大变形飞机配平与飞行载荷分析方法

提出了一种可同时考虑结构几何非线性效应曲面气动力效应的大变形飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.该方法利用三维曲面涡格法计算大变形飞机的曲面气动力,引入非线性结构有元计算方法考虑结构几何非线性效应,采用曲面样条插值方法解决气动/结构耦合问题,然后结合全机在变形构型下的刚体运动平衡方程进行柔性飞机大变形状态气动/结构耦合情况下的静气动弹性配平迭代求解.以某常规局大展弦比柔性飞机半展长缩比模型为例,应用该方法对其纵向静气动弹性配平特性及飞行荷进行详细的分析与研究,并与MSC Flightloads线性方法的计算结果进行了对比.分析结果表明结构变形较小时,本文非线性方法和线性方法的计算结果吻合较好.而当结构具有较大变形时,由于线性方法无法考虑气动力曲面效应和结构几何非线性效应故不再适用,而本文出的非线性方法可对大柔性飞机在大变形构型下的配平特性作出较为准确合理的预测,并可满足飞机设计各个阶段的工程应用需求,完成考虑结构几何非线性静气动弹性配平特性的多轮次快速分析.     

气动热-气动弹性双向耦合的高超声速曲面壁板颤振分析方法

建立了气动热、气动弹性双向耦合高超声速二维曲面壁板颤振分析方法．基于柯西霍夫假设和冯卡门非线性应变．位移关系,建立了考虑几何非线性的二维简支曲板的气动．热．弹性分析方程;使用迦辽金方法对方程离散处理,采用四阶龙格．库塔法求解微分方程;三阶活塞理论用于气动力分析;使用参考温度法和平板气动热公式计算气动热．研究中重点考虑：1）气动热与气动弹性双向耦合,既分析气动热对结构刚度的影响,又分析气动弹性对气动热的影响;2）结构温度随飞行时间的积累效应;3）弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响;4）曲面壁板的初始变形对壁板颤振发生时刻的影响．通过与传统的只考虑气动热．气动弹性单向耦合的分析结果进行对比,发现基于气动热和气动弹性双向耦合的壁板颤振分析结果更危险,这一点在精确分析中应当予以重视．     

基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法

建立了一种基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法，并基于此方法对弹性机翼进行了静气动弹性分析．基于机翼几何实体模型建立了三维气动力模型，利用高阶面元法计算气动力，通过模态法实现气动与结构的耦合，以AGARD445．6机翼和一个小展弦比机翼为研究对象，分析了机翼结构弹性变形对气动力的影响．本文重点研究了机翼的气动力系数、翼根载荷、结构变形、不同展向位置的压力分布等参数的变化趋势，并将部分结果与风洞试验、基于风洞试验气动力所得弹性结果进行了对比．结果表明：高阶面元法计算所得气动力具有较高的精确性；基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法具有可行性、可靠性和高效性，可以提供较为全面的静气动弹性数据为飞机初步设计参考．     

各向异性压电驱动器对机翼空气动力的影响

通过改变机翼形状增强飞行器空气动力性能始终是飞行器设计者所追求的目标,利用智能材料控制机翼外形可以提高飞机的空气动力特性．以一个高空长航时无人机机翼的简化模型为对象,研究了压电驱动器产生的各向异性效应及其对机翼空气动力特性的影响,并完成了试验验证．     

大型飞机翼梁位置对气动弹性优化的影响研究

针对大型飞机弹性机翼初步设计阶段涉及的气动弹性问题,在建立大展弦比机翼三维有限元模型的基础上,研究前、后翼梁位置参数对气动弹性特性分析和优化结果的影响规律,为翼盒结构设计提供指导．研究表明,气动弹性优化对于结构设计获得可行解和更优解效果明显,前梁位置参数相对后梁对分析和优化结果的影响较大,且两种规律有所区别．此外,部分关键约束条件的愈加苛刻会导致结构质量显著增加,合理的约束限制对于优化结果有着重要意义．     

可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的刚度需求分析

建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形分析方法.翼型压力分布计算采用面元法,结构分析采用有限元方法.在此基础上,计算了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形情况以及变形对气动力的影响.数值结果表明:后缘部分的柔性蒙皮在气动载荷作用下被"吸"成鼓包形状;同时,翼型上表面压力在"鼓包"位置出现比较大的变化.采用Jacobs的蒙皮形变准则(蒙皮的最大形变量小于弦长的0.1%),计算和分析了可变形后缘弯度机翼对柔性蒙皮的刚度要求.计算结果表明:对于可变后缘弯度机翼而言,增大蒙皮弯曲刚度和拉伸刚度的比值可以减小蒙皮结构对拉伸刚度的要求.柔性蒙皮的最大形变量是随着其拉伸刚度的降低而增加,但增加的幅度取决于蒙皮弯曲刚度的大小;当蒙皮弯曲刚度大于某个值时,蒙皮的变形量由弯曲刚度来控制,拉伸刚度不在起作用,这对柔性蒙皮的结构设计具有重要的指导意义.     

考虑机动载荷不确定性的机翼气动弹性优化设计

提出了一种考虑飞行器机动载荷不确定性的气动弹性优化设计方法,并应用于一个小展弦比机翼的结构设计中.针对使用理论线性气动力和风洞试验气动力时存在的不确定性,发展了一种载荷修正模型,用于预测理论线性气动力和风洞试验气动力摄动时的严重载荷.定义了3类严重载荷目标函数,并在4种典型机动状态下,针对机翼三个剖面进行载荷评估,基于序列2次规划法,确定严重载荷状态;在此基础上,以质量最小为目标,以结构应力、变形和颤振速度为约束,采用遗传-敏度混合算法开展气动弹性结构优化设计.所得到的最优结构虽然比单独采用理论线性气动力或试验气动力得到的最优结构要重,但由于在设计之初考虑了气动力的不确定性,因而在实际飞行中遭遇严重载荷时将更具鲁棒性,可降低结构重新设计的风险.     

倾转旋翼机前飞时机翼/短舱/旋翼耦合系统气弹稳定性分析

倾转旋翼机是一种具有普通直升机垂直起降与空中悬停能力,又兼备螺旋桨式固定翼飞机高速远程巡航能力的新型飞行器.由于旋翼与机翼之间复杂的动力学耦合关系,在前飞状态下系统的动力学稳定性随着前飞速度的提高而降低,从而限制了倾转旋翼机飞行速度的提高.针对机翼具有弹性弯扭耦合特性的倾转旋翼机系统,建立了其前飞时机翼/短舱/旋翼耦合系统的气弹稳定性分析模型.利用Boeing试验模型的参数对倾转旋翼机前飞状态下的气弹稳定性进行计算,分析了机翼弹性弯扭耦合特性对气弹稳定性的影响.结果表明,机翼向上弯曲引起前缘低头的弹性弯扭耦合特性可以显著提高机翼垂向模态的失稳速度,而机翼向前弯曲引起前缘低头的弹性弯扭耦合特性则对提升机翼弦向模态的失稳速度非常有利.     

滑模输出反馈控制在二元机翼颤振主动抑制中的应用

本文以经典的二元机翼为对象,研究滑模控制（SMC）用于颤振主动抑制（AFS）的效果,讨论其控制系统的离散化和控制输入限幅等问题.该翼段模型具有一个后缘控制面,用于颤振控制.基于准定常气动力理论建立了系统二自由度（俯仰和沉浮）气动弹性运动方程.控制系统由滑模输出反馈控制方法设计,抑制俯仰-沉浮耦合颤振.研究过程中对系统进行了离散化处理,控制舵偏考虑了限幅约束.采用经典的龙格-库塔（RK）法对方程进行数值求解.仿真结果表明,带有滑模控制系统的闭环系统可以在高于颤振边界速度状态稳定.但是,简单离散化的控制系统遇到控制舵偏限幅时,闭环系统则失去稳定性.随后,基于理论分析,本文提出并设计了一个控制补偿环节,可以使该系统仍具有稳定性.此外,文中还讨论了系统的参数摄动和时间延迟效应.     

大型飞机复合材料机翼壁板气动弹性优化设计

以大型飞机复合材料机翼为对象进行气动弹性综合优化设计研究,以机翼蒙皮壁板及相关构件复合材料铺层厚度为设计变量,在满足多种气动弹性与强度/应变约束下对结构重量进行最小化设计,并分析了优化中三种强度/应变约束和蒙皮铺层比例的影响.研究表明：不同组合约束下优化后的复合材料机翼较金属机翼减重效果显著,综合考虑应变与失效准则约束能在兼顾减重效果的同时提高机翼整体刚度水平;铺层比例优化结果表明机翼内段与中段较高的0°铺层比例和外段较高的±45°铺层比例分布能使刚度分布更加高效合理.     

民用客机变弯度机翼优化设计

针对民用客机机翼-机身-平尾构型开展了后缘连续变弯度机翼气动优化设计,并探索了在优化设计中添加俯仰力矩配平约束的必要性.采用自由型面变形(free form deformation,FFD)方法对全机构型进行参数化,可实现机翼型面、后缘弯度和平尾偏转角的改变.采用基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程的离散伴随技术求解气动力系数对设计变量的梯度,并采用序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计.针对CRM(common research model)构型开展了考虑多约束的气动减阻优化设计,验证了优化设计系统的有效性.在此基础上,针对不同巡航升力系数分别进行了考虑和不考虑全机力矩配平约束的变弯度机翼优化设计.优化结果表明,通过机翼后缘变弯度可以改善机翼展向升力系数分布、减小激波强度;为了获得综合最优的减阻设计结果,必须考虑力矩配平约束.     

含分层损伤复合材料层合结构在弯曲载荷作用下的屈曲问题研究

由于制造缺陷和服役过程中的外物冲击,分层损伤是广泛存在于复合材料层合结构中的一种缺陷形式.本文研究含圆形分层损伤碳纤维增强型层合结构在四点弯曲载荷作用下的屈曲力学行为.用三维数字图像相关技术获取屈曲表面的变形场和应变场,并以3自由度的利兹法为基础建立反映含分层损伤层合结构在弯曲载荷作用下屈曲力学行为的一维理论模型.最后,用实验得出的屈曲临界载荷值验证理论模型计算出的屈曲临界载荷值,并得出结论:本文提出的计算分层屈曲临界载荷的简便方法,可以用于屈曲临界载荷的初步估算.     

悬索桥几何非线性及主缆受力分析

利用离散、节点平衡求解、系统平衡协调迭代的方法求得具有确定长度的缆索在荷载作用下的曲线形式,详细分析了缆索在荷载作用下的挠度及变形。然后将悬索桥分为两大子结构,即主缆柔性结构,及加劲梁、塔柱等劲性结构。在两大子结构间的耦合点建立平衡方程,进行直接迭代求解。文中并对目前较为常用的结构几何非线性求解法进行了深入的探讨。通过算例证明本文方法不仅计算简单,迭代自由度少,而且计算结果完全可以与精确解媲美,完全克服了非线性方程求解中解的飘移现象。     

空间薄壁截面梁的双重非线性有限元模型

本文根据Bernoulli-Euler梁理论和Vlasov薄壁杆件理论,通过设置单元内部节点并对弯曲转角和翘曲角采取独立插值的方法,建立了可考虑剪切变形及其耦合、弯扭耦合和二次剪应力影响的空间薄壁截面梁双重非线性有限元模型.以TL格式描述几何非线性应变,并推得几何刚度矩阵.同时考虑了材料非线性,假定材料为理想弹塑性体,符合Von Mises屈服准则和Prandtle-Reuss增量关系,采用有限分割的方法,由数值积分得到空间薄壁截面梁的弹塑性刚度矩阵.算例表明本文所建模型具有良好的精度,适用于空间薄壁结构的有限元分析.     

抛物线浅拱面内弹性稳定性分析

对竖向均布荷载作用下固接抛物线浅拱进行了平面内稳定性分析. 利用虚功原理对浅拱建立了非线性平衡条件和非线性屈曲方程, 得到了均布荷载作用抛物线浅拱的反对称分岔失稳以及对称跃越失稳模式下的解析解以及区分不同失稳模式的拱的修正长细比临界值. 为了简化求解临界荷载的过程, 利用最小二乘原理得到了对称跃越失稳临界荷载的近似解. 通过有限元分析与理论解的对比验证了理论解的正确性. 最后给出了一种提高拱面内性能的索拱结构形式, 分析结果表明: 随着拱修正长细比的提高, 索对拱结构面内稳定性能提高的作用越明显.     

基体开裂对黏弹性层合圆柱壳延迟失稳的影响

研究了基体蠕变开裂对黏弹性层合圆柱壳的前屈曲变形特征和分岔蠕变屈曲的影响．采用Schapery的耦合基体开裂的积分型本构关系描述铺设单层的力学行为，由细观力学方法将损伤变量值与基体裂纹密度相关联，并建立基体裂纹密度演化与拉伸应力的幂型关系．基于Donnell型扁壳理论和Karman．Donnell几何非线性关系得到黏弹性层合圆柱壳在轴向压缩下的前屈曲变形与分岔屈曲控制方程，综合应用有限差分、三角级数展开以及Taylor的卷积积分数值递规算法求解问题．针对多组几何参数、损伤演化参数以及两端边界条件，分析对称铺设玻璃纤维／环氧复合材料圆柱壳在耦合基体蠕变开裂时的分岔蠕变屈曲行为．数值结果表明：基体横向开裂损伤显著降低了短圆柱壳分岔蠕变失稳的临界时间和持久临界荷载，但这种影响随着圆柱壳径厚比的增加而减弱直至消失，对中长圆柱壳，损伤效应与圆柱壳两端的边界条件有关．     

空间磁悬浮系统的耦合动力学模型及线性化

利用洛伦兹力的电磁悬浮控制在地面及空间的主动隔振控制中得到了广泛应用,已有的研究与应用大多基于浮子加定子的形式,假设定子质量特性远大于浮子且不受控制的反作用及其他耦合作用,对浮子进行六自由度建模及控制.对载荷质量特性与平台质量特性相当的情况,系统将不再具有定子与浮子的形式,成为具有耦合作用的两个六自由度运动的物体,耦合作用表现在控制的反作用、相对运动产生的感生电流与磁场相互作用两个方面.本文尝试推导了载荷及平台相对任意各自参考点的耦合运动模型,包括载荷运动、平台相对运动的耦合动力学方程,并基于平动及转动的小位移及小速度假设,对非线性方程进行了线性化处理,便于用线性控制器进行反馈控制,数值实例表明在一定时段内线性化模型的结果与原模型保持一致.     

温度对超塑性拉伸稳定变形影响的力学解析

从应力为应变、应变速率和温度的函数的状态方程出发, 导出包含应变硬化指数、应变速率敏感性指数和本文引入的温度敏感性指数、温度起伏指数, 建立了分析超塑性拉伸载荷稳定变形的微分本构方程和几何稳定变形的变分本构方程, 并根据塑性基本理论的普适条件, 进行了温度连续上升条件下和沿试样轴线存在温度不均匀条件下的载荷稳定变形和几何稳定变形的理论分析. 结果表明温度连续上升的快慢和温度的不均匀的大小对稳定变形有影响, 温度上升越快, 温度越不均匀, 载荷稳定和几何稳定所对应的均匀应变越小; 应变硬化效应是超塑性拉伸变形稳定性的必要条件, 在载荷失稳时并不同时产生几何失稳, 而是能持续一段均匀变形才出现; 在超塑性温度区, 恒温不是呈现超塑性的必要条件, 但是在变形过程中温度上升的越慢, 温度越均匀, 变形的稳定性越好.     

超临界机翼表面涡流发生器影响研究

通过数值求解Reynolds平均的Navier-Stokes方程组,对重要的流动控制手段之涡流发生器（vortex generator,简称VG）的绕流流场及其对主流的影响规律进行计算模拟.首先,预测平板上单一涡流发生器流动,验证数值计算方法,并认识含涡流发生器流场的基本流场特征;其次,预测标准模型——ONERA-M6机翼跨声速流动,探索激波/边界层干扰流动特征;再次,在超临界机翼25%当地弦长附近布置一排涡流发生器,探索它们对机翼跨声速流动边界层的干扰效应;最后,将这些涡流发生器位置提前（距前缘3.5%当地弦长）,检验其对低速大攻角流动的影响规律.结果表明,7个VG能有效抑制跨声速强激波/边界层干扰导致的分离,减小展向流动;也能大幅缩减低速大攻角状态下的分离范围.     

摇摆工况下两种舰船转子轴承系统的安全性与稳定性研究

倾斜摇摆工况下,轴承承受载荷随时间变化,这必然会影响轴承支撑的转子系统的安全性与稳定性分析结果,仅通过稳态分析难以保证支撑轴承自身的安全性和可靠性.本文采用西安交通大学润滑理论与轴承研究所多年积累的转子轴承系统动力学分析软件DLAP(dynamic lubrication analysis program),求解包含瞬态项的Reynolds方程和黏温方程,得到了正常工况下椭圆瓦、错位瓦轴承关键的运行参数如最小油膜厚度、最大油膜压力、温升、功耗和流量,同时对比分析了摇摆工况下两种轴承的轴心轨迹和油膜压力的变化.此外,基于轴承刚度和阻尼的分段线性化假设,建立不同横摇角度的转子轴承模型,耦合求解两种轴承支撑的转子系统的动力学模型,采用特征值和特征向量,不平衡响应分析、稳定性分析和瞬态动力学分析等手段,研究轴系的稳定性和安全性,最终得出摇摆工况下椭圆瓦轴承和错位瓦轴承支撑的转子系统的动力学特性.