利用硬钣弯曲理论简化三角形机翼用变形法的解法

在应用变形法解空心三角形机翼时,通常把这机翼分解为翼梁、翼肋以及盒段,再分别利用这些构件的影响系数写出构件节点位移为外力的函数,而后解联立方程得出该构件外力为节点位移的函数,即所谓求逆矩阵。最后根据节点的平衡条件得出一组变形法的正则方程,如文献所述。由於在计算过程中需要多次求逆矩阵,所以相当费事,并且这种方法无法致虑到蒙皮的波桑系数,对於较厚蒙皮的机翼就不适宜。本文根据硬钣弯曲理论,用有限差分方程代替偏微分方程,从而直接得出机翼节点外载荷为节点位移的函数。这样就避免了多次求逆矩阵的计算,并且,也把蒙皮的波桑系数致虑进去,因而适用厚蒙皮的情况。本文给出了各种在计算小展弦比机翼时可能遇到的边界条件。     

大展弦比柔性机翼气动特性分析

长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD/CSD耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.      

螺旋桨/大柔性机翼静气动弹性快速分析方法

旋转的螺旋桨滑流掠过机翼将使机翼的气动特性发生改变,在高空超长航时无人机的设计中有必要对大柔性机翼气动弹性问题的螺旋桨滑流影响进行分析.运用Prandtl修正的动量叶素理论分析螺旋桨滑流及面内载荷;采用兰金涡核模拟滑流对机翼的诱导速度;采用三维升力线方法计算机翼定常气动力,利用曲面样条插值方法解决结构/气动耦合问题,并结合非线性有限元静力学计算方法,建立了螺旋桨滑流及面内载荷作用下大柔性机翼静气动弹性问题的快速迭代求解方法.以某大展弦比螺旋桨机翼为例,采用文中所建立方法对其静气动弹性特性进行计算研究.结果表明,旋转的滑流改变了机翼绕流当地攻角,从而影响了机翼气动力和变形分布,且在小前进比时影响更大.所建立的分析方法简便高效,在初步设计阶段有较好的应用前景翼绕流当地攻角,从而影响了机翼气动力和变形分布,且在小前进比时影响更大.所建立的分析方法简便高效,在初步设计阶段有较好的应用前景.      

后掠角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响

后掠机翼边界层流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而机翼后掠角是引起后掠机翼边界层横流失稳的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动Tollmien-Schishting波演化的中性曲线及幅值曲线,研究了后掠角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用eN方法进行了转捩预测.研究发现,随后掠角的增大,横流强度和扰动幅值放大指数n均先增加后减小,且后掠角在40°~50°之间横流强度达到最大值.当后掠角在50°左右时,用转捩预测eN方法计算的幅值增长指数N值最大,导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小,转捩最易发生.      

一种战斗机外形涡流场Euler方程数值模拟

 用三步显式格式时间推进求解物理空间曲线网格上有限体积离散的Euler方程,数值模拟一种战斗机外形的涡流场.计算的机翼表面压力分布与实验符合较好,用Euler方程捕获到机翼前缘分离涡(主涡)及翼面上的二次分离涡.Euler方程解中出现的二次涡可能是逆压梯度、尖锐边缘和人工粘性共同作用的结果,它的流谱与实验定性符合.     

盒式三角形机翼的应力分析

本文所分析的是实际应用的一种典型盒式三角形机翼。在大展弦比盒式机翼的计算中,常常按平面剖面定律来近似地计算远离固定端的正应力分布,而只在根部附近才考虑次应力。这样可以大大地减少与纵向力有关的静不定度。但是在像三角形机翼这样的小展弦比的机翼中,其翼展长度与弦长相仿,所有剖面都接近固定处,所以不能再用平面剖面定律来减少静不定度。本文目的在于考虑了两面向的多度静不定系统,以求出正确的应力分布。最后用具体例子来说明计算方法。 本文是在苏联专家同志指导下进行的,特此向专家表示感谢。     

取消垂直铰链的直升飞机旋翼在旋转平面内的弯曲分析

本文给出当直升飞机取消其垂直铰链时,关于旋翼的桨叶在其旋转平面内弯曲的计算方法。这种方法在设计极微型的直升机或飞人时特别有用。 本文系釆用微分方程“选点法”去求解所建立的三个关于挠度的四阶变系数线性常微分方程,再由此所得到的三个矩阵方程经过数值计算,即可将各该矩阵方程之未知参数求出,因而也就得到了旋翼在旋转平面内之挠度及弯矩公式。 为便于不熟习矩阵演算之计算员的计算起见,文末附录中又另外根据克鲁特(Crout)方法将该三个矩阵方程之未知参数用公式表出。设计师只要预先给出各设计参数,任何一个熟练计算员都可顺序将挠度及弯矩公式得出。完全不必直接进行去解微分方程或多元代数联立方程。     

干线客机机翼气动/结构综合设计研究

为了妥善处理机翼设计中气动和结构之间的矛盾,提高飞机的整体性能,对干线客机机翼气动/结构综合设计方法进行了研究.将非等熵全位势方程CFD方法与基于工程梁理论的机翼结构设计方法相结合进行分析计算,用序列二次规划法对全局敏度方程所构造近似系统进行优化,通过对一系列近似系统的优化,逼近综合设计的最优解.最后以一种干线飞机的机翼气动/结构综合设计为算例验证了这一设计方法的可行性.     

自适应与双目标优化机翼的气动特性比较

在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比为3.9,梢根比为0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应机翼的最优气动外形.采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形.讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益.与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益.      

机翼位置对复合式直升机旋翼-机翼干扰的影响

复合式直升机受到了越来越多的关注,但其分析手段还较少.结合自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了分析.计算了不同前飞速度下机翼位置对旋翼-机翼气动干扰的影响.从计算结果可以发现,在高速情况下,除旋翼扭矩外,气动干扰对机翼位置不敏感;低速时的干扰情况较复杂,还需要进一步研究;在旋翼不对称涡系下,机翼升力不对称,会产生滚转力矩.这对复合式直升机的设计能起到一定的指导作用.     

网络分析的Bott-Duffin方法

本文用Bott—Duffin广义逆矩阵把网络图论中的节点法、回路法、割集法、网孔法等四种分析方法进行统一而又严格的数学描述。提出了一个Bott—Duffin广义逆矩阵的计算公式。用Bott—Duffin对偶转移广义逆矩阵分析网络可使计算简化。在利用计算机的数学库来求解网络时,尤为方便。     

基于多点约束的大展弦比机翼静气动弹性计算

基于雷诺平均N-S方程和多块结构网格技术计算大展弦比机翼的气动力.机翼采用梁模型结构,利用有限元方法计算结构变形.建立基于多点约束(MPC,Multi-Point Constrain)的气动、结构数据的双向传递方法.采用MPC数据插值方法快捷地实现自主研发的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)程序和NASTRAN计算结构力学(CSD,Computational Structural Dynamics)软件的耦合计算,发展出可以考虑结构非线性的静气动弹性CFD/CSD耦合计算方法,该方法比只考虑单方向变形的柔度法更精确.开展了某大展弦比机翼的静气动弹性数值计算分析,结果显示只考虑机翼纵向变形而忽略展向变形对计算结果会有一定影响,而该算例几何非线性影响较小.     

弹性变形对柔性机翼气动特性影响分析

针对大展弦比全复合材料机翼的非线性静气弹响应行为,采用CFD/CSM(Computational Fluid Dynamics/Computational Structural Mechanics)弱耦合方法,使用三维N-S方程和结构力学方程以及动网格生成技术和压强插值技术,通过高精度的数值模拟,求解了大展弦比柔性机翼在结构几何非线性变形状态下的非线性静气弹响应问题.算例分别对典型的大展弦比复合材料前掠机翼和后掠机翼进行了求解,计算结果表明,与前掠翼相比,后掠翼的升力系数明显降低,升阻比降低,严重偏离了刚性机翼的设计点,在柔性机翼的气动设计中必须加以考虑.      

水平弯曲刚度对大展弦比机翼颤振的影响

高空长航时飞机普遍采用小后掠角大展弦比机翼,飞行时机翼具有较大变形．几何非线性加剧机翼结构水平弯曲与扭转的刚度耦合,水平弯曲模态在颤振分析中的作用已不可忽略,对机翼气动弹性特性影响显著．将结构在给定来流攻角的静平衡位置附近线化,以求解结构的固有振动特性,并应用考虑翼面变形的片条理论计算非定常气动力,用 p-k 法计算颤振速度．以金属梁式机翼为对象的颤振计算结果表明,水平一弯模态参与耦合的机翼颤振速度低于线性颤振速度．增大水平弯曲刚度有助于这类颤振速度的提高,而扭转频率的影响也要加以考虑．     

边条/鸭翼对前掠翼和后掠翼气动特性的影响

为分析前掠翼气动布局设计在航空工业中无法得到推广运用的原因,将前掠翼和后掠翼通过加装边条和鸭翼形成简化的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局,从而深入认识前掠翼和后掠翼两种不同布局之间的流动特点以及涡系干扰机理。首先进行算例数值计算,通过对比分析计算结果与试验数据,验证了数值计算方法的可靠性和准确性;然后对不同布局进行数值计算,得到各布局的升力系数曲线;最后通过压力分布云图和流线图对各布局中复杂涡系的干扰机理进行分析。结果表明:基于后掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间通过诱导和卷绕作用,涡系相互增强,大幅提高了布局的升力系数并推迟失速迎角,同时加装边条和鸭翼效果更加明显;基于前掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间不存在卷绕作用,涡系之间存在碰撞挤压的不利干扰,这使得前掠翼布局在大迎角时的升力系数远远低于相应的后掠翼布局。前掠翼气动布局中的机翼前缘涡在大迎角时无法同鸭翼涡和边条涡相互耦合增强,不能充分地利用非线性升力,这是前掠翼气动布局设计中的一些不足。      

基于应变的几何非线性梁建模与分析

柔性机翼在气动载荷作用下产生较大变形，几何非线性因素不容忽视。利用机翼柔性特点，通常采用梁模型进行结构建模。从几何精确梁理论出发，结合Hamilton原理推导了几何非线性梁的动力学平衡方程。不同于经典的位移基有限元，采用梁广义应变作为插值变量，得到广义质量阵、广义阻尼阵、刚度阵及载荷列向量，建立非线性应变梁模型。结合Newmark数值算法和牛顿-拉夫森（Newdon-Raphson）迭代法建立了动力学方程求解算法。针对典型算例，开展静、动力学分析，并分别与有限元软件的仿真结果进行对比。结果表明：在相当计算精度下，所建模型收敛特性更好。为进一步验证所建模型在工程实际应用中的精度和有效性，开展针对典型大展弦比机翼的地面静力试验。试验表明：仿真结果与激光位移计和光纤传感设备测得的变形值具有较高的一致性，验证了所建模型具有较高精度。     

翼形几何参数对机翼散射特性的影响

系统地揭示了翼形几何参数对机翼的空间散射特性、极化散射特性的影响规律.研究发现,在垂直极化状态下用理论尖劈公式计算机翼后缘绕射的计算结果与实验结果相差甚远.提出在垂直极化状态下机翼后缘绕射的计算必须将后缘厚度考虑在内的见解.对于水平极化,前缘散射波峰只与前缘半径有关;而对于垂直极化,前缘散射波峰与翼形最大厚度以及最大厚度位置有关.给出前后缘散射波峰的工程估算公式,为低雷达散射截面( RCS )机翼设计提供依据.     

基于CFD/CSD耦合的高速射弹尾拍载荷特性研究

为提高射弹尾拍载荷的预测精度，建立了一套基于计算流体动力学（CFD）/计算结构动力学（CSD）双向耦合分析的计算方法和程序。射弹流体计算主控方程采用耦合SSTk-ω湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型的Navier-Stokes方程，射弹结构计算采用基于模态叠加法简化的结构动力学方程，流固耦合界面插值采用径向基函数法，网格变形采用弹簧网格法。分别对泡型计算方法和流固耦合方法进行验证，在此基础上，计算对比1 000 m/s速度下射弹刚体和弹性体的尾拍泡型、结构变形和尾拍流体载荷特性差异。计算表明：弹性体尾拍过程，射弹泡型会产生弹身“二次拍击”、“局部沾湿”和沾湿面积增大等特殊现象，结构变形由弹性一弯模态主导，较大的变形引起流体载荷增大27%～105%，尾拍姿态角增大13%，尾拍频率增加20%，流固耦合效应对尾拍泡型、尾拍载荷和尾拍弹道均产生了较强的影响。     

基于Euler方程的三维机翼厚度与扭角优化设计

使用Euler方程作为流场解算器,结合Powell算法,讨论了在确定的机翼平面形状和翼型的条件下,以最大升阻比为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.设计中以机翼沿展向0.1,0.2,0.3,0.8,1.0倍半展长的翼剖面的厚度作为优化控制量,再选取翼梢剖面的扭角增量为第6个控制量,对机翼作了数值优化设计计算,得到了在亚音速时具有相对较大升阻比的机翼其厚度及扭角的优化分布.针对Lockheed-AFOSR Wing B的亚临界和超临界算例结果表明,厚度的非线性分布和负的扭角会改善机翼流场的流动状态,使机翼的升阻比得到提高,优化设计方法是可行的.