大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

舰载直升机旋翼/机体耦合动力学稳定性

建立了舰载直升机和舰船运动耦合动力学模型,考虑了舰载直升机起落架非线性和非对称的特点,并将舰船振动自由度与旋翼/机体系统相结合分析了直升机系统耦合动力学稳定性.舰载直升机采用无轴承旋翼,用中等变形梁理论建立桨叶、柔性梁和扭矩套的有限元模型,考虑桨叶多路传力特点和桨叶根部的摆振销与变距拉杆的约束.起落架包括液压作动器和橡胶轮胎,起落架系统具有非线性特点,在不同载荷下其刚度和阻尼都不同.采用所建立的动力学模型分析了舰载直升机的"舰面共振"动力学特性,首先通过算例中的无轴承旋翼直升机"地面共振"频率与阻尼曲线验证了旋翼机体耦合模型的正确性.其次发现舰船在横摇振动情况下,旋翼/机体耦合系统的旋翼不稳定转速区域会提前出现,如果鱼叉系留则会推迟不稳定转速,并且增加系统的阻尼.     

复合材料薄壁梁限制扭转特性分析

基于Vlasov理论,本文建立了任意形状闭室复合材料薄壁梁限制扭转力学分析的分层翘曲模型.文中考虑了剪切和翘曲的影响,并分析了材料和铺层对翘曲位移与应力的影响,建立了相应的升阶谱元法,算例表明,复合材料薄壁梁各分层的翘曲位移及应力相差较大.     

复合材料薄壁梁几何非线性分析

根据复合材料薄壁梁变形的特点,假设截面有面外翘曲,应变沿薄壁厚度方向 呈二次曲线形式变化,采用9节点平面单元模拟复杂薄壁截面,用27节点体单元模拟面外翘 曲变形.在Hamilton原理基础上,采用非线性有限元理论,用T.L.法,将位移等状态量写成 增量形式后,推导出了任意复杂截面薄壁复合材料梁计入剪切翘曲大变形分析的几何刚度矩 阵,建立了一个新的任意复合材料薄壁截面梁几何非线性分析模型,并进行了算例验证.算 例表明,建立的模型正确,能够进行复合材料薄壁梁几何非线性分析;截面翘曲对复合 材料梁的变形影响明显;与相关文献做比较,说明了模型的优越性.      

湿热问题全复合材料夹层板面芯分层屈曲研究

根据含面芯分层损伤的均衡复合材料夹层板在面内载荷作用下的变形特点,建立了一个基于分析椭圆分层局部屈曲变形的二维模型,考虑了分层边界附近未脱胶芯子对分层子板的影响,利用复合材料层板湿热本构关系式和瑞利-里兹法对面芯分层的屈曲进行具体的研究,分析了不同材料面板,不同铺层以及各种湿热情况对临界屈曲载荷的影响.结果表明,湿热情况便夹层结构刚度和强度下降.     

二维织物增强层合板高速冲击后拉伸性能模拟

针对目前国内直升机结构上常用的两种二维织物增强复合材料层合板进行了高速冲击后的拉伸性能分析.根据层合板高速冲击的损伤,在大型商用有限元软件的基础上利用逐渐损伤累积方法建立了损伤后层合板的拉伸损伤扩展与破坏的有限元分析模型,并将其计算结果与经验公式进行了对比.结果表明,该模型结果与经验公式结果吻合,且能直观给出各铺层的损伤扩展过程和机理,对于分析受高速冲击后二维织物增强复合材料层合板的损伤容限性能有重要参考价值.      

悬停状态下小型共轴直升机操纵响应特性分析

从在研共轴双旋翼直升机的工程实际出发,建立了悬停状态下旋翼非定常气动特性的计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;引入干扰因子到动态入流模型,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解.通过计算分析,得到了悬停状态,总距突增时上下旋翼升力和扭矩的动态响应特性,并分析比较了半差动和全差动航向控制方式的操纵响应差别,为共轴式直升机机动特性的研究作了必要的准备.      

基于CFD/CSD松耦合的直升机配平分析方法

针对直升机配平问题,基于CFD/CSD松耦合策略建立了计入旋翼气弹效应的配平分析方法。旋翼桨叶CSD求解器与旋翼CFD求解器以桨叶弹性轴和变距轴线为媒介,通过线性插值方法交换气动载荷和响应数据。CFD模块和CSD模块在时域内推进,旋翼每旋转一圈交互一次数据,以CFD模块计算的气动力来修正配平计算中气弹分析的气动力输入,直到配平量和CFD气动力在迭代过程中不再变化,即得到耦合配平解。以SA349/2“小羚羊”直升机小速度前飞状态为算例,计算表明所提方法收敛迅速、稳定性良好,计算结果与飞行实测值的对比分析验证了方法的有效性,对桨叶气动力曲线及桨涡干扰等现象具有很好的捕捉能力。      

复合材料弹翼结构热力力学分析

对复合材料的弹翼结构进行热效应分析，利用超音速热空气动力学理论，对六角形翼形进行了气动加热计算，用一维有限元模型对弹翼结构进行了非线性，瞬态温度场计算，其中考虑了材料热传导系数随温度变化的相关性，以及气动加热系数与辐射边界条件的非线性；利用温度场结果，采用高阶有限板元模型对弹翼的热应力和变形进行了计算分析。计算结果表明，与已有结果吻合较好，此分析模型和程序可用来进行复合材料弹翼的结构设计。     

复合材料蜂窝夹层结构的优化设计

利用复合材料蒙皮结构的弯扭耦合效应可以改善翼面的气动弹性特性.为使这种结构的弯曲扭转耦合效应最大,采用遗传算法来优化设计这类结构,并以蜂窝结构为例进行分析.采用有限元计算软件分析目标函数,将铺层板、蜂窝夹芯的强度作为约束函数,并通过遗传算法优化与有限元计算有机的结合,开发了以有限元为基础的复杂问题的结构优化软件系统.      

跨音速风扇全环叶片颤振特性的流固耦合分析

发展了求解叶片颤振问题的流固耦合计算方法和全环叶片振动的气动弹性模型,在每一时间步同步求解流体运动方程和叶片振动方程并交换边界信息;流体域求解了非定常雷诺平均N-S方程,得到每一步由于叶片变形而引起的流场变化;叶片变形则由积分叶片表面受到的气动力并求解结构动力学方程得到.颤振分析是在全环叶片模型上进行的,并解除了预先设定叶片间相位角的限制.此方法的显著特征是在一次气动弹性计算过程中,可同时分析叶片多个固有模态、多个节径下的气动弹性稳定性,大大提高了使用时域法进行叶片排气弹分析的计算效率.考察了NASA rotor 67风扇全环模型在堵塞点、最高效率点和近喘点3个气动工况下,节径变化对叶片气动弹性稳定性的影响,给出了不同模态下气弹最不稳定状态对应的叶片振动节径形式.结果表明,振动形式对于叶片气动弹性稳定性的影响很大.     

转静干涉对转子叶片颤振特性的影响

在不同气动工况、不同几何模型下,采用自行开发程序对全环多排的高压压气机进行了流固耦合数值模拟,分析了进口导流叶片(IGV,以下简称导叶)对转子叶片颤振稳定性的影响。通过对气动弹性标准算例4的数值模拟验证了程序在颤振领域的有效性。针对导叶-转子模型和单转子模型,考察了近堵塞点、近设计点和近失速点3个工况下,节径变化对叶片颤振稳定性的影响,给出了气动弹性最不稳定状态对应的叶片振动形式。通过对比发现,导叶作用随工况而异,近堵塞点导叶使得转子1阶弯曲模态气动阻尼提高130.63%。研究表明:导叶引起的非定常压力波反射增强了转子叶片的非定常压力扰动幅值,使得弯曲振型的颤振稳定性增强。基于单转子模型的颤振分析给出了不准确的气动阻尼值。      

基于大变形梁模型的风力机叶片气动弹性分析

以水平轴风力机为研究对象分析其叶片大幅值气动弹性动态响应问题.基于非线性欧拉梁模型和风力机叶片动态入流、动态失速气动力模型进行气动弹性建模.气弹方程的动态平衡求解采用Newton-Raphson迭代,分别通过牛顿下山法和同伦沿拓法这两种数值手段改善其迭代收敛性,并对这两种算法的有效性进行比较,结果表明同伦沿拓法的收敛性相对较好.以两种典型的水平轴风机为算例,在额定工作状态以及某些极端风况下计算叶片动态响应.根据叶片根部弯矩载荷幅值定义系统是否达到临界稳定状态,并针对关停状态的风机研究了叶片临界风速与来流方向角的关系.结果表明,某些极端风况和工作状态下,风机叶片根部弯曲载荷较大,相应临界稳定的风速较低.     

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。      

直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计

研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求.     

考虑二次流影响的压缩系统稳定性模型

利用Ａｄｋｉｎｓ－Ｓｍｉｔｈ二次流模型计算得到转子出口截面落后角沿叶高的变化。在压缩系统稳定性模型中考虑叶尖流面落后的角影响，并提出一个新的时滞参数计算公式，计算结果表明，落后角的大小对压缩系统的稳定性影响很大，同时揭示了叶尖间隙对压缩系统稳定性的影响。     

氢动力无人机大展弦比机翼静气弹特性分析

以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比刚性机翼,弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%,滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大,对飞机的气动性能产生不利影响;基于刚性计算结果,对大展弦比机翼进行气动修正,是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。     

鱼骨柔性翼段线性/非线性静气动弹性对比分析

鱼骨柔性翼作为一种性能优越的主动变弯度机翼机构形式,具有弦向抗弯刚度低、翼型厚度方向刚度高的特点,其在进行大弯度主动变形时结构存在较强的几何非线性且气动弹性效应显著。针对传统线性静气动弹性分析方法并不适用于鱼骨柔性翼段的气动弹性分析问题,以Bristol大学的公开鱼骨柔性翼段模型为研究对象,采用曲面涡格法（VLM）和非线性有限元耦合的非线性静气动弹性方法,以及传统气动弹性分析中常用的平面涡格法和线性有限元耦合的线性静气动弹性方法,分别对鱼骨柔性翼段进行大变形下的静气动弹性分析,并进行结果对比。对比验证了所用曲面涡格法与XFOIL软件气动计算结果。算例结果表明:鱼骨柔性翼段大变形下气动弹性效应显著,相比传统线性静气动弹性分析方法,非线性静气动弹性分析方法得到的鱼骨柔性翼段在大变形状态下升力系数最多减少8.28%,力矩系数最多减少6.86%,且能准确快速得到真实变形结果,更具有实际工程应用价值。