计算超音速非定常气动力的一种新方法及其应用

本文提出了一种计算超音速非定常气动力的新方法,它将超音速非定常的活塞理论和定常的锥形流理论结合起来,使得被活塞理论所忽略的翼面上各点间的相互影响用锥形流理论来近似计入。文中运用该方法对十个不同平面形状的机翼进行了二十九种状态的颤振计算,并和风洞颤振实验结果作了比较。比较的结果是令人满意的。特别是和用活塞理论所做的颤振分析相比,计算精度有了明显提高。这表明本方法用于超音速颤振分析是确实可行的,它具有方法简洁,计算精度高,计算时间少,程序编制容易的优点。     

大展弦比复合材料机翼失速颤振分析

研究了大展弦比复合材料机翼在较大迎角状态下的失速颤振特性,探讨了结构几何非线性和由复合材料剪裁产生的刚度耦合效果对机翼失速颤振特性的影响.首先,将复合材料机翼建模为转角和位移均可为有限值的非线性薄壁单闭室截面Euler梁,并在综合考虑结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响的基础上,建立机翼的运动微分方程.然后,使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程,采用ONERA半经验的非定常失速气动力模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性失速颤振分析方程.最后,利用谐波平衡法求解并判定机翼颤振稳定性.通过算例,首先验证了算法的正确性,然后研究了几何非线性对失速颤振的影响,并讨论不同的复合材料铺层方式导致机翼失速特性的改变.     

叶轮机超音速非失速颤振边界研究

把叶片简化为具有对称截面、长、直、带预扭的非均匀弹性梁 ,并结合超音速状态下计算由振动引起的非定常气动载荷的气动模型 ,用哈密尔顿原理建立一组旋转状态下失调叶栅气弹稳定性方程 ;这组方程对弯曲—弯曲—扭转之间耦合严重的失调叶栅尤有意义。对一个风扇级进行的气弹稳定性分析结果表明 :失调及其幅度、阶次 ,扭心位置 ,耦合效应及其程度对叶栅气弹稳定性有明显的影响     

机翼大迎角涡破裂时气动特性计算方法的研究

本文计算了小展弦比机翼纵向和横侧气动特性,并计及涡破裂的影响。本方法以Purvis升力面理论和Polhamus吸力比拟为基础。并参照Lan方法进行大迎角特性修正。算例表明,本方法适用于小展弦比机翼气动特性的计算。     

具有随机不确定性的机翼颤振优化

针对不确定性参数在颤振优化分析中的影响,提出了一种含颤振约束的、具有随机不确定性的机翼气动弹性优化设计方法.在MSC.NASTRAN平台上建立了结构的动力学模型、采用ZAERO程序进行了非定常气动力计算与颤振分析,用响应面方法计算了隐式失效功能函数,以重量最小为设计目标,对包含颤振概率约束的复合材料机翼进行了优化设计....     

超,高超声速机翼俯仰导数的欧拉方程摄动解法

应用片条理论，将文献（１）的尖前缘任意翼型的俯仰稳定性导数的计算方法作、推广、用于计算任意平面形状的三维机翼。在各种特殊的情况下，其计算结果与现有的理论都符合得很好。在激波附体的条件下，本文的计算方法可用于计算任意迎角。任意平面形状机翼的超、高速声速俯仰稳定性导数。     

复合材料后掠翼机翼气动弹性分析

对于复合材料后掠翼机翼,扭转发散问题一般并不突出,其操纵面的操纵效率和颤振临界动压是比较关心的两个问题.文章采用 COMPASS 软件,对某复合材料后掠翼飞机进行了操纵效率分析,并重点计算了该机在不同高度下颤振速度随马赫数的变化情况,详细分析了机翼振动、颤振特性随蒙皮不同铺层比变化情况.结果表明,舵面操纵效率随着马赫数的增加而降低,飞机设计要通过设计参数调整选择合适的副翼反效动压与扭转发散动压之比,使飞行范围内的操纵效率尽可能高;同时复合材料后掠机翼的弯扭耦合效应相当突出,而复合材料剪裁可以调整0°、±45°、90°铺层比例,提高结构扭转刚度,从而提高飞机颤振速度     

大展弦比复合材料机翼的非线性颤振分析

大展弦比机翼在气动力作用下产生较大变形,颤振速度和颤振频率随之发生明显变化,线性理论难以获得比较合理的解答。综合考虑了结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响,将复合材料机翼建模为非线性薄壁单闭室截面梁,建立机翼的运动方程,并使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程。采用Theodorsen非定常气动理论构建气动模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性颤振方程,并利用v-g法判定机翼颤振稳定性。通过算例演示了一些非线性颤振的特点,讨论了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响,并与线性理论得到的结果进行对比。     

考虑机翼几何非线性的气动弹性建模与分析

大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。     

一种面向工程的气动弹性剪裁技术

以COMPASS为平台研究了蒙皮铺层主方向角对机翼气动弹性的影响,以及采用不同形式的多项式函数表示蒙皮厚度的方法,分析了设计变量的敏度计算方法,并运用优化的方法对两个复材机翼结构进行了位移、频率、发散和颤振速度约束下的剪裁设计,获得了结构响应与主方向角的变化曲线和机翼表面的厚度分布等高线.研究结果表明本方法拓宽了复材机翼的设计手段,具有广阔的应用前景.     

展向伸展速度对可变机翼颤振稳定性的影响

针对可伸展机翼,根据Timoshenko剪切梁理论建立具有展向速度的可伸展机翼在超音速气流作用下的振动控制方程,并对其进行无量纲化处理。采用Galerkin法得到机翼振动的特征方程并求得特征方程的数值解,在此基础上分析展向伸展速度对可伸展机翼的颤振临界速度的影响。同时引入罗斯-霍尔维茨判据分析机翼颤振的稳定性。计算结果发现展向伸展速度有利于提高机翼的颤振临界速度,机翼展长越小,提高效果越显著,并且机翼振动越稳定。     

薄层碳纤维斜纹布层压板二次胶接试验研究

将复合材料薄板二次胶接技术应用在小型无人机机翼主承力结构上，对于降低机翼盒段的制造成本具有重要的工程应用价值。采用碳纤维斜纹布制2 mm 薄板进行单搭接结构拉剪试验，分析3 种不同型号的胶粘剂对该薄板的适配性以及胶层厚度和层压板铺层角度对二次胶接强度的影响，并通过ABAQUS 软件进行模拟验证。结果表明：使用SY-23B 环氧结构胶，胶层厚度为0.2 mm、铺层方式为［（0/90）］8 -［（0/90）］8 的结构件，胶接性能最优，结构剪切强度可以达到18.2 MPa，满足小型无人机受力盒段的胶接强度要求，二次胶接成形的机翼受力盒段具有轻质化、低成本的优点。     

侧向随动力作用下大展弦比柔性机翼的稳定性

 随动力能够诱发弹性结构发生颤振失稳。以侧向随动力和集中质量分别模拟发动机推力和外挂质量,考虑机翼垂直弯曲-扭转刚度比、集中质量大小、侧向随动力和集中质量的位置以及机翼后掠角和上反角的影响,研究了受侧向随动力作用的大展弦比柔性机翼的气动弹性稳定性。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了几何精确完全本征运动梁模型和ONERA动失速非定常气动力模型,该模型考虑了几何非线性、动失速和材料各向异性。模拟结果表明,侧向随动力对机翼颤振可以具有稳定作用,其具体表现依赖于若干变参数的影响,如：减小机翼垂直弯曲-扭转刚度比;发动机吊舱靠近翼根布置;使发动机推力作用点在法向上与机翼弹性轴靠近;单纯的集中质量避免布置在柔性机翼中部,且布置在机翼弹性轴之前或下方,这些设计或布置均有利于提高带发动机吊舱/有效载荷外挂的柔性机翼的气动弹性稳定性。     

超声速细长飞行器前置小翼展开过程的非定常特性

针对大长细比飞行器外形超声速大迎角条件下前置小翼展开过程引起的非定常问题,应用结构动网格技术和基于脱体涡模拟（DES）的非定常数值模拟技术进行了研究,获得了详细的小翼展开过程流场结构非定常变化特性,并分析了小翼展开引起的法向力、纵向压心系数等气动特性随展开角度的变化规律。研究结果表明：超声速大迎角条件下前置小翼展开过程对小翼附近区域以及尾舵区域产生了强烈的干扰影响。小翼完全展开后,压心前移4.1%,降低了飞行器静稳定性,法向力系数增加15.6%,提高了气动过载,对飞行器机动性能均产生有利影响。     

典型复合材料机翼铺层设计分析

利用DASCM程序完成带整体油箱复合材料机翼铺层设计的优选方法、原理和算例。采用了灵敏度分析和导数均匀化两种方法进行复合材料铺层优选设计。优选设计后的复合材料机翼重量仅比金属机翼增重0.84kg,而颤振速度却提高22.6％,满足了设计要求,而且大大加快了设计速度。     

非定常超音速侧滑机翼的升力、力矩系数及动导数的数值计算

 本文利用分布在机翼平面上的非定常超音速点源的特征线网格法给出非定常超音速侧滑机翼的数值解。本文给出侧滑机翼作沉浮、俯仰、滚转谐振时的振型以及计算升力、力矩和动导数（包括交叉导数）的计算方法。按本文用非定常理论数值解对典型的无侧滑机翼计算出的动导数与常用的按准定常理论解析公式计算结果进行比较和鉴定,结果表明本文方法是令人满意的。     

大展弦比复合材料机翼结构建模与气动弹性分析

建立了具有任意截面形状的大展弦比复合材料翼的结构模型。研究了机翼的两种铺设方式：即周向均匀刚度配置（CUS）和周向反对称刚度配置（CAS）。对于复合箱梁情形,目前的结构建模方法正确性通过ANSYS有限单元软件得到了验证。为了研究具有NACA0012翼型的大展弦比复合材料机翼的气动弹性问题,利用线性ONERA空气动力模型来描述小攻角情形下的非定常空气动力载荷。最后,利用U—g法预示了机翼在各种复合层铺设角度下的颤振速度。     

超音速、小高超音速三元薄翼非定常二次理论的准确度及其适用范围

 本文处理了超音速三元薄翼非定常问题,通过PLK法使二次解均匀有效。首先考虑零攻角或初始攻角时,已知基本定常绕流叠加高-量级的非定常小扰动流,把它线性化。本方法从健全的基本方程出发,使用高马赫数近似,将非定常二次方程化简,其形式与定常二次方程类似,因而有可能利用定常二次理论的方法求解。特解是求解的关键。鉴于精确特解的复杂性,本报告采用了一种近似特解。 本方法适于一般超音速和完全高超音速之间的马赫数区域（约3～8）,折合频率可达至1左右。可较精确地估计厚度,初始攻角对非定常气动力,力矩的影响。 目前据我们所知,还没有有关实验数据,只能和一些理论结果进行比较。为此对低频有初始攻角的超音速前缘平板三角翼进行了计算,在马赫数3～8,与D.D.Liu^[6]比较吻合。计算结果表明,三元薄翼二次理论可用到高超音速相似参数Mδ=1.0。     

有侧壁干扰的机翼半模型风洞实验的N-S方程数值模拟

应用三维可压、雷诺平均Navier-Stokes方程数值模拟了机翼半模实验风洞侧壁干扰和三维机翼半模与安装侧壁结合部流场。计算采用中心有限体积多步Runge-Kutta时间步长格式,将Baldwin-Lomax两层代数紊流模型扩展应用于三维拐角区流动。用本文方法计算了3个算例 ,并与国外的有关实验数据进行比较,计算和实验吻合良好。     

Robust fault-tolerant control for wing flutter under actuator failure

Many control laws, such as optimal controller and classical controller, have seen their applications to suppressing the aeroelastic vibrations of the aeroelastic system. However, those control laws may not work effectively if the aeroelastic system involves actuator faults. In the current study for wing flutter of reentry vehicle, the effect of actuator faults on wing flutter system is rarely considered and few of the fault-tolerant control problems are taken into account. In this paper, we use the radial basis function neural network and the finite-time H_∞ adaptive fault-tolerant control technique to deal with the flutter problem of wings, which is affected by actuator faults, actuator saturation, parameter uncertainties and external disturbances. The theory of this article includes the modeling of wing flutter and fault-tolerant controller design. The stability of the finite-time adaptive fault-tolerant controller is theoretically proved. Simulation results indicate that the designed fault-tolerant flutter controller can effectively deal with the faults in the flutter system and can promptly suppress the wing flutter as well.