分布式非线性气动力模型弹性飞机动力学研究

建立了线性与非线性两种分布式气动力模型,在弹性飞机模型上添加所建立的气动力模型,验证了整个系统的有效性。对所建立的模型进行着陆及突风扰动动力学仿真,对比线性及非线性气动力模型的飞机动力学响应的差异,结果表明非线性气动力模型能够更合理地计算飞机大迎角状态下的气动载荷及动力学响应。     

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要.研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正.研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应.仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑.     

旋转弹气动力建模与飞行轨迹仿真

运用一种自回归滑动平均(ARMA)的时域气动力建模方法,以计算流体力学与刚体动力学(CFD/RBD)耦合仿真的输出结果为样本,对旋转弹的非定常气动力进行建模。利用建立的气动力模型与刚体动力学方程求解模块耦合,实现了旋转弹轨迹的快速仿真,并讨论了不同的建模方式对仿真精度的影响。算例结果表明:采用气动力模型与刚体动力学方程耦合仿真技术可以在不同初始发射条件下进行旋转弹飞行姿态与运动轨迹预测,且与CFD/RBD仿真结果吻合较好,证明ARMA气动力建模方法可以在保证旋转弹轨迹预测精度的同时大幅缩短仿真时间,节省计算资源。     

基于非线性气动力的飞机飞行载荷计算

为了研究气动力非线性对飞机静气动弹性特性及飞行载荷的影响,发展了一种基于非线性气动力的飞机静气弹及飞行载荷计算方法。通过引入CFD计算结果,实现对线性方法中的气动力影响系数矩阵的非线性修正,采用模态法求解静气弹配平方程得到飞机非线性的气弹变形及飞行载荷。以某翼身组合体构型为计算算例,分别针对刚性模型和柔性模型,基于非线性气动力完成了飞机静气动弹性分析及载荷计算,并与线性结果进行了对比分析。结果表明,非线性方法可对大迎角范围内飞机静气弹变形及飞行载荷做出较合理的预测。     

基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析

分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。     

低速飞机分布式非线性气动模型建模方法

针对低速类大展弦比飞机阵风载荷分析与风场飞行的仿真问题,提出了一种基于二维翼型气动特性的全机三维分布式非线性气动模型的建模方法。将采用该方法的计算结果与采用CFD的计算结果进行了对比,证明了该方法可以精确模拟低速类大展弦比飞机的气动特性。以此为基础,进行了无人机在1-Cosine型阵风作用下的飞行仿真。结果表明,低速类大展弦比飞机在遇到阵风时,会出现与传统问题完全不同的阵风过载与飞行特性。     

弧翼飞行器柔性飞行动力学研究

以一种弧翼布局飞行器为背景,介绍了飞行器的特性;建立了线性分布式气动力模型,添加到全机的三维有限元柔性模型上,进行飞行动力学的仿真分析。研究了分布式气动力模型对弧翼布局飞行器的柔性飞行动力学特性造成的影响。通过对不同响应情况下的飞行状态的仿真计算与分析,总结出了采用分布式气动力建模的大展弦比弧翼飞行器的柔性飞行动力学的变化规律。     

试验机机翼下挂载吊舱气动稳定性评估方法

采用CFD方法和飞行动力学仿真方法估算机翼下挂载吊舱对试验机飞行品质的影响。采用CFD技术计算挂载吊舱引起的试验机气动力和力矩增量,并将所得增量引入经试飞数据校验的飞机本体气动数据中,建立挂载吊舱后的整机气动模型;然后进行原机和挂载吊舱飞机的动力学仿真计算,评估挂载吊舱对飞机短周期运动模态的影响。计算结果显示,挂载吊舱后飞机短周期频率和阻尼比变化较小,未引起纵向飞行品质降级。     

弹性飞机空投载荷设计技术

飞机进行货物空投是进行飞行载荷设计时所需考虑的机动之一,现有的空投载荷设计方法主要是基于刚体飞机运动方程建立的,尚不能解决弹性飞机遭遇阵风时的货物空投载荷设计问题。为了提高空投载荷设计精度,考虑了飞机的弹性振动自由度,提出了弹性飞机遭遇阵风时的货物空投动响应和结构载荷分析方法。对弹性飞机空投动响应分析的主要难点为线性时变系统的动力学建模:基于稳定基底法,推导了弹性飞机货物空投动响应一般运动方程;采用最小状态(MS)法对频域气动力进行有理函数拟合;利用混合建模方法对时域离散阵风激励进行计算。对弹性飞机单件重装货物空投进行了仿真,重点分析了货物对载机地板的作用力和机翼的受载。仿真结果表明,本文提出的弹性飞机货物空投动响应分析方法可以很好地反映飞机的空投受载情况,能够作为弹性飞机空投载荷设计的手段。     

基于CFD技术的高效叶栅耦合颤振分析方法

为了考虑叶轮机叶片结构与流体之间的耦合效应,同时提高叶轮机颤振数值研究的效率,发展了一种基于非定常气动力降阶模型(ROM)的叶栅耦合颤振分析方法。该方法运用时域计算流体力学(CFD)技术计算少数几个叶片的非定常气动力,通过系统辨识及一些假设构建整个叶栅振动的非定常气动力降阶模型,并在状态空间耦合叶栅结构动力学方程建立叶栅气动弹性方程,采用特征值和时域仿真分析该系统稳定性。运用该降阶耦合方法对STCF4(Standard Test Configuration 4)以及NASA Rotor67叶栅系统的稳定性进行了计算。通过与直接计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合方法和非耦合方法计算结果的比较验证了该方法的准确性,且该降价耦合方法的计算效率相对于直接CFD/CSD耦合方法提高了1~2个量级,为叶轮机气动弹性参数研究、失谐研究以及多模态耦合计算等提供了便利。