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。     

大展弦比机翼非线性颤振分析与优化

<正>气动弹性问题一直以来都困扰着飞行器设计人员,现代飞机远没有摆脱气动弹性问题所带来的困扰,国内外研究结果表明,气动弹性优化设计能有效的改善机翼的气动弹性性能,进而提高飞机的整体性能,已成为现代飞机设计过程中必不可少的环节之一。随着先进的复合材料在飞机上得到广泛的应用,针对复合材料机翼的优化研究,得到了越来越多学者的关注。合理的优化可提高飞机发散速度甚至消除发散现象。在复合材料机翼的优化设计     

空气动力二阶核函数辨识方法

采用截断三阶Volterra级数模型来研究空气动力二阶核函数的辨识问题,选取一簇正交化的切比雪夫多项式对二阶核函数进行参数化处理,并将非参数辨识问题转化成参数辨识问题。相比于其他方法,本文模型能有效降低对激励信号幅值的敏感程度,保证辨识出的核函数具有较好的保真度;只针对三阶Volterra降阶模型中的一阶、二阶核函数进行辨识,即可提升原系统一阶、二阶核函数的辨识精度,却不会显著增加辨识过程的工作量;参数化辨识方法属于整体性辨识,根据已有的部分数据对(输入、输出数据)就能完成系统辨识,且能达到较好的辨识精度,从而有效地减少了执行计算流体力学(CFD)代码程序的总次数,节约了大量的时间成本。算例表明,与目前流行的非参数化方法相比,本文提出的切比雪夫函数辨识方法,精度上达到预期要求,辨识过程消耗的CFD总时间量至少可降低一个数量级。     

间隙非线性结构气弹响应分析程序的DMAP开发

对大型工程结构,目前MSC/NASTRAN提供了线性颤振、线性气弹的计算功能,但无法进行非线性结构的气弹响应分析。本文采用Roger有理函数拟合法,从简谐运动情况下NASTRAN求得的若干折减频率下的非定常气动力系数矩阵,导出任意运动情况下的非定常气动力近似表达式,并将该气动模型引入到非线性运动方程中,利用DM AP语言在NASTRAN非线性瞬态响应分析程序中加入相关气动力模块,实现了大型有限元机翼结构的非线性气弹响应分析。文中给出了算例,结果验证了该法分析间隙非线性结构气弹响应的有效性。     

飞行高度摄动的鲁棒颤振计算方法

提出了一种以飞行高度作为摄动变量,利用结构奇异值理论来进行鲁棒颤振计算的方法。将标准大气模型中的高度与大气密度,高度与声速的关系拟合成为多项式表示的函数关系,从而将动压和飞行速度表示成飞行高度的函数,使得系统以飞行高度为惟一的摄动变量。然后利用线性分式变换考虑了广义刚度和广义阻尼的不确定性,建立整个系统完整的状态空间模型,使用结构奇异值理论计算颤振裕度。该方法适用于固定马赫数的飞行颤振试验和飞行包线扩展。     

前行桨叶概念旋翼动力学分析方法

根据前行桨叶概念(ABC)旋翼配平方程中未知量多于方程数的特点,提出了一种基于优化的配平问题求解方法。进而结合计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)松耦合策略,建立了ABC旋翼动力学分析方法。CFD分析中以非定常Euler/Navier-Stokes方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型采用非线性中等变形梁理论建立。以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了仿真分析,计算结果与飞行试验值吻合良好。仿真结果表明,该旋翼动力学分析方法具有很好的分析精度和收敛性,可广泛应用于ABC旋翼动力学分析。     

基于Hammerstein模型的非线性气动弹性系统辨识

在非线性气动弹性系统的辨识中,Hammerstein模型常用来辨识系统的非线性部分,而假设其线性部分是已知的。本文以累积相干函数为准则,有效地选择非线性部分的基函数,减少辨识参数的数目;利用条件逆谱法得到系统线性部分的极点,并构造相应的正交基函数;基于Hammerstein模型,建立该非线性系统的参数化模型;用非迭代方法求解模型参数;从而提出了能够同时辨识系统线性和非线性部分的非迭代辨识算法。以俯仰方向含刚度五次非线性的二元翼段为例,验证了该辨识方法的有效性。     

考虑气动不确定性的气动弹性系统模型确认

研究了机翼气动弹性系统的不确定性建模及其模型确认问题。结构的不确定性考虑为参数形式,气动力的不确定性分为未建模动力学和参数不确定性两种形式进行讨论。建立不确定气动弹性系统的线性分式变换（LFT）模型,给出了频域的模型有效性检验方法,对有效模型集进行参数化并将不确定性幅值最小的模型集求解归结为优化问题。在建模中计入了实际存在的、未知但能量有界的外扰和噪声的影响,降低了结果的保守性。最后,根据模型确认的结果,使用结构奇异值μ 分析方法进行不确定系统的鲁棒颤振分析。仿真计算结果表明了模型确认方法的有效性。     

偏航机动飞行时的壁板颤振问题及优化设计

研究了气流偏角变化条件下,复合材料壁板颤振分析及其优化设计问题。采用考虑气流偏角影响的一阶活塞理论和Von\|Karman大变形理论建立了复合材料壁板颤振方程。通过模拟退火优化方法,对不同气流偏角下的壁板颤振速度进行了计算。以偏航壁板颤振速度为目标函数进行了壁板结构的优化设计。分析结果表明：采用所提出的偏航壁板颤振速度,能更好地分析复合材料壁板在机动飞行时的稳定性;通过铺层方式优化设计,能明显提高偏航壁板颤振速度,并较好地解决现有壁板颤振优化设计带来的最优铺层方式的选择问题。给出的算例验证了方法的有效性。
     

不同流动状态下舵面气动热弹性分析

颤振分析是高超声速飞行器设计中的关键技术之一。本文通过Fluent和ANSYS分别求解流场和结构场，研究了舵面模型在不同流动状态下的颤振问题。结果表明，对于本文模型，气动热使结构模态频率下降和产生热应变；在湍流下，舵面的颤振速度区间相比常温下降26.9%，在层流下，也有13.4%的下降；在相同马赫数不同动压下，动压较低时的舵面颤振位移响应趋于收敛。以上结果可为双楔形翼在高超声速飞行器中的应用提供参考。