一种基于亚临界响应的颤振稳定性边界预测新方法

基于地面模态试验事先获取的结构模态参数,通过弹性机翼在气流中的亚临界响应,解算出作用在机翼上的非定常模态气动力系数。以弹性机翼的模态位移作为系统输入,模态气动力系数作为系统输出,通过辨识方法获得弹性机翼振动的气动力模型。在时域内耦合结构运动方程和气动力模型,建立基于试验数据的气动弹性稳定性分析模型。通过分析系统稳定性随动压的变化规律,获得弹性机翼的颤振稳定性特性。与经典颤振边界外推方法的主要区别在于该方法实质上只需要一次亚临界响应试验即可预测颤振临界点,可极大降低颤振试验的风险和成本。该方法既可用于颤振风洞试验,也可用于颤振试飞。     

操纵面对跨声速机翼气动弹性特性的影响

 运用基于非定常CFD的气动力辨识技术,得到跨声速非定常气动力降阶模型。耦合结构动力学方程,建立了基于状态空间的跨声速气动弹性分析模型。分析了典型三自由度二元机翼的颤振边界,分析结果与CFD/CSD直接耦合方法吻合。然后研究了操纵面结构参数（固有频率和重心位置）对跨声速气动弹性特性的影响。研究发现,一些传统的结构设计准则和颤振排除技术未必适用于跨声速状态;操纵面偏转模态常常成为诱发跨声速颤振的主要模态;经典的质量平衡技术可能会降低跨声速气动弹性系统的稳定性。     

基于降阶模型的翼型颤振主动抑制研究

为了解决CFD/CSD计算效率低下的问题,基于气动力降阶模型建立开环气动弹性分析系统,耦合操纵面模态对应的气动状态空间方程,发展了一套伺服气动弹性分析系统,设计主动控制律从而进行二维翼型颤振抑制。结果表明,基于ROM计算的无量纲颤振速度准确性及精度高;使用开、闭环气弹系统时基于ROM和CFD分别仿真时域仿真结果吻合较好;基于ROM闭环气弹系统的NACA0012翼型气弹颤振边界比开环气弹系统提高了约20%。研究结果为有效抑制翼型颤振提供一种快速计算和设计方法。     

基于欧拉方程的机翼跨音速颤振的频域计算

机翼跨音速颤振的频域计算方法是以给定机翼模态分布下机翼上各点的模态值作为运动幅值，以三维非定常Euler方程为控制方程，采用有限体积法和双时间推进，求解三维机翼简谐运动下的非定常气动力。所求得的气动力作为已知值运用于颤振方程，利用v-g法进行求解。对得到的一系列的阻尼、速度和频率进行了线性插值，从而得到颤振速度和颤振频率。     

变弯度机翼参数化气动弹性建模与颤振特性分析

变体飞行器在变体过程中结构质量、刚度和阻尼特性会发生显著变化，导致其气动弹性效应十分复杂。如何高效、准确预测变体过程颤振边界是变体机翼结构动力学设计的难点问题之一。现有的非参数化气动弹性建模方法仅能针对单一变体构型进行颤振分析，对变构型的颤振需重复建模，效率低下且可能存在颤振边界丢失问题。针对后缘连续变弯度的变体机翼颤振分析问题，提出了一种参数化气动弹性建模新方法，并综合非定常气动力、流-固耦合插值和气动弹性建模，对变弯度机翼的参变颤振特性进行系统性分析。为验证该参数化建模方法在预测参变颤振特性的准确性，在变弯度机翼的参变模态特征、气动力计算和颤振预测等方面，进行了数值计算与对比研究。仿真结果表明，该方法可高效准确地预测全参数空间内变体机翼的参变颤振特性。     

高速颤振模型设计中颤振主要模态的判断

颤振模型设计时难以实现完全的动力学相似,需要对颤振主要模态进行合理选择。采用数值分析方法,对颤振模型设计时主要模态的选取问题进行研究。通过各阶模态振型下气动刚度系数的比较、指定运动形式下广义非定常气动力的计算和不同模态截断下颤振结果的收敛特性分析,研究了颤振分析时不同模态运动之间的相互影响,对模态运动引起的气动力和颤振特性变化进行评估。以高超翼面模型为研究对象的数值算例结果表明,几种分析方法所判断的颤振主要模态基本一致。其中基于振型的广义气动刚度系数参数,避免了非定常气动力的计算,可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。     

基于降阶模型的不同厚度翼型颤振边界预测

为了解决CFD/CSD计算效率低的问题,基于CFD技术,构造降阶的非定常气动力模型,并耦合结构运动方程,建立频域/时域气动弹性系统ROM,采用线性自回归滑动平均模型的系统辨识方法,分析了气动弹性系统的标准模型Isogai二维翼型的颤振边界。结果表明,在翼型最大厚度所在位置保持不变时,计算不同翼型厚度下对应的颤振边界得出,随着翼型厚度增加,跨声速凹坑逐渐左移。因此,当翼型最大厚度所在位置保持不变时,为了达到提高颤振速度的目标,通过采用该方法的计算结果来调整机翼翼型厚度,提高机翼对飞行环境的适应能力。     

考虑间隙非线性的控制舵非线性气动弹性分析

间隙结构的气动弹性系统非线性颤振问题是飞行器气动弹性力学工程领域的研究热点和难点,研究 考虑间隙非线性的控制舵系统的气动弹性特性具有重要意义。基于最小状态拟合方法获得时域降阶气动力模 型,并通过Lagrange方程获得系统非线性气动弹性方程;对比分析三种不同非线性控制舵系统的极限环颤振 及非线性动力学响应特性,并与等效线化法和时域仿真的结果进行一致性对比。结果表明:俯仰和扑动弹簧刚 度的变化对系统颤振边界有显著影响,当俯仰和扑动两个方向同时含有间隙非线性时,系统在线性颤振速度内 存在倍周期、混沌等复杂非线性动力学现象。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性。运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型（ROM）方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性。研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略。颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22％。发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性.运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型(ROM)方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性.研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略.颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22%.发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致.     

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.     

弹性飞行器飞行载荷与动态特性分析

在综合考虑了刚体运动自由度和弹性自由度的弹性飞行器运动方程的基础上 ,采用了线性气动力的影响系数形式 ,提出了一套飞行载荷与动态特性分析的方程和方法 ,用于解决飞行力学和气动弹性力学中的静气动弹性发散、配平与结构变形、气动载荷分布、颤振与飞行动态特性等问题。算例表明 ,该方法有效可行 ,且对于大柔性飞行器 ,刚体运动模态与弹性模态之间的耦合是显著的 ,应予以重视。     

一种高安全性颤振边界预测方法

传统的颤振试飞主要通过计算多个不同飞行状态下的阻尼比,外推出颤振临界速度,该方法存在一定的风险。为此,发展了一种基于亚临界响应的高安全性颤振边界预测方法。该方法利用三维弹性机翼在气流中的一个亚临界响应,解算出作用在机翼上的非定常模态气动力系数。通过系统辨识获得与动压无关的非定常气动力模型,进一步通过流固耦合分析求解颤振临界特性。并以AGARD 445.6机翼的颤振边界预测为例,在仿真环境中验证了该方法的可行性。在此基础上,进一步研究了一个固定马赫数下响应测试动压与颤振临界动压的比值对预测精度的影响。     

基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟

选择离散型输入输出差分模型,运用最小二乘方法进行非定常气动力建模,并将辨识得到的降阶模型用于气动弹性的数值模拟。1个马赫数下的颤振临界点的计算仅需调用一次非定常流场求解器。计算精度保持与非定常欧拉方程计算方法相当的同时计算效率提高了1~2个量级。计算了跨声速具有S型颤振边界的气动弹性标准算例－Isogaiwing和三维气动弹性标模算例AGARD445.6,辨识模型计算边界与非定常Euler方程计算结果吻合。证明非定常气动力辨识技术可以提供高效的高精度的气动弹性分析。     

大展弦比飞机运动稳定性建模及分析

随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度,建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程,通过在配平状态下引入小扰动运动假设,以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式,建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程,并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机,运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析,非线性计算方法所得颤振速度更小,而且失稳模态亦发生变化,对于飞行力学模态而言,长周期模态稳定性变差,在计算速度范围内出现失稳的现象,由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。     

基于ARMA/ROM的颤振边界模拟和快速预测

为实现对颤振边界进行快速预测,采用基于系统辨识的降阶气动力方法,将ARMA/ROM训练数据用于构建闭环气动弹性系统的连续时间状态空间模型,并将所得到的状态空间模型用来确定颤振边界;对AGARD445.6机翼进行了颤振边界和颤振频率的模拟,将ARMA/ROM方法的计算结果与全阶耦合计算结果、实验结果进行了对比。研究结果表明,该方法是高效、精确的,可以用于飞行器颤振边界的模拟和快速预测。     

基于高阶谐波平衡的跨声速颤振高效预测方法

跨声速流场激波及其诱导的附面层分离等非线性因素导致跨声速颤振边界很难被准确预测,尤其是目前工程常用的偶极子格网法,在跨声速时该方法的预测精度大幅下降。在雷诺平均Navier-Stokes方程流场求解器的框架内,利用结构模态建立广义结构运动方程,利用径向基函数建立模态振型的插值方法,结合径向基函数和无限插值两种网格变形方法的优点实现高效高鲁棒性网格变形方法,从而实现颤振时间推进分析流程,利用国际颤振标模AGARD445.6机翼验证程序在跨声速颤振边界预测中的可靠性。然而,时域方法在气动/结构反复迭代,需要耗费大量的计算资源和时间。为了提高颤振预测效率,基于高阶谐波平衡（HOHB）方法快速获得广义力影响系数矩阵,利用该矩阵建立频域模态位移和气动力之间的关系,实现高效颤振频域分析方法。通过二维翼型和三维机翼算例进行验证,结果表明：在不对计算精度产生明显影响的前提下,HOHB方法能够提高颤振预测效率约6倍。     

地效对二维气动弹性特性的影响

为研究地面效应对飞行器的气动弹性特性的影响,基于计算流体力学(CFD),耦合求解结构动力学方程,建立了气动弹性求解系统。通过涡诱导的圆柱自由振荡算例和Isogai的二元气动弹性算例,分别研究了地面效应对气动弹性动态响应和颤振边界的影响。研究结果表明:在地效作用下,涡街的对称性及发展受到影响,圆柱的动态响应幅值减小,频率增加,越靠近地面影响越显著;地效作用下,二维翼型在亚声速阶段的颤振速度下降,跨声速阶段,颤振边界凹坑范围扩大,颤振速度与激波位置密切相关。     

基于模态耦合方法的机翼颤振数值模拟

针对机翼气动弹性问题,发展了一种流固耦合模拟技术,将固体结构的广义位移表示为结构固有模态的线性组合,求解结构的运动,再与流体进行数据耦合、迭代计算.同时为了确定机翼颤振边界,发展了一种线性插值确定颤振边界方法.采用标准气弹机翼AGARD445.6算例,验证所采用的模态耦合技术和颤振边界确定方法的有效性及工程实用意义.     

考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。