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．     

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.      

高超声速下翼面的热颤振工程分析

针对高超声速下翼面的结构、气动和热的耦合动力学问题,提出了热颤振分析的分层求解思路.首先分析结构在热环境下的固有动力特性,然后应用van Dyke活塞理论计算高超声速非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振求解.对某高超声速全动舵面和小展弦比根部固支翼面进行了热颤振的分析与比较.计算结果表明,受热后结构的动力学特性和颤振特性均可能发生变化,尤其对于小展弦比根部固支翼面,由于热效应对其扭转刚度影响很大,从而导致弯扭耦合型式的颤振临界速度大幅度下降.     

非线性油膜力作用下转子弯扭耦合振动特性研究

建立了非线性油膜力作用下转子-轴承系统弯扭耦合振动的数学模型.采用Rugge-Kutta数值积分方法计算模拟了转子升速过程中弯曲振动和扭转振动的不平衡响应,得到了转子弯曲振动的三维谱图和分岔图.分析发现,转子的弯曲振动会发生倍周期和概周期等复杂的非线性动力学行为.通过与不考虑弯扭耦合作用的系统特性进行比较,指出在转子弯曲振动临界转速附近,弯扭耦合作用对转子弯曲振动特性影响最大.数值分析揭示了扭转振动随转速升高,振幅基本保持不变,频率减小,有助于更深入地认识转子-轴承系统的弯扭耦合振动特性.     

航空发动机整机有限元模型转子动力学分析

现代航空发动机在工作中不断变化的机械激振,气动激振频率越来越复杂,这使得对航空发动机振动分析必须考虑各结构间的动力影响.因此,利用能够考虑陀螺力矩影响,基于NASTRAN中实体单元编制的转子动力特性计算程序,对发动机整机进行了动力特性计算.首先对转子支承结构传递函数(动刚度)进行计算,并进一步研究其对转子动力特性的影响;分析比较基于不同单元模型计算时,盘轴耦合振动及盘轴连接处的角刚度对转子动力特性的影响,证明了基于实体单元的整机模型能够准确考虑各种振动模态.最后,在分析中发现了高阶转子弯曲振动模态与机匣振动耦合现象及其变化规律,在计算分析的基础上研究了在考虑机匣振动耦合时转子系统临界转速的确定方法.      

大展弦比柔性机翼气动特性分析

长航时无人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.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性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,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD/CSD耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.      

复合材料蜂窝夹层结构的优化设计

利用复合材料蒙皮结构的弯扭耦合效应可以改善翼面的气动弹性特性.为使这种结构的弯曲扭转耦合效应最大,采用遗传算法来优化设计这类结构,并以蜂窝结构为例进行分析.采用有限元计算软件分析目标函数,将铺层板、蜂窝夹芯的强度作为约束函数,并通过遗传算法优化与有限元计算有机的结合,开发了以有限元为基础的复杂问题的结构优化软件系统.      

考虑舵机动力学的舵系统颤振特性分析

飞行器舵面的颤振特性与舵机动态特性有很大关系.提出了2种考虑舵机复刚度颤振分析的工程分析方法,第1种方法思想是对舵面和舵机的耦合系统(下文称舵系统)模型在各种来流速度下进行状态矩阵的稳定性判断,称为时域方法;第2种方法是将舵机复刚度特性包含在频域颤振方程中,使用改进的V-g法求解该方程得到舵系统颤振特性,称为频域方法.通过对舵系统模型算例的数值计算验证了方法的可行性;发现传统的按扭转频率进行舵机刚度等效的舵面颤振工程计算方法的结果相对于该方法有较大差别.说明当舵机动力学特性较差时,在舵面颤振分析中考虑舵机复刚度特性是很有必要的.     

基于径向基函数插值的气动弹性计算方法

动网格与界面数据传递方法是气动弹性计算的主要关键技术.将径向基函数（RBF,Radial Basis Function）插值引入气动弹性计算,介绍了径向基函数的概念并给出其应用于动网格及界面数据传递的基本方法.对AGARD 445.6机翼颤振问题进行了计算流体动力学（CFD,Computational Fluid Dynamics）/计算结构动力学（CSD,Computational Structure Dynamics）耦合计算,在不同的来流速度条件下得到了振动收敛、等幅谐振及振动发散的现象,临界颤振速度及颤振频率与实验数据符合良好,验证了径向基函数插值方法用于气动弹性计算的有效性.      

考虑壁板刚度匹配的大型飞机复合材料机翼气动弹性优化设计

针对大型飞机复合材料机翼,发展了一种考虑壁板刚度匹配的气动弹性优化设计方法。基于敏度算法,以结构质量最小化为目标,以壁板刚度匹配、颤振速度、翼尖变形、设计许用值、工艺性等为约束,在严重载荷状态下设计复合材料机翼结构,研究不同壁板刚度匹配要求对于优化设计结果的影响,并与传统优化设计结果进行比较。结果表明:考虑壁板刚度匹配需要付出一定的结构质量,但对局部稳定性设计、损伤容限设计和大型复合材料壁板制造有利;壁板刚度匹配设计范围对于优化设计结果影响显著,需要根据设计和制造要求合理确定;压缩设计许用值是影响复合材料机翼气动弹性优化设计的关键约束。      

基于等效梁模型的长直机翼动力学与颤振分析

针对多自由度的复杂结构,建立简化的等效结构模型,可以快速、有效地进行结构分析.采用能量等效的方法,将多自由度、结构复杂的长直结构等效为空间梁,推导得出等效梁的刚度值和惯量值,利用有限元法得到总体刚度阵和质量阵.针对某机翼模型,得出了等效梁的刚度值和惯量值,进行了振动和颤振特性分析,并分别与有限元软件的计算结果作了对比.结果表明:该等效建模法大大降低了结构自由度,振动及颤振分析误差较小,而且其主要参数值方便修改,因此该方法可用于飞行器的初级设计或结构优化设计.     

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。      

机翼低速风洞试验颤振模型优化设计方法

对于机翼的低速风洞颤振试验模型设计中涉及学科多、难度高、工作量大、周期长等问题,把具有很好的全局和局部寻优能力且收敛速度很快的遗传/敏度混合优化算法应用于模型设计过程;详细说明了遗传/敏度混合优化算法的优化设计原理、设计过程,以及应用范围;论述了机翼颤振模型设计的基础理论和设计思路;根据实际问题的物理模型,并通过对机翼颤振模型设计原理的分析,建立了优化设计的数学模型;通过优化设计方法的实际应用,完成了设计工作,提高了设计效率,保证了设计精度,该设计方法所得到的设计结果与计算得到的设计要求之间的误差在5%以内;在此基础上建立了完整的机翼颤振模型工程优化设计方法,使该方法能够应用在模型设计的很多方面,为工程设计提供了一种有效的手段.      

高超声速翼面气动热与静气动弹性综合分析

研究了考虑热效应影响的高超声速飞行器的静气动弹性问题.建立了考虑热效应影响的高超声速飞行器从气动热计算到静气动弹性分析的快速分析方法,该方法采用分层求解思路对热气动弹性问题进行解耦,利用边界层外的无粘数值求解和边界层内的工程算法相结合的方法,计算高超声速飞行器的表面热流,获得模型的温度场,并基于该温度场计算结构热刚度矩阵.以高超声速飞行器小展弦比翼面为研究对象,计算了该模型在3种飞行状态下的温度场、热应力、热刚度和静气动弹性特性,从而验证了热静气动弹性快速分析方法的可行性和适用性.     

混合遗传算法在气动弹性多学科优化中的应用

利用遗传/敏度混合优化算法对复合材料前掠翼飞机进行气动弹性剪裁设计研究.在满足强度、位移、升力效率、副翼效率、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼复合材料蒙皮铺层的厚度为设计变量,对蒙皮进行重量最小化设计.研究表明,在飞机结构初步设计阶段单纯使用基于敏度的优化算法,很难满足设计上的要求;使用遗传/敏度混合优化算法可以取得较好的结果,该方法适用于飞机结构初步设计.还研究了偏轴角对优化重量的影响.分析结果显示,对于文中所研究的这类蒙皮使用由0°、90°和±45°纤维组成的铺层的复合材料前掠翼飞机,在满足多个约束条件的前提下,其优化重量对于偏轴角的变化相对不敏感.