静气动弹性模型的设计和风洞试验

介绍了静气动弹性模型的设计和风洞试验,并提出了利用弹性测力模型在风洞试验中测量到的变形求弹性压力分布的新看法。     

多面体网格在静气动弹性计算中的应用

介绍了多面体网格技术在静气动弹性问题中的应用.基于M6算例和径向基函数插值法,探究了多面体网格的CFD计算效率和变形能力,使用AGARD445.6机翼进行了静气动弹性数值计算.结果表明,多面体网格具有计算效率高、变形能力强、计算结果准确等优点,可适用于静气动弹性问题的数值计算.     

风洞试验雷诺数/静气动弹性效应分离方法

雷诺数是风洞试验的重要模拟参数之一,目前大多数试验采用增加气体介质密度的方式来提高试验雷诺数。这种试验方式获得的数据中雷诺数与模型静气动弹性效应相互耦合,难以分离,给数据修正和使用带来了较大的困难。针对雷诺数效应风洞试验中雷诺数与结构静变形影响相互耦合的问题,采用流体数值计算和静气动弹性耦合计算相结合的方法,研究了雷诺数和静气动弹性变形对模型气动力系数的影响。在归纳气动力系数随雷诺数和静气动弹性变形的变化规律的基础上,发展了一种雷诺数/静弹性效应数值分离技术,能够准确预测雷诺数与静气动弹性变形对气动力特性的影响。尤其是在刚性模型气动力系数随雷诺数对数呈现近似线性变化的情况下,获得了合理的气动力系数分离结果,为常规风洞增压变雷诺数试验提供了一种简便快捷的数据修正手段。     

静气动弹性模型高速风洞试验研究北大核心CSCD

对采用复合材料玻璃纤维、碳纤维加工的静气动弹性模型进行了高速风洞试验研究,测试了模型的柔度矩阵、气动力、表面压力、弯/扭应变信号及弯/扭变形,为静气动弹性模型刚度试验、弯/扭应变信号测量、模型变形视频测量(VMD)及风洞总压控制等静气动弹性风洞试验能力的提高积累了经验,为飞行器静气动弹性研究提供了良好的试验平台。研究表明:静气动弹性模型较刚性模型升力线斜率及襟副翼效率下降、气动焦点前移;静气动弹性模型与刚性模型表面压力差异明显;在小迎角范围内,静气动弹性机翼模型弯/扭应变信号随迎角增加基本呈线性变化;在正迎角时,大展弦比后掠机翼静气动弹性模型的剖面扭转变形使有效迎角减小,剖面越靠近翼尖弯/扭变形越大。     

高精度的机翼静气动弹性数值模拟方法研究

气动结构耦合是研究静气动弹性问题的关键所在。采用三维Euler方程为控制方程,以有限元方法计算结构弹性变形,用细平板样条法(TPS)实现气动结构数据间的转换,进行机翼静气动弹性数值的模拟。算例结果表明,本方法是一种具有很高计算精度和工程实用性的气动弹性模拟方法。     

考虑动力影响的民用飞机静气动弹性分析方法

采用了一种基于多块网格的N-S方程和结构柔度影响系数法,考虑气动、结构非线性的基于RBF插值和RBFDelaunay动网格变形技术的静气动弹性分析方法对喷流对弹性机翼的气动力影响进行了研究。利用DLR F6翼身组合体构型对静气动弹性方法进行验证,保证了计算的可信性。采用该方法对比分析了某民用飞机无喷流/有喷流构型的静气动弹性特性,表明发动机喷流会给机翼带来一个正的扭转效应,抵消一部分机翼后掠效应的影响,使机翼前后缘挠度均会有所增大,弹性变形引起的多数剖面的附加扭转角有所减小。研究表明:喷流影响会使刚性机翼表面的压力分布发生变化,升力系数有所损失;考虑喷流的机翼静气动弹性变形是一个耦合效应,发动机喷流区主要受喷流影响,外翼段主要受弹性变形影响。数值模拟结果表明:无喷流影响时机翼的弹性变形使升力系数下降约16%,升阻比下降8.4%,考虑喷流影响时,升力系数下降达到18%,升阻比下降36%。因此,对于大展弦比机翼,考虑喷流影响的静气动弹性分析十分必要。     

机翼静气动弹性数值模拟研究

通过求解基于三维非结构网格的欧拉方程计算机翼气动特性,采用结构柔度影响系数方法进行机翼静弹性变形的计算,利用三维非结构弹性网格技术进行几何外形变形下的网格修正,将以上三部分进行耦合迭代.实现了机翼的静弹性特性的数值模拟.采用开发的数值分析程序,进行了某支线飞机机翼静弹性特性的计算分析,计算结果合理,表明所发展的数值模拟方法可用于机翼静弹性气动特性的分析研究.     

跨声速机翼静气动弹性数值分析方法

本文给出一种以改进的跨声速守恒型全位势有限体积法为基础的机翼静气动弹性数值分析方法。改进发展了气动网格划分技术，使其对大后掠三角形机翼也能顺利适用。采用位移法计算机翼柔度影响矩阵。将非线性气动力与结构线化机翼弹性变形耦合迭代求解。当气动力和结构变形均收敛后，即求出弹性机翼的气动特性。通过算例计算，表明气动方法改进是成功的，弹性结果是合理的。跨声速范围弹性影响大，值得注意。     

民用飞机平尾气动载荷计算方法研究

水平尾翼的主要功能是保证飞机具有纵向静稳定性和俯仰可操纵性。民用飞机由于起飞重量大、重心变化范围广,对平尾的操纵性要求很高,为了提高平尾的操纵效率,民用飞机一般采用平尾安定面可微动的设计手段,加上升降舵偏转以及翼身洗流等因素的影响,使得飞行中平尾处的流场变得非常复杂,如何准确或偏保守地确定平尾上的气动载荷一直是民用飞机飞行载荷计算中的一个难点。介绍了民用飞机平尾气动总载荷和载荷分布的计算原理和方法,并提出了如何协调基于测力、测压试验得到的载荷,以及平尾弦向分布载荷的修正方法。     

利用应力分析模型进行静气动弹性计算

介绍了以NASTRAN应力分析模型为基础，通过局部的修改使其成为适合于静气动弹性分析的模型。并以某型机的机翼、平尾为算例，采用结构影响系数法和涡格法进行了静气动弹性计算，取得了比较满意的结果。     

飞机静力试验中机翼的载荷分配研究

针对飞机静力试验加载的问题,为使得试验加载力反映飞机受力特性,由载荷分配前输入的典型剖面上剪力、弯矩、扭矩推导出相邻剖面之间的剪力、弯矩、扭矩,通过构造带内力约束的拉格朗日极值函数求出试验加载力,将载荷分配前输入的内力与试验载荷分配后产生的内力进行对比分析,可以得出:通过构造带内力约束的拉格拉日极值函数法分配得到的试验载荷符合载荷的传递,能够满足飞机静力试验加载的要求,可以用于飞机静力试验的加载。     

柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究

以某歼击机为例,按《军用飞机强度和刚度规范》要求,重点介绍了考虑飞机结构柔性和非线性气动力特性、气动载荷分布的飞行载荷计算方法和计算结果,并对柔性飞机的非线性气动力特性和气动载荷分布对飞行载荷计算状态和严重载荷设计情况选取的影响进行了对比和分析,确定了飞机严重载荷设计情况和设计载荷,从而得出一些具有实际工程参考价值的结论。分析表明,所提出的飞行载荷计算方法合理有效,计算结果合理可信。     

民机纵向静稳定性试飞方法研究

目前国内民用运输机执行纵向静稳定性试飞时主要采用稳态法,而此方法存在试验时因飞行高度变化过大过快而难以采集足够试飞数据的缺点。针对FAA 咨询通告AC25-7C 中提出的两种关于纵向静稳定性的试飞方法进行对比分析,从而考察平飞加减速法的可执行性,分析传统的稳态法和新的平飞加减速法的优缺点和实际飞行试验时的可行性,得出初步结论为平飞加减速法有其独特的优点,主要适用于能平飞配平的试验点,而对于飞机发动机设置于最大推力和慢车推力试验点的适用性,还需通过试验进一步考察确定。     

民用飞机全机静力试验前机身工况配平载荷设计

民用飞机全机静力试验中由于加载方案复杂,为了简化试验加载数量,传统的配平方案主要保证考核区的加载准确性,对于非考核区的载荷简化到若干加载点上。对于飞机机身这种薄壁结构,非考核区的配平对考核区影响较大。以某飞机前机身严重工况为例,基于飞机全机有限元模型,研究静力试验的载荷配平方案;通过对比分析态载荷与传统试验态配平载荷方案下的内力解,对传统全机静力试验载荷配平方案进行优化。结果表明：优化后的试验态内力解与分析态内力解基本吻合;对于飞机机身薄壁结构,圣维南原理并不适用,全机静力试验的载荷配平要与真实工况受力情况吻合,才能达到试验验证目的。     

民用飞机地面转弯时重心侧向过载系数的分析与研究

对民用飞机地面疲劳载荷进行计算分析,对于结构减重和保证飞行安全具有至关重要的作用。根据民用飞机地面转弯时的受载情况,重点分析地面转弯速度与转弯半径的变化关系,并基于现有的地面转弯侧向载荷谱,确定民用飞机地面转弯时的重心侧向过载系数的取值范围。通过对比国外机型的实测数据,给出进行疲劳当量分析时,地面转弯时的侧向过载系数的建议值。     

民用飞机故障载荷设计研究

以某大型民用客机为例,基于各系统的功能危险性评估报告进行故障筛选,根据筛选得到的故障清单对失效发生时刻和失效状态下继续飞行的飞行载荷进行了设计分析,发展形成了一种高效、可靠的故障载荷设计研究方法。     

惯性释放在飞行器静气动弹性仿真中的应用

介绍了惯性释放理论以及基于CFD/CSD耦合的静气动弹性计算方法,比较了静气动弹性计算中的三种系统载荷平衡方法。三种方法的计算结果分析表明,在气动弹性计算中应用惯性释放方法能够降低施加模型约束的难度,提高模型描述的准确性及仿真计算精度。     

民用飞机飞行载荷筛选方法研究

以某大型民用飞机为例,对设计点方法、参数分析与选择法、单值包线法以及组合包线法等四种飞行载荷筛选方法进行了分析说明,载荷筛选方法对飞行载荷设计有极其重要的意义,并在目前飞机型号设计中得到广泛的应用。     

民用飞机液压系统建模与负载流量需求计算的研究

飞机液压系统的一个重要设计指标是能够满足全飞行剖面场景下的负载流量需求。介绍了一种用于飞机液压系统负载流量需求分析的数字仿真分析方法,通过开发数学模型构建了液压能源子系统和液压用户的负载子系统模型,进而仿真分析典型飞行剖面下液压系统的负载流量需求,模拟了飞机液压系统的动态工作过程,能够反映飞机液压系统与液压用户负载之间的耦合动态特性。仿真结果表明,这套模型满足液压系统分析需求,可用于液压系统的设计支持工作。