基于流固耦合的激波/边界层干扰作用下壁板颤振特性

为了解激波/边界层干扰作用下壁板气动弹性及其对流动分离的影响，采用自主开发的双向流固耦合求解器，对不同激波冲击位置下壁板的振动响应和流动特性进行了数值模拟研究。壁板几何非线性运动方程采用有限差分法求解，基于有限体积法求解Navier-Stokes方程组，对流通量采用MUSCL和AUSMPW+格式离散，双向流固耦合采用交错迭代算法。研究结果表明：激波/边界层干扰作用下壁板振动位移先增大后减小，经若干振荡周期后达到稳定颤振状态，呈现二阶振动模态，壁板变形相对于激波冲击位置呈现非对称性，壁板前部分的振幅始终小于壁板后部分；激波冲击位置可显著改变壁板的颤振振幅、频率及分离区长度，当激波冲击位置靠近壁板两端时，壁板振动最终收敛达到静稳定状态；壁板振动响应与流场特征不随激波冲击位置的改变而单调变化，对于激波冲击位置x/a=0.35工况，壁板颤振可有效抑制激波/边界层干扰流动分离。     

变势能阱双稳态气动弹性能量收集的性能增强研究

提出一种新型的磁耦合变势能阱双稳态压电颤振能量收集器，设计了外部磁场作用下颤振能量收集系统的双稳态构型，并利用弹性支撑的外部磁铁的运动实现了变势能阱技术，解释了变势能阱双稳态对颤振能量收集系统的性能增强机理。建立了磁力-压电-气动弹性耦合的颤振能量收集系统的动力学分析模型，根据非线性磁偶极模型以及平衡点稳定性理论，讨论了系统出现双稳态构型的参数条件。对磁耦合双稳态颤振能量收集系统的动态特性进行了数值仿真研究，结果显示，双稳态构型能够使无磁力颤振能量收集系统的超临界颤振行为转变为亚临界颤振，发生极限环振动的风速能够降低50%以上，拓宽了能量收集器的有效工作风速范围，并分析了磁铁间距、磁偶极矩对能量收集性能的影响规律。采用弹性支撑的外部磁铁的运动来自适应调节内外部磁铁之间的距离，达到变势能阱的目的，有效地降低了双稳态的势能阱深度，使系统更容易发生双稳态势能阱间的跃迁运动，从而在双稳态的设计基础上，实现了能量收集工作风速范围和输出电功率的同步提升，为低风速下的能量收集提供了一种有效的设计途径。     

吸气式高超声速飞行器热气动弹性研究进展

吸气式高超声速飞行器是当前航空航天领域研究的热点，该类飞行器通常使用超燃冲压发动机作为推进系统，并采用一体化设计方案，带来了一系列的气动弹性问题。首先阐述了吸气式高超声速飞行器机体/发动机一体化建模研究进展；随后介绍了热气动弹性/推进耦合、控制系统耦合以及不确定性分析等方面的热气动弹性动力学研究进展，并对相关热气动弹性试验研究进行了分析；最后对吸气式高超声速飞行器的热气动弹性问题提出了若干研究建议。      

全模颤振风洞试验三索悬挂系统多体动力学分析

全模颤振风洞试验需要通过软支撑系统模拟飞行器的自由飞行状态并调整模型姿态达到配平状态。参考NASA双索悬挂方案，提出了一种两电机驱动的三索悬挂系统，利用后方两索的同向/反向联动实现模型俯仰和滚转姿态的调整，利用弹簧刚度以及钢绳张力设计实现支撑频率要求。基于柔性多体动力学方法，建立了包括飞行器刚体模型、柔性索、滑轮、弹簧、气动力模型、伺服电机控制在内的复杂系统动力学模型，其中，利用任意拉格朗日-欧拉（ALE）变长度索单元描述钢绳，利用不约束物质坐标的索结点约束描述钢绳与滑轮相互作用，利用索结点物质输运速度约束描述伺服电机绞盘，利用飞行力学的气动力模型描述吹风下的气动力。基于该模型，通过小扰动响应辨识研究了弹簧刚度、钢绳张力、连接点位置等因素对支撑频率的影响规律，并分析了系统姿态调整能力，俯仰调整范围达到-12.5°~12.5°，滚转调整范围达到-45°~45°。采用滑轮处电位计测量的钢绳相对位移作为反馈信号，基于设计的控制律利用多体动力学求解器与Simulink对风洞吹风下的姿态调整过程进行仿真，模型达到配平状态，获得了吹风下的索拉力和伺服电机功率，为系统设计提供基础。     

轴向间距对转子叶片颤振特性的影响机理

使用自行开发的非定常流固耦合数值模拟程序，研究了上游叶排影响转子叶片颤振特性的机理，采用影响系数法分析轴向间距影响转子气动弹性稳定性的规律。结果表明：在协调叶栅中，叶片吸力面相邻的叶片振动对转子叶片气动阻尼的大小起决定性作用，其影响甚至超过振动叶片本身的影响；多排环境中，导叶（IGV）对转子叶片气动阻尼最小值的影响最大，并使其对应的节径增大；相邻叶片振动引起的通道变化抑制了导叶对非定常压力波的反射作用；随着轴向间距的减小，导叶对非定常压力波的反射作用减弱了非定常压力波的周向衰减，从而增大了叶片振动的非定常影响范围；在多排环境中使用影响系数法需要测量更多的叶片才能得到较为准确的气动阻尼。     

弹性载荷设计中插值方法的研究

通过对考虑静气动弹性影响的载荷设计中多种插值方法的研究与比较,对适用于三维情况下的气动和结构模型之间耦合计算时的载荷传递和位移插值方法进行原理分析和优劣比较,最终确定了曲面样条函数和形函数面积坐标加权两种数据传递方法,分别对其进行了公式推导与编程实现,并利用已有的算例模型计算得出的各项气动力数据调用程序进行插值计算,最后将插值前后的结果进行对比来验证程序的合理性。     

直升机的气动弹性问题

直升机的气动弹性问题与固定翼飞机不同,不仅要考虑单片桨叶,更要将旋翼视为一个整体,考虑其动态入流、尾迹影响以及旋翼与机身之间的相互耦合等。就单片桨叶而言,在结构动力学上,需要考虑离心力场、几何非线性以及桨叶的非线性挥舞-摆振-扭转耦合;在气动力上,需要考虑动态入流以及桨尖处可能的失速效应,本质上属于非线性气动弹性力学范畴。由于旋翼气动力通常是以周期形式通过旋翼轴传给机身,并引起机身振动,而机身运动又通过改变桨叶根部形态反过来影响旋翼的气动弹性特性,这种旋翼/机身耦合问题,也是近年来直升机气动弹性问题研究中的重要方向和热点之一。此外,随着旋翼流场数值分析方法的日趋成熟,采用动态重叠网格或滑移网格方法来实现桨叶运动,并通过动网格技术来实现桨叶的弹性变形,从而实现弹性旋翼流场的数值模拟,目前正呈现出勃勃生机,成为直升机气动弹性研究的又一重要方向和热点。随着各种新构型直升机的相继出现,如倾转旋翼机、前行桨叶概念旋翼(ABC)直升机和复合式直升机等,也带来了新的气动弹性问题。不断发现问题、解决问题,推动本学科持续发展,永远是气动弹性工作者终身奋斗的目标。     

基于CFD/CSD耦合的叶轮机叶片失速颤振计算

为了研究叶轮机叶片的失速颤振特性,发展了一种计算流体力学与计算结构力学(CFD/CSD)时域耦合方法。该方法通过每一物理时刻CFD和CSD的循环迭代实现了耦合计算。在CFD分析中,采用鲁棒性较好的空间离散格式AUSM+-UP,并基于延迟脱体涡模型(DDES)模拟了带分离流动。在结构分析中,通过模态法构建了旋转叶片动力学方程并运用杂交多步方法进行求解。以孤立转子Rotor37为例,计算了不同工况下流场总体与细节参数,与实验结果的对比验证了CFD算法的精度。对某转子叶片进行了颤振特性研究,计算所得的广义位移时间响应曲线表明该叶片在近失速工况下会发生失速颤振,其表现形式为一阶弯曲模态发散且各阶模态之间不耦合。分析表明,流场不稳定和非定常效应是引起失速颤振的关键因素,同时折合频率的降低也会导致原本气动弹性稳定的叶片发生失速颤振。     

高速颤振模型设计中颤振主要模态的判断

颤振模型设计时难以实现完全的动力学相似,需要对颤振主要模态进行合理选择。采用数值分析方法,对颤振模型设计时主要模态的选取问题进行研究。通过各阶模态振型下气动刚度系数的比较、指定运动形式下广义非定常气动力的计算和不同模态截断下颤振结果的收敛特性分析,研究了颤振分析时不同模态运动之间的相互影响,对模态运动引起的气动力和颤振特性变化进行评估。以高超翼面模型为研究对象的数值算例结果表明,几种分析方法所判断的颤振主要模态基本一致。其中基于振型的广义气动刚度系数参数,避免了非定常气动力的计算,可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。     

气动伺服弹性研究的进展与挑战

飞机、导弹等飞行器的气动伺服弹性(ASE)问题源于空气动力、结构弹性以及控制系统之间的复杂耦合。随着飞行器朝着结构更轻、速度更快、性能更好的目标发展,该问题日益突出,直接影响飞行安全与性能。经过六十余年的研究,国内外在ASE分析、综合与试验方面取得了卓有成效的进展。近十余年来,若干新问题因非常规构型飞行器设计的发展而暴露出来,对ASE研究施加巨大挑战,值得重点分析。鉴于此,讨论了ASE分析中的刚弹耦合、非线性、推力矢量以及系统辨识等问题,对ASE综合中的阵风减缓、颤振主动控制和ASE优化问题加以阐述,强调了ASE试验中需要重视的技术,简要介绍了近十余年国外代表性的ASE试验项目案例,指出了一些ASE研究的新动向,并对国内的ASE研究给出了建议。