后掠机翼跨音速静气动弹性特性研究

后掠机翼在飞行过程中受气动载荷影响,其机翼将产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机性能和飞行安全,不能将此种机翼当作传统的刚性机翼加以弹性修正的方法进行分析。针对这种弹性后掠机翼,应用发展的非结构动网格生成方法,以Euler方程为控制方程,耦合结构静平衡方程,采用结构影响系数法,对中等展弦比、大展弦比后掠机翼的气动力载荷和结构变形进行了求解,并对结果进行了分析。     

爆炸冲击波作用下机翼等效靶毁伤效应实验研究

为研究飞机机翼在爆炸冲击波作用下的毁伤效应,采用结构等效和强度等效原理对典型飞机机翼关键部件进行了等效,设计机翼关键部件等效靶.采用TNT药柱爆炸方式产生爆炸冲击波对等效靶进行动态加载,分别获得了以LY12及碳纤维复合板作为蒙皮的等效靶在冲击波载荷作用下的响应过程、失效模式以及冲击波超压与等效靶最终变形量的相互关系.     

M型机翼变体飞机动力学分析

对变体飞机机翼变形时的飞行动力学响应进行仿真,分析机翼变形诱导出附加力及力矩的影响,为变体飞机飞行控制提供参考依据.基于牛顿欧拉方程,推导出适用于变体飞机的扩展运动方程,方程中增加了4项由于机翼变形而产生的附加力及附加力矩.基于涡格法建立任意机翼构型下气动力求解方法.将变体机翼飞机的动力学建模与仿真分析方法应用于M型机翼变体飞机,对机翼对称及非对称变形下的动力学响应进行分析.结果表明,附加力及附加力矩对变体飞机飞行影响明显.      

伸缩机翼变形机构多柔性体动力学仿真分析

针对伸缩机翼飞机的变形机构,使用一种螺旋传动机构实现机翼伸缩,建立了基于ANSYS和ADAMS的用于机翼伸缩变形的螺旋传动机构多柔性体虚拟样机模型,并对其进行仿真分析,从变形运动速度、变形过程的振动情况、滑块和滑轨之间摩擦力以及驱动功率方面对机构进行分析.经仿真分析证明所设计的螺旋传动机构可作为伸缩机翼飞机的变形机构方案.     

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。     

基于UMARC的大展弦比机翼空气动力建模方法

将旋翼气动建模思想引入大展弦比固定翼,对旋翼飞行器UMARC理论中直升机旋翼空气动力建模方法进行适当改进,建立适应机翼较大变形情况下的空气动力学模型。将大展弦比机翼描述为Bernoulii-Euler梁形式,利用机翼大变形前后坐标系转换关系,推导得到变形后坐标系下机翼任意截面瞬时空气速度并最终建立空气动力载荷模型。利用模型计算机翼气动弹性静平衡位置,经与已有文献结果对比,表明此模型建立方法准确、有效;将UMARC理论移植到大展弦比机翼思想可行;并具较高工程应用前景。     

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。     

HIRENASD机翼静气弹问题的数值模拟方法研究

跨音速状态下由于激波、附面层干扰影响,使得流动控制方程非线性,导致线性化的气动弹性分析方法无法准确对机翼静气动弹性进行分析。针对弹性机翼跨声速非线性静气动弹性问题,本文采用三维可压N-S方程为控制方程,基于双向流固耦合分析方法,以HIRENASD机翼为研究对象,对不同攻角、不同Mach数下的静气动弹性变形进行数值模拟,通过仿真分析,得到了不同攻角、Mach数对弹性机翼变形及应力特性的影响规律,并分析了非线性静气动弹性对机翼纵向气动特性的影响,可为相关飞行器的结构设计提供一定的依据。     

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

将大展弦比飞机机翼简化为变截面悬臂梁结构。基于线性叠加原理,将变截面梁划分为n段,推导出梁挠度的计算方程。根据机翼实际尺寸,并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型,将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。利用ANSYS有限元软件中几何非线性迭代方法,分析变截面梁受均布载荷时的变形。理论计算结果和有限元仿真结果吻合,验证了该计算方法的有效性。为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形,在机翼上布置应变计并进行地面标定试验,得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。通过采集飞行实测应变数据,结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程,再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。     

某型民用运输机机翼应力与变形分析

为了探究大型运输机在使用限制范围内,典型载荷作用下机翼的应力分布和变形量,针对某型飞机,建立了机翼翼盒段有限元模型。对巡航状态、最大正过载和最大负过载(1 g,2.5 g,-1 g)三种典型工况进行应力和变形分析。结果显示,巡航状态机翼向上弯曲的最大变形量为1.33 m,32~33号肋区域应力较大;最大正过载时,机翼向上弯曲的最大变形量为3.69 m,应力较大区域与巡航状态类似;最大负过载情况下,机翼向下弯曲的最大变形量是1.81 m,18~19号肋区域应力较大。通过与同级别飞机试验数据的比较,验证了计算结果的准确性。分析结果可为大型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供参考。     

用于微型飞行器的可变机翼设计及其特性

微型飞行器在低Reynolds数条件下飞行,机动能力不足且稳定性差.为了解决上述问题,设计了一种翼型可变机翼,通过高效紧凑的曲柄滑块驱动机构带动机翼蒙皮,最终牵动整个机翼变形;然后对常规机翼和翼型可变机翼进行了仿真和风洞对比试验.结果表明: 这种翼型可变机翼具有与很多常规固定机翼不同的特性,可使升力有很大提高,能增强微型飞行器的机动性并改善失速特性;而且,通过变形,翼型可变机翼可以在不同迎角下获得最优气动效率.     

姿态匹配传递对准的H∞滤波器设计

姿态匹配传递对准对机翼弹性变形很敏感,若机翼弹性变形建模不当,将造成姿态匹配传递对准卡尔曼滤波性能的恶化。由于H∞滤波对系统的不确定性干扰具有很强的鲁棒性,因此本文将机翼的弹性变形视为姿态匹配传递对准中量测的不确定性干扰,并且设计了姿态匹配传递对准的H∞滤波器。仿真结果表明,在不对机翼弹性变形进行建模的情况下,姿态匹配传递对准的H∞滤波器能在十多秒钟的时间内完成传递对准,并且传递对准精度可达5’。     

机翼变形误差对发射后截获性能的影响研究

研究了机翼变形角误差对空空导弹发射后截获性能的影响.根据某型导弹挂机后计算的载机机体坐标系与导弹弹体坐标系的相对角误差量,仿真计算了机翼变形角误差对导弹发射后截获概率的影响.仿真结果表明,机翼变形角误差对导弹发射后截获性能影响大,必须对其进行补偿,否则载机在大机动情况下发射导弹,导弹将不能截获目标.并据此提出了对机翼变形角误差的补偿方法和解决途径.研究结果对空空导弹的工程研制具有参考价值.     

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。     

机翼前缘局部填充泡沫铝抗鸟撞特性

在保证飞机机翼前缘质量特性的前提下,通过一种泡沫铝局部填充机翼前缘的优化结构来提高机翼前缘的抗鸟撞性能。通过LS-DYNA软件分别开展机翼前缘未填充和局部填充泡沫铝材料抗鸟撞分析,研究两者撞击响应、前墙响应和吸能特性的差异性,并基于D80气炮开展鸟撞铝板试验来验证鸟体本构参数的准确性和有效性。研究结果表明:通过减少蒙皮厚度并局部填充泡沫铝的方式能够在优化机翼前缘质量的同时有效地增强机翼前缘的抗冲击强度;机翼前缘局部填充泡沫铝之后前墙面板中心点位移以及等效应力得到有效降低,填充机翼前缘结构比空机翼前缘结构能够更有效地抵御鸟体撞击;在蒙皮和泡沫铝的共同作用下,局部填充泡沫铝的机翼前缘能够比空机翼前缘在相同撞击工况下吸收更多的能量。     

科学奇闻60秒

<正>机翼会变形见过会变身的机器人,你见过会变形的机翼吗?前不久,NASA与MIT工程师合作开发出一种新型机翼。这种机翼由数百块完全相同的单元部件组成,它们拥有像网格一样的骨架结构,表面覆盖着一层很薄的高分子材料轻壳。这使它比传统机翼更轻,但轻并不是它唯一的特点。通常,传统飞机通过操纵飞机的副翼来控制飞机的翻滚运动,而新型机翼只要微微改变一下自身的骨架角度,就能改变机翼形状,从而控制飞机飞行。     

SMA动作器结构变形的主动控制

根据机翼结构变形控制中主动控制的设计思想和形状记忆合金(SMA)弹簧的特性,设计了一种新型的SMA弹簧动作器,将其应用到机翼骨架结构中.利用ADAMS软件对机翼主动控制进行仿真,对驱动位置进行优化设计.仿真结果表明:该设计实现了机翼骨架结构的主动变形控制,减轻了结构的重量,为无人机的主动控制设计提供了一种新的方法.     

考虑结构静气弹变形的连接机翼气动外形优化设计

以一种大展弦比连接翼布局的风洞模型机翼为优化设计例子,利用基于Euler方法的CFD分析软件和线化结构分析的FEM软件,采用CFD-FEM迭代正反设计方法,开展了考虑吹风模型机翼结构静气弹变形的机翼气动外形优化设计.风洞试验结果验证了设计良好效果,在设计点,优化设计的气动外形获得了约10%的升阻比收益.     

概念设计阶段机翼流固弱耦合设计系统开发

针对机翼概念设计阶段存在的气动载荷与结构变形之间的耦合效应问题,结合机翼概念设计阶段模型简化、快速估算的特点,提出了基于弱耦合迭代的流-固耦合效应的解耦方案。通过改进基于径向基插值函数的流-固耦合数据交换技术,采用基于最小变形能的气动载荷分布估算及惯性载荷的分布算法等技术,实现了气动载荷等效转换为结构载荷;并开发和验证了面向概念设计阶段的机翼气动-结构耦合设计原型系统,为实现机翼的气动结构耦合设计提供一种可行的替代方案,达到了提高气动载荷与结构分析载荷转化的效率,避免求解复杂的多学科分析模型的目的。     

基于3-RPS并联机构的自适应机翼方法实现

针对自适应机翼飞行器设计了一种翼身连动机构,使机翼能够完成变前后掠、变翼展、变上下反角三种变形,从而在整个飞行任务过程中都能使飞行器达到气动性能最优。该连动机构以经典3—RPS并联机构为原型,通过3杆联动完成机翼姿态的变化。根据自适应机翼的变形要求,该结构对经典3—RPS机构进行改进,使机构在单一转动自由度和平动自由度的复合运动中,不会产生衍生自由度。且新结构截面外形与机翼截面的几何构型更为接近,较之经典3—RPS机构更适合应用于自适应机翼的连动机构。此外,电控系统设计也更利于系统未来优化升级。