展弦比机翼低速静气动弹性模型的设计、制作和风洞试验

通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段。发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03风洞进行了低速静气动特性风洞试验。详细介绍了弹性模型的各项技术和风洞试验结果,结果表明该项技术适合大展弦比机翼静气动弹性特性的研究,试验结果可作为大展弦比机翼设计的重要参考。     

特大展弦比机翼的特性与设计

大展弦比机翼有明显的升/阻(L/D)优势。但随着机翼展弦比的增大,在机翼结构重量控制条件下,机翼成柔性机翼,飞行中机翼的弹性变形量随速压(1/2ρV2)增大而增大,出现了严重的气动/结构耦合的问题。本文阐述了耦合问题的成因和解决途径,为特大展弦比机翼飞机(长航时无人机)的设计提供参考。     

铺层区域划分对大展弦比机翼静气动弹性影响

为了研究铺层区域变量对大展弦比机翼静气动弹性的影响，本文在考虑几何非线性影响下，依据有限元分析，研究了外翼段铺层区域的划分以及90°铺层角度的个数对大展弦比机翼静气动弹性特性的影响。结果表明，0°、±45°、90°混合铺层的铺设效果优于只有0°、±45°铺层的区域；机翼变形情况随着外翼段铺层区域的增大而减小，且减小斜率逐步增大；外翼段铺层区域固定时，增加90°铺层角度个数会有效减小机翼变形，且机翼变形情况与增加的个数基本呈现负相关关系，其个数在铺层设计中可能存在一个最佳取值或最优占比。     

大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响

采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响。研究结果表明：在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利。此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义。     

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。     

大展弦比机翼型架外形优化方法探究

大展弦比飞机一般针对巡航外形设计,以巡航性能作为设计点,而飞机在实际飞行过程中,其气动特性会由于机翼产生弹性变形而变化。文中通过开展大展弦比飞机CFD/CSD耦合方法,对巡航外形进行多次静气动弹性分析,进行位移比对,进而获得满足要求的型架外形,从而初步得到机翼型架外形优化设计方法,为之后的大展弦比飞机气动结构设计一体化打下基础。     

附加质量对大展弦比无人机动力学的影响

大展弦比无人机在空中飞行时,其机翼将改变周围气流的动能进而产生附加质量。为了研究所产生的附加质量对大展弦比无人机动力学特性的影响,采用Barrows矩阵建立大展弦比无人机的附加质量矩阵,采用多体动力学方法将大展弦比无人机划分为左右机翼、机体、螺旋桨的多刚体系统,基于Gibbs-Appell方程推导并建立了大展弦比无人机的动力学模型。通过仿真结果发现:当无人机作沉浮运动时,多体动力学建模与单刚体建模结果一致,证明了多体动力学建模思路的正确性;引入大展弦比无人机的附加质量矩阵后,其对无人机的沉浮运动无较大影响,但在无人机作盘旋运动时,与未引入附加质量矩阵相比仍存在10%的差异。     

大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究

桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量,增大机翼展弦比,进而提高飞机升阻比,降低油耗,是一种很有潜力的未来运输机布局方案。目前国内尚无关于桁架支撑布局形式飞机的系统研究。为研究某大展弦比桁架支撑布局飞机的静气动弹性问题,本文采用基于面元法的静气动弹性分析法,依据估算刚度建立了其静气动弹性计算模型,与常规构型机翼进行了对比计算与分析。结果表明,采用桁架支撑布局形式的大展弦比机翼变形量较小,弹性变形对气动特性的影响量也较小,还能够有效降低内翼部分承受的力与力矩,有利于结构减重设计,从而为大展弦比桁架支撑机翼设计提供参考。     

侧向随动力作用下大展弦比柔性机翼的稳定性

 随动力能够诱发弹性结构发生颤振失稳。以侧向随动力和集中质量分别模拟发动机推力和外挂质量,考虑机翼垂直弯曲-扭转刚度比、集中质量大小、侧向随动力和集中质量的位置以及机翼后掠角和上反角的影响,研究了受侧向随动力作用的大展弦比柔性机翼的气动弹性稳定性。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了几何精确完全本征运动梁模型和ONERA动失速非定常气动力模型,该模型考虑了几何非线性、动失速和材料各向异性。模拟结果表明,侧向随动力对机翼颤振可以具有稳定作用,其具体表现依赖于若干变参数的影响,如：减小机翼垂直弯曲-扭转刚度比;发动机吊舱靠近翼根布置;使发动机推力作用点在法向上与机翼弹性轴靠近;单纯的集中质量避免布置在柔性机翼中部,且布置在机翼弹性轴之前或下方,这些设计或布置均有利于提高带发动机吊舱/有效载荷外挂的柔性机翼的气动弹性稳定性。     

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。     

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。     

考虑动力影响的民用飞机静气动弹性分析方法

采用了一种基于多块网格的N-S方程和结构柔度影响系数法,考虑气动、结构非线性的基于RBF插值和RBFDelaunay动网格变形技术的静气动弹性分析方法对喷流对弹性机翼的气动力影响进行了研究。利用DLR F6翼身组合体构型对静气动弹性方法进行验证,保证了计算的可信性。采用该方法对比分析了某民用飞机无喷流/有喷流构型的静气动弹性特性,表明发动机喷流会给机翼带来一个正的扭转效应,抵消一部分机翼后掠效应的影响,使机翼前后缘挠度均会有所增大,弹性变形引起的多数剖面的附加扭转角有所减小。研究表明:喷流影响会使刚性机翼表面的压力分布发生变化,升力系数有所损失;考虑喷流的机翼静气动弹性变形是一个耦合效应,发动机喷流区主要受喷流影响,外翼段主要受弹性变形影响。数值模拟结果表明:无喷流影响时机翼的弹性变形使升力系数下降约16%,升阻比下降8.4%,考虑喷流影响时,升力系数下降达到18%,升阻比下降36%。因此,对于大展弦比机翼,考虑喷流影响的静气动弹性分析十分必要。     

大展弦比大柔性机翼载荷分布求解的一种方法

大展弦比大柔性机翼在气动力作用下产生较大的弯曲和扭转变形,会引起明显的气动载荷重新分布。基于一种只具有2个广义转角自由度的梁单元模型,提出了一种大展弦比大柔性机翼载荷重新分布的新方法。该方法将大柔性机翼弯曲变形的几何非线性问题转化为线性问题,同时,基于弯曲变形结果,可在局部坐标系下进行机翼扭转变形求解,避免了整体坐标系下扭转变形的几何非线性问题。综合来看,该方法可将具有明显几何非线性效应的大展弦比大柔性机翼的载荷重新分布问题转化为线性问题,且计算量小,效率高,非常适合工程实用。通过与大柔性悬臂梁解析解的对比,验证了本文方法的正确性和有效性。     

仿雨燕机翼柔性对纵向气动特性的影响

通过仿雨燕机翼的低速风洞测力实验,分析了以展向弯度变化为表现形式的柔性变形对大展弦比机翼纵向气动特性的影响。实验结果表明,这种柔性变形具有增升减阻的效果,可以增大仿雨燕机翼的最大升阻比,减缓失速,能够显著改善大展弦比机翼的纵向气动特性,对揭示鸟类的飞行机理和微型飞行器的设计具有重要的指导意义。     

小型太阳能无人机超大展弦比轻质主梁设计

太阳能无人机表面需要铺设太阳能电池,这就要求太阳能无人机的结构要同时满足不影响太阳能电池效率的光学特性和要达到足够强度、刚度的力学特性。文章针对小型太阳能飞机超大展弦比机翼进行轻质化结构设计,过程中充分考虑超大展弦比机翼的柔性变形,对比不同的设计方案并提出合理设计方案。     

大展弦比机翼载荷分布的气动弹性修正

介绍了用气动影响系数对大展弦比机翼载荷分布进行弹性修正的方法，并对某型号飞机的机翼载荷分布进行了修正，修正结果有利于降低机翼的结构重量。     

机翼弹性变形对气动特性的影响

在非结构混合网格框架下,采用有限体积法求解了Euler方程和N-S方程。使用结构影响系数法计算机翼结构的弹性变形,通过动态网格技术实现了气动力与结构变形之间的耦合运算,计算和分析了在气动载荷作用下的机翼变形和此时的气动特性,算例分析表明：典型后掠机翼的弹性变形会使机翼产生了正的挠度和负的剖面扭转角,在弯曲和扭转的相互作用下,机翼的有效迎角减小,从而导致机翼的升力系数减小。在Euler方程和N-S方程算例中,考虑弹性变形条件下的机翼升力系数比刚性机翼的升力系数分别减小了25.3%和24.1%。