双尾撑布局弹性飞机配平诱导阻力分析与优化

基于能量方法推导了弹性飞机静气弹配平方程,提出了用定常涡格法结合Trefftz平面理论与阻力计算经验公式来求解弹性飞机定直平飞配平状态诱导阻力与配平阻力的分析思路,建立了通过机翼几何扭转角优化配置减小全机诱导阻力的分析方法.以某双尾撑无人机为例进行研究,分析发现尾撑纵向弯曲刚度对该布局飞机的全机诱导阻力、升降舵配平舵偏型阻及全机阻力等参数有重要影响.优化分析结果表明:通过机翼扭转角的合理优化,可使全机展向升力分布形式更接近于椭圆分布,进而有效减小全机诱导阻力,且对其他阻力分量也有一定的减缓效果.     

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.      

机翼的气动伺服弹性设计优化研究

以气动伺服弹性特性为约束和目标,对一个大展弦比机翼进行了结构/控制设计优化。该机翼具有双梁式结构和一个用于阵风响应减缓的主动控制面。在气动伺服弹性分析模型的基础上,建立了优化问题的数学描述。选取结构刚度和控制器参数为设计变量,以发散、无控和有控情况的颤振为约束条件,以结构重量和阵风响应组合性能为目标函数。采用遗传算法进行优化,得到的最优设计结果与原基准模型相比,机翼在满足气动弹性稳定的约束条件下,结构重量有所减轻,且阵风响应显著地减缓。     

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.      

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.      

应用气动力修正技术的静气动 弹性发散计算

将气动力修正技术应用于静气动弹性发散计算与分析中.根据三维翼面定常气动压力分布数据,获取压力修正因子以及下洗修正因子,对基于平面偶极子格网法的定常气动力影响系数矩阵进行压力修正和下洗修正,并采用模态法对某翼面进行静气动弹性发散的计算.结果表明:由于三维翼面定常气动压力分布的气动力中心与偶极子格网法的气动力中心相比更靠近前缘,因此压力修正和下洗修正后的翼面发散速度较修正前均有所降低.      

开裂角对阻力方向舵颤振特性的影响

对于无垂尾飞翼式布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的偏航控制装置。偏航控制时,舵面大角度偏转,引起气流分离、涡等复杂流场运动,非定常气动力复杂。计算气动弹性学科提出流固耦合求解方法,以期用于阻力方向舵气动弹性问题的求解。本文采用基于CFD技术的流固耦合方法求解阻力方向舵二维气动弹性问题,计算结果表明,随着开裂角的增大,阻力方向舵的颤振速度增加。对阻力方向舵气动特性进行了计算分析,结果表明阻力方向舵开裂,舵面背风区形成死水区,舵面非定常气动力影响系数减小,阻力方向舵开裂角越大,其颤振速度越大。     

一种新的气动伺服弹性失稳模式的机理分析

某超声速导弹在飞行试验中发生了气动伺服弹性失稳导致的结构解体,通过对飞行试验数据的分析发现,气动伺服弹性失稳的振动频率高于弹体一阶弯曲模态频率,对导弹进行气动伺服弹性稳定性频域分析,并未发现该频率段发生气动伺服弹性失稳。针对该问题,建立了一种可以考虑数字式飞控系统采样过程影响的气动伺服弹性稳定性仿真分析方法,并对该导弹进行了建模分析,数值结果复现了该导弹的失稳现象。讨论了这一新型失稳现象发生的原因,包括连续结构滤波器离散化带来的移频现象和频率混叠问题。给出了对应的改进措施和相关的结论。      

面向扑翼翼面运动参数的优化设计

扑翼机的飞行依赖于扑翼翼面的运动,经过优化的运动策略能够使特定翼面发挥最佳的气动性能。然而目前扑翼机设计中缺乏有效的运动参数优化方法,无法针对给定机翼确定一组最优运动参数。采用非定常涡格法（UVLM）计算扑翼气动力,与现有的实验数据进行对比,验证了气动力计算方法的准确性。基于DIRECT（矩形分割）全局优化算法,以最大化推进效率为特定优化目标,对扑翼运动参数进行了迭代优化。结果表明,通过该优化算法能够得到最优扑翼运动参数,有效提高特定气动性能;应用优化算法计算得到的平均推力与基准运动的平均推力相比,在数值上有1.04倍的提高。在设计过程中,降低气动力约束有利于扑翼运动优化,使给定扑翼翼面具有更大的推进效率,无气动力约束的最大推进效率与基准运动的推进效率相比提高了46.8%。      

考虑结构动力学与颤振约束的颤振缩比模型优化设计

由于颤振缩比模型与原模型在承力结构上存在差异,当二者的结构动力学特性相似时,气动弹性可能并不等效.针对该问题,提出了同时考虑结构动力学约束和颇振约束的颤振缩比模型优化设计方法,建立了利用遗传/敏度混合优化算法求解此问题的流程,研究了优化问题中目标函数和约束条件的选取方式,并以机翼颤振缩比模型为算例对方法的有效性进行了验...