带集中非线性的机翼气动弹性问题研究进展

带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题是飞行器气动弹性研究领域的热点和难点。经过近几十年来的不断发展,这类机翼非线性气动弹性问题的研究已经取得了长足的进步,同时也面临着新的挑战。鉴于此,综述了近年来带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题的研究进展,阐述了带集中非线性的机翼气动弹性分析的建模方法、分析方法及非线性气动弹性稳定性和响应行为的规律,并讨论和总结了相关的研究成果,对今后机翼非线性气动弹性问题的分析方法和研究内容提出了展望。     

直升机的气动弹性问题

直升机的气动弹性问题与固定翼飞机不同,不仅要考虑单片桨叶,更要将旋翼视为一个整体,考虑其动态入流、尾迹影响以及旋翼与机身之间的相互耦合等。就单片桨叶而言,在结构动力学上,需要考虑离心力场、几何非线性以及桨叶的非线性挥舞-摆振-扭转耦合;在气动力上,需要考虑动态入流以及桨尖处可能的失速效应,本质上属于非线性气动弹性力学范畴。由于旋翼气动力通常是以周期形式通过旋翼轴传给机身,并引起机身振动,而机身运动又通过改变桨叶根部形态反过来影响旋翼的气动弹性特性,这种旋翼/机身耦合问题,也是近年来直升机气动弹性问题研究中的重要方向和热点之一。此外,随着旋翼流场数值分析方法的日趋成熟,采用动态重叠网格或滑移网格方法来实现桨叶运动,并通过动网格技术来实现桨叶的弹性变形,从而实现弹性旋翼流场的数值模拟,目前正呈现出勃勃生机,成为直升机气动弹性研究的又一重要方向和热点。随着各种新构型直升机的相继出现,如倾转旋翼机、前行桨叶概念旋翼(ABC)直升机和复合式直升机等,也带来了新的气动弹性问题。不断发现问题、解决问题,推动本学科持续发展,永远是气动弹性工作者终身奋斗的目标。     

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。     

复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析

新一代航空结构广泛采用复合材料，对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务。应用气动弹性分析理论和方法，对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件发散与颤振工程分析。本文使用MSC／NASTRAN软件，在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上，依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型，固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度，采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力，并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。     

Review of unsteady transonic aerodynamics: Theory and applications

Unsteady transonic flow theory is reviewed and classical results from the nonlinear asymptotic theory are combined with new results from computational fluid dynamics. The emphasis is on applications to the field of aeroelasticity and on clarifying the limitations of linearized theories in problems involving mixed subsonic-supersonic flows. The inherent differences between nonlinear transonic aerodynamics and linear subsonic and supersonic aerodynamics are considered from a theoretical and computational standpoint, and the practical implications of these differences in formulating suitable aerodynamic models for aeroelastic stability calculations are discussed. Transonic similarity principles are reviewed and their relevance in understanding flutter, divergence, and control reversal phenomena of transonic aircraft is illustrated through practical examples.     

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。     

Methods and advances in the study of aeroelasticity with uncertainties

Uncertainties denote the operators which describe data error, numerical error and model error in the mathematical methods. The study of aeroelasticity with uncertainty embedded in the subsystems, such as the uncertainty in the modeling of structures and aerodynamics, has been a hot topic in the last decades. In this paper, advances of the analysis and design in aeroelasticity with uncertainty are summarized in detail. According to the non-probabilistic or probabilistic uncer- tainty, the developments of theories, methods and experiments with application to both robust and probabilistic aeroelasticity analysis are presented, respectively. In addition, the advances in aeroelastic design considering either probabilistic or non-probabilistic uncertainties are introduced along with aeroelastic analysis. This review focuses on the robust aeroelasticity study based on the structured singular value method, namely the ~t method. It covers the numerical calculation algo- rithm of the structured singular value, uncertainty model construction, robust aeroelastic stability analysis algorithms, uncertainty level verification, and robust flutter boundary prediction in the flight test, etc. The key results and conclusions are explored. Finally, several promising problems on aeroelasticity with uncertainty are proposed for future investigation.     

Nonlinear Aeroelastic Response of High-aspect-ratio Flexible Wings

The aeroelastic analysis of high-altitude, long-endurance (HALE) aircraft that features high-aspect-ratio flexible wings needs take into account structural geometrical nonlinearities and dynamic stall. For a generic nonlinear aeroelastic system, besides the stability boundary, the characteristics of the limit-cycle oscillation (LCO) should also be accurately predicted. In order to conduct nonlinear aeroelastic analysis of high-aspect-ratio flexible wings, a first-order, state-space model is developed by combining a geometrically exact, nonlinear anisotropic beam model with nonlinear ONERA (Edlin) dynamic stall model. The present investigations focus on the initiation and sustaining mechanism of the LCO and the effects of flight speed and drag on aeroelastic behaviors. Numerical results indicate that structural geometrical nonlinearities could lead to the LCO without stall occurring. As flight speed increases, dynamic stall becomes dominant and the LCO increasingly complicated. Drag could be negligible for LCO type, but should be considered to exactly predict the onset speed of flutter or LCO of high-aspect-ratio flexible wings.     

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。     

大展弦比复合材料机翼结构建模与气动弹性分析

建立了具有任意截面形状的大展弦比复合材料翼的结构模型。研究了机翼的两种铺设方式：即周向均匀刚度配置（CUS）和周向反对称刚度配置（CAS）。对于复合箱梁情形,目前的结构建模方法正确性通过ANSYS有限单元软件得到了验证。为了研究具有NACA0012翼型的大展弦比复合材料机翼的气动弹性问题,利用线性ONERA空气动力模型来描述小攻角情形下的非定常空气动力载荷。最后,利用U—g法预示了机翼在各种复合层铺设角度下的颤振速度。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。     

飞翼布局舵面连接的气动弹性建模与计算

以一种高机动飞翼布局为背景,建立全机的三维有限元模型,模拟飞机的真实结构,并与空气动力模型耦合插值,进行气动弹性的仿真分析。针对此翼面上有升降舵的多舵面布局,建立了俯仰运动下不同于翼面上只有副翼的动力学模型。主要研究了在舵面连接的局部建模中,因连接方式不同导致舵面支撑刚度和操纵刚度的不一致而对舵面操纵效率造成的影响。根据舵面悬挂点与摇臂操纵形式的不同,提出了四种连接方式的局部模型。通过相应的四个模型在同一飞行状态下的仿真计算与结果分析,总结出了舵面连接方式建模的变化规律,得出的结论为类似飞机的舵面连接及结构设计提供了参考。     

一种面向翼面设计的气动弹性分析模型

在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型.基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法.对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围.将等效板模型推广应用...     

15米翼展太阳能飞机机翼颤振分析和刚度设计

太阳能飞机小刚度和大变形的特点导致其普遍存在颤振问题,因此有必要合理建立太阳能飞机的动力学模型并进行颤振分析。以国内某15米翼展太阳能飞机为研究对象,建立初始的动力学模型,然后根据目标颤振速度调节模型刚度,得到了与目标颤振速度匹配的机翼主梁刚度,从而实现太阳能飞机的动力学反向建模,并在此基础上进行颤振分析,形成完整的太阳能飞机颤振分析设计方法。结果表明:该机翼扭转刚度增大70%,其颤振速度可提高29%。本文方法可用于指导15米太阳能飞机的防颤振设计。     

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。     

Static aeroelastic analysis including geometric nonlinearities based on reduced order model

This paper describes a method proposed for modeling large deflection of aircraft in non-linear aeroelastic analysis by developing reduced order model (ROM). The method is applied for solving the static aeroelastic and static aeroelastic trim problems of flexible aircraft containing geo-metric nonlinearities; meanwhile, the non-planar effects of aerodynamics and follower force effect have been considered. ROMs are computational inexpensive mathematical representations com-pared to traditional nonlinear finite element method (FEM) especially in aeroelastic solutions. The approach for structure modeling presented here is on the basis of combined modal/finite ele-ment (MFE) method that characterizes the stiffness nonlinearities and we apply that structure mod-eling method as ROM to aeroelastic analysis. Moreover, the non-planar aerodynamic force is computed by the non-planar vortex lattice method (VLM). Structure and aerodynamics can be cou-pled with the surface spline method. The results show that both of the static aeroelastic analysis and trim analysis of aircraft based on structure ROM can achieve a good agreement compared to anal-ysis based on the FEM and experimental result.     

考虑间隙非线性的控制舵非线性气动弹性分析

间隙结构的气动弹性系统非线性颤振问题是飞行器气动弹性力学工程领域的研究热点和难点,研究 考虑间隙非线性的控制舵系统的气动弹性特性具有重要意义。基于最小状态拟合方法获得时域降阶气动力模 型,并通过Lagrange方程获得系统非线性气动弹性方程;对比分析三种不同非线性控制舵系统的极限环颤振 及非线性动力学响应特性,并与等效线化法和时域仿真的结果进行一致性对比。结果表明:俯仰和扑动弹簧刚 度的变化对系统颤振边界有显著影响,当俯仰和扑动两个方向同时含有间隙非线性时,系统在线性颤振速度内 存在倍周期、混沌等复杂非线性动力学现象。     

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.     

一种CFD/CSD耦合计算方法

针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N-S方程的双时间有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。CFD和CSD耦合计算的边界信息(气动力和网格)由所设计的界面程序传输。网格信息传输采用守恒体积转换(CVT)方法将CSD计算结构响应位移插值到CFD网格点上。变形已有的CFD网格技术用以确定CFD的变形网格。以位移或载荷的迭代误差为判断耦合计算的收敛标准。最后得到了机翼在Ma=0.8395,α=5.06°时CFD/CSD耦合计算的收敛值。针对计算结果分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应。初步研究结果表明:这种弱耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。     

大展弦比飞机运动稳定性建模及分析

随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用，现代飞机气动弹性效应越来越显著，刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显，在分析弹性飞机相关问题时，应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度，建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程，通过在配平状态下引入小扰动运动假设，以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式，建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程，并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机，运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析，非线性计算方法所得颤振速度更小，而且失稳模态亦发生变化，对于飞行力学模态而言，长周期模态稳定性变差，在计算速度范围内出现失稳的现象，由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。