基于状态空间法的低马赫数翼型气动载荷计算

Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气流变化的角度修正了L-B模型,最后通过与翼型气动载荷试验数据的对比表明在低马赫数条件下对L-B模型的修正是正确的,能够准确预测及分析翼型的气动载荷,且该修正模型易于耦合进直升机综合分析代码中.      

倾转旋翼回转颤振参数影响规律研究

基于Hamilton原理,利用多体方法描述动力学部件的空间运动关系,充分考虑倾转旋翼/弹性机翼之间强耦合非线性的气动、惯性及结构耦合,建立倾转旋翼/机翼气弹耦合动力学分析模型,开展倾转旋翼回转颤振参数影响研究,分析参数包括:机翼弹性、耦合刚度、机翼几何参数、桨毂构型参数、挥舞变距调节等基本动力学设计参数。分析研究得到了一些有意义的结论与参数影响规律,这些结论可以用于指导倾转旋翼机的动力学设计。     

基于降阶模型的翼型颤振主动抑制研究

为了解决CFD/CSD计算效率低下的问题,基于气动力降阶模型建立开环气动弹性分析系统,耦合操纵面模态对应的气动状态空间方程,发展了一套伺服气动弹性分析系统,设计主动控制律从而进行二维翼型颤振抑制。结果表明,基于ROM计算的无量纲颤振速度准确性及精度高;使用开、闭环气弹系统时基于ROM和CFD分别仿真时域仿真结果吻合较好;基于ROM闭环气弹系统的NACA0012翼型气弹颤振边界比开环气弹系统提高了约20%。研究结果为有效抑制翼型颤振提供一种快速计算和设计方法。     

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。     

基于本征方程的柔性机翼非线性颤振分析

柔性机翼在气动载荷作用下常常会产生较大的变形,颤振特性会随之发生变化,针对此问题线性理论常常难以进行合理的预测。以几何精确本征梁模型建立了机翼的运动方程,耦合ONERA-EDlin非线性气动模型,建立了柔性机翼的非线性气动弹性分析模型。利用Newton-Raphson和Backward-Differentiation-Formula(BDF)分别求解机翼的静态变形和动态响应,基于机翼平衡位置附近的线性化方程来判断系统的稳定性,进而确定颤振临界速度。通过算例验证了模型的准确性,并分析了不同刚度、后掠角、机翼安装角等参数对颤振速度的影响。     

大型民机翼型变弯度气动特性分析与优化设计

为了提高飞机巡航过程中升力系数、马赫数变化后的气动效率,大型民用运输机开始采用机翼变弯度技术。以典型远程宽体客机翼型为例,研究了翼型后缘变弯度对气动性能与压力分布的影响。利用代理模型建立了不同巡航设计工况下,翼型后缘弯度与气动性能的关系。以此为基础,提出了基于代理模型的大型民机翼型变弯度设计优化方法。算例研究表明,在给定巡航升力系数与马赫数下,该方法可以预测出翼型的最佳弯度,从而改善非设计点气动性能。该方法对大型民机机翼变弯度构型设计工作有一定的工程意义。     

前飞状态倾转旋翼机气弹稳定性建模

基于刚性桨叶、刚体短舱及弹性机翼的假设,计入桨叶的变距/挥舞/摆振结构耦合及变距与万向铰的耦合,分别在惯性系下采用牛顿法和有限元法建立了旋翼和机翼的动力学方程,通过桨毂与短舱/机翼系统之间的共有自由度将动力学方程耦合起来,得到了前飞状态下全铰接式倾转旋翼/短舱/机翼耦合系统气弹稳定性分析模型,气动模型采用改进的叶素-动量理论,计入了扰动引起的非定常气动力影响.通过算例验证了建模的正确性.      

前飞状态倾转旋翼机气弹稳定性建模研究

本文基于刚性桨叶、刚体短舱及弹性机翼的假设，计入桨叶的变距/挥舞/摆振结构耦合及变距与万向铰的耦合，分别在惯性系下采用牛顿法和有限元法建立了旋翼和机翼的动力学方程，通过桨毂与短舱/机翼系统之间的共有自由度将动力学方程耦合起来，得到了前飞状态下全铰接式倾转旋翼/短舱/机翼耦合系统气弹稳定性分析模型，气动模型采用改进的叶素－动量理论，计入了扰动引起的非定常气动力影响。通过算例验证了建模的正确性。     

基于降阶模型的不同厚度翼型颤振边界预测

为了解决CFD/CSD计算效率低的问题,基于CFD技术,构造降阶的非定常气动力模型,并耦合结构运动方程,建立频域/时域气动弹性系统ROM,采用线性自回归滑动平均模型的系统辨识方法,分析了气动弹性系统的标准模型Isogai二维翼型的颤振边界。结果表明,在翼型最大厚度所在位置保持不变时,计算不同翼型厚度下对应的颤振边界得出,随着翼型厚度增加,跨声速凹坑逐渐左移。因此,当翼型最大厚度所在位置保持不变时,为了达到提高颤振速度的目标,通过采用该方法的计算结果来调整机翼翼型厚度,提高机翼对飞行环境的适应能力。     

考虑机翼几何非线性的气动弹性建模与分析

大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。     

Airfoil Aeroelastic Flutter Analysis Based on Modified Leishman-Beddoes Model at Low Mach Number

Based on modified Leishman-Beddoes (L-B) state space model at low Mach number (lower than 0.3), the airfoil aeroelastic system is presented in this paper. The main modifications for L-B model include a new dynamic stall criterion and revisions of normal force and pitching moment coefficient. The bifurcation diagrams, the limit cycle oscillation (LCO) phase plane plots and the time domain response figures are applied to investigating the stall flutter bifurcation behavior of airfoil aeroelastic systems with symmetry or asymmetry. It is shown that the symmetric periodical oscillation happens after subcritical bifurcation caused by dynamic stall, and the asymmetric periodical oscillation, which is caused by the interaction of dynamic stall and static divergence, only happens in the airfoil aeroelastic system with asymmetry. Validations of the modified L-B model and the airfoil aeroelastic system are presented with the experimental airload data of NACA0012 and OA207 and experimental stall flutter data of NACA0012 respectively. Results demonstrate that the airfoil aeroelastic system presented in this paper is effective and accurate, which can be applied to the investigation of airfoil stall flutter at low Mach number.     

不同迎角的翼型气弹特性风洞实验研究

基于可在不同迎角下作沉浮、俯仰两自由度运动的翼段振动装置,在低速风洞中分别针对普通薄翼型NA-CA0012和风力机翼型NREL S809进行气动弹性测试,得到不同实验状态的气动弹性振动时域响应。分别观察到经典颤振和失速颤振现象,并证明了迎角改变对两种翼型颤振特性的影响。     

操纵面对跨声速机翼气动弹性特性的影响

 运用基于非定常CFD的气动力辨识技术，得到跨声速非定常气动力降阶模型。耦合结构动力学方程，建立了基于状态空间的跨声速气动弹性分析模型。分析了典型三自由度二元机翼的颤振边界，分析结果与CFD/CSD直接耦合方法吻合。然后研究了操纵面结构参数（固有频率和重心位置）对跨声速气动弹性特性的影响。研究发现,一些传统的结构设计准则和颤振排除技术未必适用于跨声速状态;操纵面偏转模态常常成为诱发跨声速颤振的主要模态;经典的质量平衡技术可能会降低跨声速气动弹性系统的稳定性。     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

仿生正弦前缘对翼面动态失速的影响

动态失速导致叶片气动载荷急剧变化，造成振动载荷激增，桨叶寿命大幅衰减。针对动态失速问题，从座头鲸胸鳍在动态倾转下取得良好的流动特性获得启示，据此模化出仿生正弦前缘翼面（包含3种波峰和2种波长），旨在实现动态失速控制。借助三维非定常数值模拟方法，采用运动网格技术，基于SC1095旋翼翼型，研究了仿生前缘动态失速流动控制机理及运动参数和来流速度的影响。结果表明：正弦前缘大幅度降低俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值；前缘波峰越大、波长越小，阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越明显，虽然升力系数峰值减小，但其减小量远小于前两者，例如其中一种仿生翼使俯仰力矩系数峰值减小了47.7%，阻力系数峰值减小了36.4%，升力系数峰值减小14.1%；在最大迎角附近，正弦前缘能够缓和失速特性，使载荷变化更为平缓；在高平均迎角、低俯仰频率、低马赫数下，仿生翼动态失速控制效果更强，相比较而言迎角振幅的影响较小。     

Recent advance in nonlinear aeroelastic analysis and control of the aircraft

A review on the recent advance in nonlinear aeroelasticity of the aircraft is presented in this paper. The nonlinear aeroelastic problems are divided into three types based on different research objects, namely the two dimensional airfoil, the wing, and the full aircraft. Different non- linearities encountered in aeroelastic systems are discussed firstly, where the emphases is placed on new nonlinear model to describe tested nonlinear relationship. Research techniques, especially new theoretical methods and aeroelastic flutter control methods are investigated in detail. The route to chaos and the cause of chaotic motion of two-dimensional aeroelastic system are summarized. Var- ious structural modeling methods for the high-aspect-ratio wing with geometric nonlinearity are dis- cussed. Accordingly, aerodynamic modeling approaches have been developed for the aeroelastic modeling of nonlinear high-aspect-ratio wings. Nonlinear aeroelasticity about high-altitude long- endurance （HALE） and fight aircrafts are studied separately. Finally, conclusions and the chal- lenges of the development in nonlinear aeroelasticity are concluded. Nonlinear aeroelastic problems of morphing wing, energy harvesting, and flapping aircrafts are proposed as new directions in the future.     

高超声速飞行器宽速域翼型/机翼设计与分析

对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"（SANGER）空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。     

Numerical studies of a non-linear aeroelastic system with plunging and pitching freeplays in supersonic/hypersonic regimes

The flutter and post flutter of a two-dimensional double-wedge lifting surface with combined freeplay and cubic stiffness nonlinearities in both plunging and pitching degrees-of-freedom operating in supersonic/hypersonic flight speed regimes have been analyzed. In addition to the structural nonlinearities, the third-order piston theory aerodynamics is used to evaluate the unsteady non-linear aerodynamic force and moment. Such model accounts for stiffness and damping contributions produced by the aerodynamic loads. Responses involving limit cycle oscillation and chaotic motion are observed over a large number of parameters that characterizes the aeroelastic system. Results of the present study show that the freeplay in the pitching degree-of-freedom and soft/hard cubic stiffness in the pitching and plunging degrees-of-freedom have significant effects on the LCOs exhibited by the aeroelastic system in the supersonic/hypersonic flight speed regimes. The simulations also show that the aeroelastic system behavior is greatly affected by physical structural parameters, such as the radius of gyration and the frequency ratio, especially in post-flutter regimes, when accounting for all system nonlinearities. It has been shown that at high Mach numbers the non-linear aerodynamic stiffness yields detrimental effects from the aeroelastic point of view, while the damping one do not.