垂尾跨声速弹性载荷研究

研究了战斗机垂尾在跨声速范围的非线性气动弹性行为和弹性载荷特性。针对飞机垂尾,计算了飞机垂尾的颤振边界,通过CFD／CSD耦合时域内推进结构运动方程,得到弹性结构的响应历程,并记录每一时刻的气动载荷和结构惯性载荷,将气动载荷信息转换到CSD的结点上,加载到结构模型上进行瞬态响应分析,得到结构的动应力响应,计算给出了0°侧滑角时不同马赫数下的颤振边界和Ma=0.9、侧滑角2°和10°时的非定常气动载荷与非定常惯性载荷和弹性载荷的时域响应,分析了惯性载荷、气动载荷和弹性载荷对颤振的影响以及方向舵对垂尾颤振的影响。     

控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响

针对不同控制面偏转方式对弹性前掠翼静气弹特性的影响,基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）松耦合静气动弹性数值计算方法,计算和分析了不同迎角、动压及马赫数条件下前、后缘控制面联合偏转对前掠翼模型的气动特性和弹性变形特性的影响。计算结果表明：控制面偏转对前掠翼飞机静气动弹性特性影响较大;当迎角变化,同向偏转方式的气动特性和弹性变形特性较好,α=4°时,弹性机翼的升阻特性较好;当动压变化时,反向偏转方式的气动特性和弹性特性占优,最大升阻比较同向偏转提高约7%,反向偏转方式气动特性较好,最大升阻比较同向偏转提高约7%;当马赫数变化时,弹性机翼条件下3种模型分别在Ma=0.7时升力系数达到最大值。计算结果可以为前掠翼飞机的实际应用提供参考。     

倾斜翼面施加有限元载荷的一种方法

对于翼面弦平面与飞机对称平面有一定夹角的新型垂尾,该文提出了对于对称翼型,将结构气动载荷通过坐标变换转化为垂直于垂尾弦平面的载荷,并将气动载荷按等比例分配至上、下翼面,后将两组结构载荷分别转化为有限元的节点载荷,并在同一载荷工况下进行叠加计算。新的方法能保证气动点载荷重新分配后,有限元节点载荷的合力、压心与原始的气动数据一致。     

非定常气动力状态空间模型及其在气动伺服弹性建模中的应用

研究了一种基于CFD／CSD耦合计算的气动伺服弹性系统建模的一般方法。该方法将气动伺服弹性系统看作气动、结构、控制三个相互耦合的环节，分别建立各个环节状态方程再组装成完整的气动伺服弹性系统模型。着重讨论了非定常气动力状态空间模型建立的系统辨识方法，并对非定常气动力脉冲响应计算进行了深入的探讨。通过将CFD／CSD耦合直接计算与状态方程计算的结果进行对比，表明该方法得到的模型精度好、效率高、易于使用、可扩展性好。     

多控制面对二元机翼静气弹特性的影响

基于CFD/CSD松耦合数值计算方法,以加装前、后缘控制面且刚心靠后的二元机翼为模型,在Ma=0.3时,针对多控制面对二元机翼气动特性和弹性变形特性的影响进行了计算和分析。结果表明,控制面同向偏转时,气动特性略差,但扭转变形得到明显抑制,扭转角峰值θ_(max)相对于无控制面偏转时下降了43.32%~62.92%;控制面反向偏转时,扭转变形特性差,气动特性明显提高,相对于无控制面偏转,最大升力系数C_(lmax)增大了42.96%~57.58%,失速迎角提高了约4°。该研究可为多控制面在前掠机翼气动弹性主动控制中的应用提供参考。     

大风攻角下钢桁梁悬索桥颤振性能研究

由于地形干扰,山区桥位风环境复杂,易表现出较大的来流风攻角.为探明大跨度桥梁在大风攻角下的颤振性能,本文以西部某深切峡谷区大跨度钢桁梁悬索桥为工程背景,通过节段模型风洞试验得到了-7°～+7°大攻角范围内的颤振临界风速.采用多种气动措施对原始断面进行优化,以明确气动优化措施对大风攻角范围颤振性能的影响.结果表明:所研究桥梁颤振临界风速在-5°～+3°的大范围攻角内均较低;封闭桥面板中央开槽、检修道不透风、上下中央稳定板等不同气动措施对主梁在小攻角与较大攻角颤振性能的影响特点不同;采用封闭中央槽和检修道并设置合理高度的上下中央稳定板时,颤振临界风速得到较大提高且主梁阻力系数相对较小.     

复合材料垂尾应变测试技术研究

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一,本文研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序,而在载荷测试时选取线性应变区则可不考虑该影响。     

复合材料垂尾表面应变计粘贴技术

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一。研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序;而在载荷测试时,选取线性应变区则可不考虑该影响。     

弹性变形对双座电动飞机模型气动特性的影响

与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显.针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较.结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高.采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10％以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7％;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大.     

跨声速静气动弹性结构响应分析

采用动态网格生成和CVT数字插值技术构成了CFD/CSD耦合计算数据交换界面,结构运动方程采用有限元求解,气动载荷求解则用非定常N-S方程的双时间有限体积推进,外时间为物理时间,与结构运动方程同步迭代,松耦合求解了机翼受气动载荷作用的静气动弹性。最后得到了机翼在M∞ =0 8395,α=5 06°的CFD/CSD耦合计算的收敛值。详细分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应,初步研究结果表明:这种松耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。     

整体叶盘结构叶片弹性变形规律及其对风扇气动性能的影响

以某先进三级风扇为例,通过三维计算及试验数据分析,对比研究了整体叶盘结构及盘榫结构的不同弹性特征;分析了整体叶盘结构叶片弹性变形角变化量随叶高、相对换算转速变化的特点;阐述了弹性变形角对风扇气动性能的影响;探讨了整体叶盘结构风扇叶片的气动设计方法。试验及三维计算结果表明,整体叶盘结构的弹性变形量小于盘榫结构叶片,弹性变形角随叶高及转速呈非线性变化;应用整体叶盘结构叶片气动设计方法后,在设计转速工作点流量相对增加了1.92%,效率相对提升了0.1%,风扇性能得到明显改善。     

基于流固耦合的弹性水翼流致噪声数值分析

针对弹性水翼在流体作用下变形较大的特点,采用计算流体动力学(CFD)方法计算水动力载荷,采用有限元法计算结构响应,建立了双向流固耦合计算方法.在计及结构变形的情况下计算得到了NACA66mod型水翼的稳态流场和压力脉动,发现水翼在雷诺数为7.5×10~5,攻角4°~6°之间发生转捩现象.基于得到的脉动压力,结合模态叠加法和声学边界元法,建立了流致噪声计算方法.数值计算结果表明:在转捩发生后,流致噪声主频处峰值降低;雷诺数每增加1.5×10~5,各成分的声压级增幅约为3dB,主频增幅约为25 Hz;流噪声由压力脉动决定,振动噪声由结构固有特性和激励力共同决定;对于总声压级,水翼流噪声较其自身振动噪声大,振动噪声在近壁面处衰减较快,而流噪声在远场衰减较快.     

大跨自锚式悬索桥颤振稳定性的敏感性分析

基于桥梁多振型耦合的气弹性理论,建立了基于特征值问题的气动参数敏感性分析方法,并结合目前国内最大跨度的独塔和双塔自锚式悬索桥的风洞试验资料,分别探讨截面形状、气动阻尼、模态耦合、颤振导数等对桥梁气动性能的影响.分析结果表明:对于具有扁平流线型钢箱梁的自锚式悬索桥,其颤振临界风速的计算结果比较接近于薄平板,且绝大部分能量都集中到扭转振型上,表明对颤振发生起主导作用的是扭转模态;结构阻尼的增加在一定范围内对抑制结构响应所起的作用明显.以上特点表明自锚式悬索桥的空气动力性能与斜拉桥更为接近.     

考虑弹性变形的行星滚柱丝杠副滚滑特性

为了揭示行星滚柱丝杠副滚滑机理,基于滚柱螺纹球面牙型特点,采用等效球的方法,分别建立了未考虑弹性变形和考虑弹性变形的行星滚柱丝杠副滚滑分析模型.通过求解两侧接触点的相对滑动速度,研究其滚滑特性.采用滑-滚比表征两接触侧滑动量与滚动量的相对关系,分别计算了两接触侧滑-滚比,并重点研究了螺纹结构参数中接触角、螺旋升角和滚柱螺纹牙数对两接触侧滑-滚比的影响规律.分析结果表明,考虑弹性变形,丝杠与滚柱接触侧会产生相对滑动,且两接触侧沿螺旋线切向产生的相对滑动速度最大;接触角和螺旋升角对两接触侧滑-滚比的影响趋势均相反,增大螺旋升角更有利于降低螺母侧滑-滚比;滚柱螺纹牙数对两接触侧滑-滚比的影响较小.     

组合柱壳在流场中受冲击载荷作用动响应分析

基于水弹性理论和广义变分原理建立流固耦合系统动响应方程,用双渐近法建立流固耦合边界积分方程,采用结构有限元和流体边界元计算了组合柱壳在流场中受冲击载荷作用下的动响应。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界的影响

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

高超声速二元机翼迟滞非线性热颤振

采用三阶活塞理论计算非定常气动力,考虑高超声速下气动加热对扭转刚度的影响,对具有结构迟滞非线性的高超声速二元机翼进行热颤振分析,比较不同厚度比对二元机翼的线颤振速度的影响。研究结果表明:高超声速气动热效应降低了机翼的颤振速度;机翼的厚度比对热颤振速度有较大的影响,热颤振速度随厚度比的增大而增大。高超声速二元机翼的非线性热颤振表现为极限环振荡,通过poincare截面获得机翼响应振幅的分岔图;系统分岔速度小于线颤振速度,极限环振动的幅值随流速的增大而迅速增大。     

受电弓设备对列车气动特性影响的风洞试验

为了充分了解和掌握在强侧风作用下受电弓设备(受电弓和导流罩)对高速列车气动性能的影响,通过风洞试验对强侧风下高速列车运行时的气动性能进行测量和分析.实验结果表明:当侧滑角小于15°时,列车模型阻力系数随着侧滑角的增大而增加,当侧滑角为15°时,阻力系数出现拐点,拐点后阻力系数开始下降,其侧向力系数的绝对值和升力系数随着侧滑角的增大而增加;受电弓设备对头车的影响较小,但可使中车侧向力系数的绝对值及阻力系数明显增加,使尾车的阻力系数明显减小,而侧向力系数明显增加;受电弓设备中“浴盆”式导流罩对高速列车阻力系数的影响强于“挡板”式导流罩的影响,但对升力系数及侧向力系数的影响弱于“挡板”式导流罩的影响.     

大跨径自锚式悬索桥气动参数的敏感性分析

基于桥梁多振型耦合的气弹性理论,建立了基于特征值问题的气动参数敏感性分析方法,并结合目前国内最大跨度的独塔和双塔自锚式悬索桥的风洞试验资料,分别探讨截面形状、气动阻尼、模态耦合、颤振导数、施工过程等对桥梁气动性能的影响.主要的分析结果表明:对于具有扁平流线型钢箱梁的自锚式悬索桥,其颤振临界风速的计算结果比较接近于薄平板,且绝大部分能量都集中到扭转振型上,表明对颤振发生时起主导作用的是扭转模态;结构阻尼的增加在一定范围内对抑制结构响应所起的作用明显;加劲梁的侧向摇摆运动对其竖向响应的影响非常显著.这些特点均表明此类自锚式悬索桥的空气动力性能与斜拉桥更为接近.图3,表4,参9.     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。