考虑剪切和翘曲影响的直升机旋翼气弹稳定性分析

在中等变形梁理论的基础上,对桨叶变形体进行有限变形分析,推导出同时考虑剪切和翘曲影响的小应变、中等变形梁应变-位移关系,并构造出一个全新的21自由度梁单元,应用Hamilton原理导出桨叶运动的有限元方程。在此基础上,研究了剪切和翘曲等非经典因素对无铰旋翼桨叶的动特性和悬停时气弹稳定性的影响。数值结果表明:剪切和翘曲对旋转桨叶的固有频率,尤其是高阶频率,有一定的影响,特别是随着转速的提高这种影响会变大;同时对悬停时桨叶的气弹稳定性有相当程度的影响,尤其是在高桨距角下这种影响是不能忽略的。     

基于Volterra级数的跨音速非定常气动力建模

为了有效实现跨音速气动伺服弹性的分析与综合,应用Volterra级数理论建立了一种跨音速非定常气动力状态空间建模方法.小扰动假设下的跨音速非定常气动力可以近似地表示为一阶Volterra级数的形式.通过CFD(Computation Fluid Dynamics)技术计算得到由结构变形产生的非定常气动力阶跃响应可辨识出Volterra核,由此得到频域的广义非定常气动力影响系数.利用气动力有理函数拟合,得到气动弹性状态空间模型.为验证气动力建模的有效性,以后掠机翼为例进行颤振计算.结果表明,Volterra级数方法得到的非定常气动力模型能够反映一定的跨音速气动特性,颤振计算与CFD-CSD(CFD-Computation Structure Dynamics)的计算结果吻合很好.      

应用气动力修正技术的静气动 弹性发散计算

将气动力修正技术应用于静气动弹性发散计算与分析中.根据三维翼面定常气动压力分布数据,获取压力修正因子以及下洗修正因子,对基于平面偶极子格网法的定常气动力影响系数矩阵进行压力修正和下洗修正,并采用模态法对某翼面进行静气动弹性发散的计算.结果表明:由于三维翼面定常气动压力分布的气动力中心与偶极子格网法的气动力中心相比更靠近前缘,因此压力修正和下洗修正后的翼面发散速度较修正前均有所降低.      

CFD技术在航空工程领域的应用、挑战与发展

计算流体力学(CFD)技术在航空工程领域发挥着重要作用。总结了CFD技术在航空工程领域中的应用,系统阐述了气动设计、气动弹性、气动噪声、数字化飞行等多学科耦合计算领域对CFD技术的需求,结合实际工程应用分析了CFD技术面临的主要挑战。总结了近年来CFD技术在流动分离、边界层转捩、高精度方法和运动网格技术等领域取得的研究成果以及在气动特性评估、流动机理分析、气动设计、气动弹性、气动噪声等工程领域中的应用。进一步展望了CFD数值模拟未来的几个关键技术以及应用前景。     

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。     

基于非结构网格的气动弹性数值方法研究

基于非结构网格和网格变形技术,研究了耦合求解流体和弹性结构体互相作用问题的数值方法.气动弹性模型采用了耦合求解可压缩雷诺平均的Navier-Stokes方程和线性结构动力学方程的方法.为了能处理在复杂几何域内的问题,采用了基于混合单元的非结构网格有限体积方法.开发的方法在二维翼型简谐振动进行了验证并应用于AGARD 445.6翼型颤振边界的数值模拟.      

叶尖间隙对跨声速压气机叶片气动阻尼的影响

为了分析叶尖间隙对压气机气动阻尼的影响,基于相位延迟边界条件,建立了跨声速转子的气动阻尼计算模型,研究叶尖间隙对其流场及气动阻尼的影响。计算该转子在设计间隙条件下的气动性能、叶片模态以及颤振边界,和实验数据吻合较好,比较不同叶尖间隙(1.6%,3.2%,5.0%叶尖弦长)的转子气动性能,发现间隙增加使转子效率和压比均有显著的下降;对叶片表面非定常压力研究表明,叶片非定常压力对叶片振动的响应具有强三维特性,同时叶片间相位角(IBPA)和叶尖间隙流对其有显著的影响,由于叶尖间隙增加使叶尖流动的影响加强,导致叶尖区域由于振动造成的一阶谐波压力幅值相对减小,大间隙趋于恶化压力面的稳定性而对吸力面的影响在不同的叶片间相位角时不同;对于气动阻尼,在不同的叶片间相位角区域,叶尖间隙对其影响有显著的差异,甚至会产生截然相反的规律,特别是在设计状态,对于该转子,大间隙提高了叶片最不稳定状态的气动阻尼。     

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。     

前行桨叶概念旋翼动力学分析方法

根据前行桨叶概念(ABC)旋翼配平方程中未知量多于方程数的特点,提出了一种基于优化的配平问题求解方法。进而结合计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)松耦合策略,建立了ABC旋翼动力学分析方法。CFD分析中以非定常Euler/Navier-Stokes方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型采用非线性中等变形梁理论建立。以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了仿真分析,计算结果与飞行试验值吻合良好。仿真结果表明,该旋翼动力学分析方法具有很好的分析精度和收敛性,可广泛应用于ABC旋翼动力学分析。     

开裂角对阻力方向舵颤振特性的影响

对于无垂尾飞翼式布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的偏航控制装置。偏航控制时,舵面大角度偏转,引起气流分离、涡等复杂流场运动,非定常气动力复杂。计算气动弹性学科提出流固耦合求解方法,以期用于阻力方向舵气动弹性问题的求解。本文采用基于CFD技术的流固耦合方法求解阻力方向舵二维气动弹性问题,计算结果表明,随着开裂角的增大,阻力方向舵的颤振速度增加。对阻力方向舵气动特性进行了计算分析,结果表明阻力方向舵开裂,舵面背风区形成死水区,舵面非定常气动力影响系数减小,阻力方向舵开裂角越大,其颤振速度越大。