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。     

TRIP软件的静气动弹性计算模块开发及精度验证

在结构网格流场求解软件TRIP基础上,发展了一套静气动弹性计算模块。首先简要介绍了静气动弹性计算模块总体架构、构成单元和耦合策略,然后详细介绍了构成单元中采用的一些数值计算方法。最后利用大展弦比机翼、DLR-F6翼身组合体模型和HIRENASD机翼模型对静气动弹性计算模块进行了测试和精度验证。大展弦比机翼计算结果表明柔度矩阵、模态叠加和有限元数值求解在模态选取合适的情况下能够得到一致的变形计算结果。DLR-F6和HIRENASD模型不同计算软件的结果一致性表明本文静气动弹性计算模块采用了正确的算法流程,而计算与试验的结果一致性表明静气动弹性计算模块具有很好的预测精度。     

考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

采用三维Euler方程为控制方程,耦合静气动弹性平衡方程,进行机翼静气动弹性数值模拟;在机翼静气动弹性分析的基础上,结合Takanashi余量修正方法对三维大展弦比机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形.以某型支线飞机的大展弦比机翼为算例,进行了静气动弹性数值模拟和机翼型架外形设计研究,设计结果表明发展的机翼静气动弹性数值模拟和型架外形设计方法是合理可行的.     

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。     

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。     

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。     

大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验

基于静气动弹性风洞试验研究了某翼身组合体的跨声速静气动弹性效应。试验结果表明:在设计巡航点,静气动弹性对大展弦比超临界机翼的气动特性影响明显,可使机翼的升力系数降低21%、升阻比增加8%、焦点前移约1%bA;在超过巡航马赫数后,静气动弹性效应使得机翼气动特性有恶化的趋势。跨声速时,马赫数和速压对机翼的静气动弹性效应具有较大影响,且影响规律呈复杂非线性,难以依据现有理论分析准确预计。     

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。     

一种三维弹性机翼气动优化新方法

基于控制理论方法和有限元分析软件,通过将网格生成、流场计算、有限元分析、粘性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合,研究与发展了计及静气动弹性影响的三维机翼气动优化设计方法,其中,雷诺平均Navier-Stokes方程为主控方程,气动载荷和结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合迭代求解得到,目标函数梯度信息由共轭方程数值求解得到。典型大展弦比机翼气动减阻设计结果表明：研究及发展的计及静气动弹性影响的三维机翼气动优化设计方法是有效的,能够有效考虑静气动弹性的影响。     

静气动弹性模型高速风洞试验研究

对采用复合材料玻璃纤维、碳纤维加工的静气动弹性模型进行了高速风洞试验研究,测试了模型的柔度矩阵、气动力、表面压力、弯/扭应变信号及弯/扭变形,为静气动弹性模型刚度试验、弯/扭应变信号测量、模型变形视频测量(VMD)及风洞总压控制等静气动弹性风洞试验能力的提高积累了经验,为飞行器静气动弹性研究提供了良好的试验平台。研究表明:静气动弹性模型较刚性模型升力线斜率及襟副翼效率下降、气动焦点前移;静气动弹性模型与刚性模型表面压力差异明显;在小迎角范围内,静气动弹性机翼模型弯/扭应变信号随迎角增加基本呈线性变化;在正迎角时,大展弦比后掠机翼静气动弹性模型的剖面扭转变形使有效迎角减小,剖面越靠近翼尖弯/扭变形越大。     

静气动弹性模型高速风洞试验研究北大核心CSCD

对采用复合材料玻璃纤维、碳纤维加工的静气动弹性模型进行了高速风洞试验研究,测试了模型的柔度矩阵、气动力、表面压力、弯/扭应变信号及弯/扭变形,为静气动弹性模型刚度试验、弯/扭应变信号测量、模型变形视频测量(VMD)及风洞总压控制等静气动弹性风洞试验能力的提高积累了经验,为飞行器静气动弹性研究提供了良好的试验平台。研究表明:静气动弹性模型较刚性模型升力线斜率及襟副翼效率下降、气动焦点前移;静气动弹性模型与刚性模型表面压力差异明显;在小迎角范围内,静气动弹性机翼模型弯/扭应变信号随迎角增加基本呈线性变化;在正迎角时,大展弦比后掠机翼静气动弹性模型的剖面扭转变形使有效迎角减小,剖面越靠近翼尖弯/扭变形越大。     

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。     

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。     

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.     

翼梢装置对某机翼气动弹性行为影响研究

以大客某方案机翼为基本翼,通过数值模拟的方法研究了翼梢装置对机翼气动弹性特性影响,包括静气动弹性及颤振特性。其中通过CFD/CSD弱耦合求解的方法研究其静气动弹性响应,气动力计算采用面元法,结构响应计算采用结构有限元法,通过插值实现翼面气动力与有限元节点力之间的传递,以及有限元模型与气动网格之间的变形传递。对基本翼及带翼梢装置机翼静力学有限元模型局部修改得到动力学模型,应用MSC NASTRAN进行颤振特性分析。研究发现翼梢装置使得机翼的气动弹性特性不同程度均有降低,而不同翼梢装置对其影响又有所不同,可见,翼梢装置的设计在追求气动特性改善的同时必须关注其带来的结构特性的损失。     

利用应力分析模型进行静气动弹性计算

介绍了以NASTRAN应力分析模型为基础，通过局部的修改使其成为适合于静气动弹性分析的模型。并以某型机的机翼、平尾为算例，采用结构影响系数法和涡格法进行了静气动弹性计算，取得了比较满意的结果。     

高精度的机翼静气动弹性数值模拟方法研究

气动结构耦合是研究静气动弹性问题的关键所在。采用三维Euler方程为控制方程,以有限元方法计算结构弹性变形,用细平板样条法(TPS)实现气动结构数据间的转换,进行机翼静气动弹性数值的模拟。算例结果表明,本方法是一种具有很高计算精度和工程实用性的气动弹性模拟方法。     

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。     

大展弦比复合材料前掠翼气动弹性分析与优化

对具有不同前掠角和蒙皮偏轴角的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性建模与计算,以分析前掠角和蒙皮偏轴角对这类结构的静、动气动弹性特性的影响。使用遗传／敏度混合优化算法对几种典型前掠角和蒙皮偏轴角情况下的机翼进行了气动弹性优化设计研究,在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量,对结构进行重量最小化设计。此外,还分析了蒙皮和突缘的铺层厚度沿展向变化的函数的幂次对优化结果的影响。