基于多点约束的大展弦比机翼静气动弹性计算

基于雷诺平均N-S方程和多块结构网格技术计算大展弦比机翼的气动力.机翼采用梁模型结构,利用有限元方法计算结构变形.建立基于多点约束(MPC,Multi-Point Constrain)的气动、结构数据的双向传递方法.采用MPC数据插值方法快捷地实现自主研发的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)程序和NASTRAN计算结构力学(CSD,Computational Structural Dynamics)软件的耦合计算,发展出可以考虑结构非线性的静气动弹性CFD/CSD耦合计算方法,该方法比只考虑单方向变形的柔度法更精确.开展了某大展弦比机翼的静气动弹性数值计算分析,结果显示只考虑机翼纵向变形而忽略展向变形对计算结果会有一定影响,而该算例几何非线性影响较小.     

弹性变形对柔性机翼气动特性影响分析

针对大展弦比全复合材料机翼的非线性静气弹响应行为,采用CFD/CSM(Computational Fluid Dynamics/Computational Structural Mechanics)弱耦合方法,使用三维N-S方程和结构力学方程以及动网格生成技术和压强插值技术,通过高精度的数值模拟,求解了大展弦比柔性机翼在结构几何非线性变形状态下的非线性静气弹响应问题.算例分别对典型的大展弦比复合材料前掠机翼和后掠机翼进行了求解,计算结果表明,与前掠翼相比,后掠翼的升力系数明显降低,升阻比降低,严重偏离了刚性机翼的设计点,在柔性机翼的气动设计中必须加以考虑.      

地磁图制备方法及其有效性评估

高精度地磁图制备是地磁匹配导航关键技术之一.在简单介绍4种网格插值方法原理的基础上(反距离加权插值法、克里金插值法、改进的谢别德插值法以及径向基函数法),应用实测地磁数据,选取测点分布较均匀区域,根据上述插值方法分别制备地磁图,并通过交叉验证统计准则对地磁图制备方法的有效性进行评估.结果表明,径向基函数插值法制备的地磁图"鸭蛋"形分布较少,地磁图等值线较圆滑,其标准偏差远小于其它方法的标准偏差,且其标准误差以及平均偏差也最小,具有较高的插值精度,能更好地反映该区域地磁场分布情况.     

T型尾翼动气动弹性优化设计

T型尾翼构型复杂,操纵面多,在动气动弹性的有限元建模和颤振特性设计中,需要修改的参数多,颤振分析复杂,设计人员面临很大的困难.通过在设计过程中引入优化方法,能够有效的解决这些问题.依据遗传算法和敏度优化算法的特点,针对固有振动和颤振优化设计的不同要求,将两种优化方法进行混合和递进应用,形成不同的优化设计方法.建立固有振动频率和颤振阻尼对结构参数的敏度公式,设计两种不同优化问题的数学模型.将优化方法应用于某T型尾翼的结构动力学优化设计,提高了设计速度,保证了设计精度,固有振动频率误差保证在3%以内.在保证质量最小的要求下,使颤振速度得到提高,并为实际结构的设计提供一定指导.      

基于Volterra级数的跨音速非定常气动力建模

为了有效实现跨音速气动伺服弹性的分析与综合,应用Volterra级数理论建立了一种跨音速非定常气动力状态空间建模方法.小扰动假设下的跨音速非定常气动力可以近似地表示为一阶Volterra级数的形式.通过CFD(Computation Fluid Dynamics)技术计算得到由结构变形产生的非定常气动力阶跃响应可辨识出Volterra核,由此得到频域的广义非定常气动力影响系数.利用气动力有理函数拟合,得到气动弹性状态空间模型.为验证气动力建模的有效性,以后掠机翼为例进行颤振计算.结果表明,Volterra级数方法得到的非定常气动力模型能够反映一定的跨音速气动特性,颤振计算与CFD-CSD(CFD-Computation Structure Dynamics)的计算结果吻合很好.      

跨音速风扇全环叶片颤振特性的流固耦合分析

发展了求解叶片颤振问题的流固耦合计算方法和全环叶片振动的气动弹性模型,在每一时间步同步求解流体运动方程和叶片振动方程并交换边界信息;流体域求解了非定常雷诺平均N-S方程,得到每一步由于叶片变形而引起的流场变化;叶片变形则由积分叶片表面受到的气动力并求解结构动力学方程得到.颤振分析是在全环叶片模型上进行的,并解除了预先设定叶片间相位角的限制.此方法的显著特征是在一次气动弹性计算过程中,可同时分析叶片多个固有模态、多个节径下的气动弹性稳定性,大大提高了使用时域法进行叶片排气弹分析的计算效率.考察了NASA rotor 67风扇全环模型在堵塞点、最高效率点和近喘点3个气动工况下,节径变化对叶片气动弹性稳定性的影响,给出了不同模态下气弹最不稳定状态对应的叶片振动节径形式.结果表明,振动形式对于叶片气动弹性稳定性的影响很大.     

跨音速风扇全环叶片颤振特性的流固耦合分析

发展了求解叶片颤振问题的流固耦合计算方法和全环叶片振动的气动弹性模型,在每一时间步同步求解流体运动方程和叶片振动方程并交换边界信息;流体域求解了非定常雷诺平均N-S方程,得到每一步由于叶片变形而引起的流场变化;叶片变形则由积分叶片表面受到的气动力并求解结构动力学方程得到.颤振分析是在全环叶片模型上进行的,并解除了预先设定叶片间相位角的限制.此方法的显著特征是在一次气动弹性计算过程中,可同时分析叶片多个固有模态、多个节径下的气动弹性稳定性,大大提高了使用时域法进行叶片排气弹分析的计算效率.考察了NASA rotor 67风扇全环模型在堵塞点、最高效率点和近喘点3个气动工况下,节径变化对叶片气动弹性稳定性的影响,给出了不同模态下气弹最不稳定状态对应的叶片振动节径形式.结果表明,振动形式对于叶片气动弹性稳定性的影响很大.     

大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

大展弦比柔性机翼的气动弹性分析

高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼,其气动弹性问题尤为突出.考虑机翼结构的几何非线性对结构刚度的影响和机翼平面变形对非定常气动力的影响,采用准模态的思想进行大变形下的振动工程分析,并利用片条理论计算变形机翼的非定常气动力,然后进行颤振计算.以某型飞机机翼为例的计算表明,随变形幅度增大,机翼的颤振速度有明显的下降.      

水平弯曲刚度对大展弦比机翼颤振的影响

高空长航时飞机普遍采用小后掠角大展弦比机翼,飞行时机翼具有较大变形．几何非线性加剧机翼结构水平弯曲与扭转的刚度耦合,水平弯曲模态在颤振分析中的作用已不可忽略,对机翼气动弹性特性影响显著．将结构在给定来流攻角的静平衡位置附近线化,以求解结构的固有振动特性,并应用考虑翼面变形的片条理论计算非定常气动力,用 p-k 法计算颤振速度．以金属梁式机翼为对象的颤振计算结果表明,水平一弯模态参与耦合的机翼颤振速度低于线性颤振速度．增大水平弯曲刚度有助于这类颤振速度的提高,而扭转频率的影响也要加以考虑．     

飞行载荷外部气动力的二次规划等效映射方法

传统的气动力映射方法中，守恒型方法能保证总积分载荷的守恒，但计算复杂；非守恒型方法实现简单，能保证气动压力的分布，但不能保证总积分载荷的守恒。利用等式约束保证积分载荷相等，并基于非守恒型加入线性基的径向基函数（RPIM）构造最小二乘保持原气动压力的分布特征，将气动力等效传递问题转化为一个带等式约束的二次规划问题。通过在非守恒方法的基础上构造出新的守恒型方法，兼顾了2种方法的优点。对某一大展弦比机翼上表面的三维气动力等效映射至二维平板面元气动力的结果表明，所提方法在牺牲了一定气动压力分布精度的基础上，严格保证了总积分载荷的相等，同时也继承了非守恒插值方法的高效性。所提方法可用于各类复杂外部气动力数据的快速等效映射，以及其他学科类似的数据映射问题。      

复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验

为了进行机翼盒段结构的模态分析和试验,依据结构相似方法对盒段进行缩比,采用复合材料整体成型技术制造盒段模型,该模型同时实现了结构动力学相似与传力相似.对模型进行了模态分析和试验,两者结果吻合较好.本模型为在低速风洞中实现高速飞机机翼颤振试验奠定了基础.      

二元机翼滑模变结构控制颤振主动抑制

颤振主动抑制(AFS,Active Flutter Suppression)是气动弹性综合研究的活跃分支,对飞行器设计具有重要意义.以带后缘控制面的二元机翼为对象,研究滑模控制(SMC,Sliding Mode Control)用于气动弹性AFS的可行性与机理.基于准定常气动力理论建立二元机翼气动弹性系统模型,设计SMC的滑模切换面及状态反馈控制切换函数,以实现受控对象AFS,从相空间状态轨线的角度,阐述SMC使闭环系统稳定的根源.此外,还对SMC的鲁棒性及延时效应做了分析与讨论.研究表明:该控制策略可用于AFS,在气动弹性主动控制方面具有应用前景.     

基于滑模观测器的机翼颤振主动抑制设计

颤振主动抑制(AFS)是国际上普遍推崇的颤振问题解决方案,对现代飞行器设计具有重要意义。基于国际上滑模观测器的二维机翼AFS应用,以双后缘控制面真实机翼模型为对象,发展一种低阶滑模观测器的三维机翼AFS设计方法。该观测器性能优越、特点鲜明,但传统的设计流程繁琐,限制了其在高阶模型对象上的使用。本文借助线性二次型高斯(LQG)方法中的最优滤波器增益矩阵,提出一种简化的滑模观测器设计流程。结合气动弹性物理背景,使本文方法理论上能够应用于实践。算例对比分析结果表明,本文方法比LQG方法具有更好的抵抗噪声能力。     

鱼骨柔性翼段线性/非线性静气动弹性对比分析

鱼骨柔性翼作为一种性能优越的主动变弯度机翼机构形式，具有弦向抗弯刚度低、翼型厚度方向刚度高的特点，其在进行大弯度主动变形时结构存在较强的几何非线性且气动弹性效应显著。针对传统线性静气动弹性分析方法并不适用于鱼骨柔性翼段的气动弹性分析问题，以Bristol大学的公开鱼骨柔性翼段模型为研究对象，采用曲面涡格法（VLM）和非线性有限元耦合的非线性静气动弹性方法，以及传统气动弹性分析中常用的平面涡格法和线性有限元耦合的线性静气动弹性方法，分别对鱼骨柔性翼段进行大变形下的静气动弹性分析，并进行结果对比。对比验证了所用曲面涡格法与XFOIL软件气动计算结果。算例结果表明:鱼骨柔性翼段大变形下气动弹性效应显著，相比传统线性静气动弹性分析方法，非线性静气动弹性分析方法得到的鱼骨柔性翼段在大变形状态下升力系数最多减少8.28%，力矩系数最多减少6.86%，且能准确快速得到真实变形结果，更具有实际工程应用价值。