翼梢装置对机翼气动、结构特性影响研究

主要研究了不同翼梢装置对飞机气动、结构特性的影响。对几种带翼梢装置机翼的气动特性N-S计算结果进行对比分析,揭示了不同翼梢装置的减阻机理及对飞机气动性能的影响。采用MSC Patren,MSC Flds建立基本翼及几种带翼梢装置机翼的动力学有限元模型和非定常空气动力网格,应用MSC Nastran求解序列SOL103对其进行固有模态分析,利用求解序列SOL 145进行颤振分析,通过对比分析得到翼梢装置对机翼的振动和颤振特性影响。     

翼梢装置对机翼颤振特性影响研究

机翼加装翼梢装置在气动上可以起到减小飞机的诱导阻力、提高升阻比、耗散强翼梢涡等作用,但是它也使飞机的结构特性发生了变化,尤其是颤振特性。采用MSCPatran,MSCFlds建立基本翼及几种带翼梢装置机翼的动力学有限元模型和非定常空气动力网格,应用MSCNastran求解序列SOL103对其进行固有模态分析,利用求解序列SOL145进行颤振分析,通过对比分析得到翼梢装置对机翼的振动和颤振特性影响,为飞机翼梢装置设计提供依据。     

液体火箭发动机喷管简化建模及模型修正

为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对比分析,再利用测试数据对有限元模型的弹性模量参数进行修正,修正后的喷管有限元模型前9阶模态计算结果与测试结果频差在5%以内,MAC值(模态置信准则)在0.8以上。表明此方法是一种高效可行的喷管简化建模方法,既保证了精度又提高了计算效率,对其动力学特性分析、振动响应预测等方面具有重要应用价值,对于液体火箭发动机其他部件的动力学建模及分析也具有普适性。     

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。     

均匀流场拉条模型颤振导数识别试验研究

拉条模型作为介于全桥气弹模型和节段模型之间的一种气弹模型,在以往的研究中,常用来比较分析节段模型和全桥气弹模型试验结果的差异而使用,而没有利用该模型进行主梁断面颤振导数识别的研究报道。本文则引入模态参数识别方法进行拉条模型颤振导数识别,并设计了一个平板断面的拉条模型,在均匀流场下进行了颤振导数识别试验研究,与理想平板颤振导数理论解进行了比较,试验结果与理论解的吻合说明了拉条模型颤振导数识别方法的可靠性。     

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...     

高速颤振模型设计中颤振主要模态的判断

颤振模型设计时难以实现完全的动力学相似,需要对颤振主要模态进行合理选择。采用数值分析方法,对颤振模型设计时主要模态的选取问题进行研究。通过各阶模态振型下气动刚度系数的比较、指定运动形式下广义非定常气动力的计算和不同模态截断下颤振结果的收敛特性分析,研究了颤振分析时不同模态运动之间的相互影响,对模态运动引起的气动力和颤振特性变化进行评估。以高超翼面模型为研究对象的数值算例结果表明,几种分析方法所判断的颤振主要模态基本一致。其中基于振型的广义气动刚度系数参数,避免了非定常气动力的计算,可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。     

三种静气动弹性发散方法的一致性分析和验证

 介绍了 3种静气弹发散方法 (柔度法、模态法、颤振法 ),并对这 3种方法的一致性从理论上进行了分析和证明。使用这 3种方法对 5个平板机翼模型的发散速度进行了计算,其实际发散速度也从低速风洞试验中获得。通过对比计算结果和各模型风洞试验结果,进一步验证了这 3种方法的一致性。另外,还提出了在模态法和颤振法中基于发散特征向量的结构模态选取原则。     

翼吊发动机机翼跨声速颤振特性研究

针对现代民用飞机翼吊发动机机翼跨声速颤振问题,建立了带超临界翼型、大展弦比后掠和翼吊一个发动机构型的机翼模型,通过偶极子格网(DLM)气动力修正方法、升力线斜率系数修正方法、ZTAIC方法和高速颤振模型风洞试验方法研究了飞机翼吊发动机跨声速颤振特性。分析了马赫数和阻尼对跨声速颤振特性的影响。结果表明:翼吊发动机机翼具有三种典型颤振,即机翼弯曲扭转耦合模态颤振、机翼面内振动模态颤振和发动机与机翼耦合模态颤振;马赫数对翼吊发动机机翼跨声速颤振会产生不利影响,主要表现在跨声速区域显著降低机翼跨声速临界颤振动压;结构阻尼对机翼-发动机耦合小阻尼颤振模态的影响显著,增大阻尼可以显著提高其颤振动压。     

亚音速飞行的某型导弹舵面颤振特性研究

颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行条件下,采用片条理论计算模拟舵面变形诱导的气动力,再将颤振方程转换到以各阶模态振型为基的模态空间上,得到在模态空间下简化的舵面颤振方程。最后应用MATLAB软件编制程序,用V-g法求解舵面颤振方程。对其他战术导弹舵翼面的设计分析具有一定的参考意义。     

巡航导弹总体参数优化方法研究

提出了巡航导弹总体参数优化方法,并建立了用于喷气式巡航导弹总体设计的综合模型及相应的计算机软件。该方法以巡航导弹的发射质量最小为目标,以最大速度、最大稳定盘旋过载、单位剩余功率、最大射程为设计约束,对弹翼面积、弹翼展弦比、弹翼尖削比、弹翼后掠角及弹翼平均相对厚度进行优化。     

吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计

针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。     

复合材料构件发射导弹的动响应分析

通过对复合材料机翼部件的动特性及动响应分析,介绍了计算分析的方法和步骤;对分析结果的进一步处理及指导改进设计。通过对结构的动特性分析,发现在打样设计局部振动现象,可通过改进铺层设计来消除此设计中的薄弱环节。比较外翼、中翼和内翼3种发射导弹的计算情况,给出最严重情况的动力响应值,最后确定其动强度。     

用DES数值模拟具有横向喷流的紊流流场

DES(DettachedEddySimulation)是把RANS(雷诺平均Navier Stokes方程)方法及LES(大涡模拟)方法结合起来的模拟有脱体涡的紊流流场的数值模拟方法。其主要思想是在物面附近解雷诺平均Navier Stokes方程、在其他区域采用Smagorinski大涡模拟方法。本文用DES及混合非结构网格数值模拟复杂紊流流场,算法采用Osher逆风格式,对超音速钝头体、三角翼、某型飞机及带喷流的导弹绕流用该程序进行了数值模拟。结果表明用DES模拟有分离的紊流流场是高效的。     

Topology optimization of compliant adaptive wing leading edge with composite materials

An approach for designing the compliant adaptive wing leading edge with composite material is proposed based on the topology optimization. Firstly, an equivalent constitutive relationship of laminated glass fiber reinforced epoxy composite plates has been built based on the symmetric laminated plate theory. Then, an optimization objective function of compliant adaptive wing leading edge was used to minimize the least square error（LSE） between deformed curve and desired aerodynamics shape. After that, the topology structures of wing leading edge of different glass fiber ply-orientations were obtained by using the solid isotropic material with penalization（SIMP） model and sensitivity filtering technique. The desired aerodynamics shape of compliant adaptive wing leading edge was obtained based on the proposed approach. The topology structures of wing leading edge depend on the glass fiber ply-orientation. Finally, the corresponding morphing experiment of compliant wing leading edge with composite materials was implemented, which verified the morphing capability of topology structure and illustrated the feasibility for designing compliant wing leading edge. The present paper lays the basis of ply-orientation optimization for compliant adaptive wing leading edge in unmanned aerial vehicle（UAV） field.     

充气机翼的褶皱与失效行为研究

在经典工程梁理论的基础上,结合张力薄膜的应力状态分析,提出充气机翼褶皱失稳的判据。计入表面薄膜褶皱引起的刚度退化效应,将机翼等效处理为一个变截面刚度的梁,建立了充气悬臂机翼的等效梁模型,并采用微分求积法进行充气机翼弯曲变形分析。计算结果与充气机翼的静力弯曲试验结果相吻合,验证了充气机翼弯曲变形分析方法的有效性。应用片条理论引入气动力模型,并与所建立的等效梁模型相耦合,建立充气机翼的静气动弹性耦合模型,并用迭代算法进行求解。考虑起皱和失稳两种判据,并计算获取了试验机翼的起皱动压和皱褶失稳动压形式,计算结果与风洞试验结果一致。根据所建立的充气机翼静气动弹性分析方法,可以预测充气机翼表面褶皱区的扩展和弯曲变形,进而绘制充气机翼的静气弹许用包线,为充气机翼的设计提供必要的安全边界参考依据。     

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明：实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

带襟、副翼三维机翼粘性绕流计算

运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和副翼、襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格 ,并应用雷诺平均 Navier-Stokes方程和 Johnson-King湍流模型计算了带副翼三维机翼和带双襟翼三维机翼的粘性绕流。计算实践表明 ,用该方法可以很好地预计压力分布和最大升力。