飞行器刚体运动与气动弹性相互作用问题研究

通过联立求解空气动力学基本方程、飞行动力学运动方程和弹性结构振动方程,在时间域内模拟和分析了大展弦比飞机纵向动力学稳定性问题。结合动网格技术,气动力计算采用基于欧拉方程的计算流体力学方法,结构变形和飞行姿态位置变化统一为模态表示方法,通过松耦合将飞行器姿态稳定性和结构变形稳定性施行了模拟。以某大展弦比机翼飞机为算例,研究了其刚体运动和机翼的弹性振动的相互影响。结果表明：对于具有大展弦比机翼的飞机,其机翼的低阶弹性模态易与飞机飞行中本身的刚体模态发生耦合,从而导致飞机机翼的气动弹性发散以及飞机本身刚体运动稳定性的改变。对于这类飞机,在其气动弹性和飞行稳定性的分析和设计中必须充分考虑到两种运动的相互影响。     

机翼跨声速抖振研究进展

跨声速飞行中,激波附面层干扰会引起激波周期性自激振荡,这种现象称之为跨声速抖振。跨声速抖振引起的脉动载荷有可能造成结构疲劳甚至引发飞行事故,该问题一直是航空领域的研究难点。本文从风洞试验和数值模拟两个方面总结了跨声速抖振研究的主要方法,重点综述了近几年在跨声速抖振机理研究方面以及结构运动对抖振响应特性的影响方面取得的新进展,简要总结了跨声速抖振的被动控制及主动控制方法。在此基础上,提出了跨声速抖振后续研究的重点方向:抖振机理的进一步探究,结构弹性特征对抖振特性的影响以及闭环主动控制等。     

飞行器阵风响应的CFD-6DOF仿真分析

飞行器在大气中飞行,不可避免地受到阵风的影响。阵风所附加的气动载荷引发飞行器飞行状态的改变,过大幅值的阵风影响飞行的性能与安全。针对这种状况,首先采用改进的Lamb-Ossen涡模型,建立尾涡形式的阵风场;然后采用基于CFD技术的非定常N-S方程求解,并在计算网格中引入"网格速度"来模拟阵风,对SWIM(Subsonic Wall Interference Model)尾涡中的定常气动特性进行验证;最后通过CFD-6DOF的耦合,对SWIM俯冲穿越尾涡场的飞行轨迹进行研究。结果表明:计算结果与实验值符合较好;SWIM在尾涡中飞行时出现抖动、下沉、改变飞行状态、剧烈翻转的现象,与实际飞行器进入尾涡中的轨迹特性类似。     

大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响

采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响.研究结果表明:在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利.此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义.     

典型标模音爆的数值预测与分析

精确预测音爆对超声速民机的研制具有重要意义。主流的音爆强度预测方法分为两步,首先通过风洞试验或CFD方法得到近场音爆过压（Over-pressure）分布,再运用修正线化理论或非线性声学理论将近场过压传播至地面,最终获得地面音爆的声压信号。本文运用典型标模对当前音爆数值预测方法的精度进行了验证和确认。在近场音爆过压分布的数值预测方面,分别考察了超声速尖点构型前缘修形尺度、不同空间离散格式和无黏/有黏流动控制方程求解对近场过压计算结果的影响。远场音爆预测方面,以LM1021全机构型近场过压分布为输入,使用基于波形参数法的远场传播工具分别考察了不同离散格式和有/无黏性计算的近场过压分布差异对地面音爆结果的影响。算例结果表明,尖点构型近场音爆预测中进行几何修形是十分必要的,使用相对合理的过渡球半径可以保证近场音爆预测精度,过大的修形尺度会对激波形状、激波和膨胀波的峰值均产生较明显的影响;就近场波形而言,熵相容格式计算得到的结果与试验测量值吻合最好,但不同离散格式导致的近场预测波形差异对传播到远场的波形关键指标（主要是最大过压和上升时间）的影响很小;是否计入黏性对近场波形结果尽管仅有小幅的影响,但将近场信号传播到远场得到地面波形时,这些细微差异会在远场波形的音爆评价关键指标上表现出明显的区别。     

基于DMD方法的翼型大迎角失速流动稳定性研究

基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟,采用动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明:DMD方法准确地提取了翼型大迎角流动中的主频和高阶倍频及对应的流场模态结构;与FFT分析结果相比,频率最大差异小于0.16%;且发现两者提取的频率在流动中的主导作用顺序也一致。通过特征值对相应的模态进行稳定性分析,所有模态的放大率均非常小,所有模态处于弱发散、弱收敛或稳定极限环状态。DMD提取的一阶模态主要表现为分离涡演化过程中最主要的静止分离涡结构,前三阶低频对应的模态涡结构与流动中以此频率进行演化的涡结构比较一致,更高阶的倍频主要表现为尾涡和尾迹区的涡结构。且发现不同模态系数之间存在相位差,说明分离涡流动中不同频率对应的涡结构运动不同步。     

一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法

运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力，在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合，并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例，计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响，同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合，表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析，在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。     

高超声速进气道气动弹性的影响研究

为了研究气动弹性对高超声速进气道性能的影响,基于模态方法对不同厚度的二维进气道薄壁结构进行气动弹性分析。首先,对DLR中GK01二维进气道实验模型进行数值模拟,计算结果与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。以此模型为研究对象,在时域内,对不同厚度的二维进气道薄壁结构进行气动弹性分析,其中二维进气道的模态数据从三维模态数据中提取。计算结果表明:(1)随薄壁结构厚度的增加,进气道的气动弹性特性由发散变为收敛,由于结构的固有频率比较接近,广义位移随时间的变化历程表现出"拍"效应;(2)即使是较小幅度的振动,也会对进气道性能产生较明显的影响,对于本文模型,其流量系数、总压恢复系数和压升比的最大变化幅度分别达到14.34%,25.07%和110.37%。因此,设计进气道结构时,应考虑气动弹性的影响。     

大攻角非线性问题的局部线化方法

 本文引用局部线化的概念,提出一种数值计算方法,用以研究小展弦比、大攻角带前缘或侧缘分离流机翼的双重非线性问题,即基本方程的非线性（包含了速势方程的所有二阶非线性项）和边界条件的非线性（离体涡位置不能预先给定）。该方法适用于亚临界下的所有Mach数,计算简单,工作量小。通过算例计算表明,该方法计算结果与实验值是一致的。     

充气结构机翼的设计和试验研究

为了减少无人机的结构重量,提高雷达隐身能力,充气结构机翼无人机是一种很有发展潜力的飞行器。首先讨论了一种充气机翼的设计方案与加工方法及对应的性能实验,其次着重介绍了充气机翼的翼型生成方法,最后通过实验与试飞论证了充气机翼在飞行中的可行性。