空间充气式返回器气动弹性动力响应特征

针对空间充气式返回器在超声速流场下的气动弹性动力响应问题，该文建立了一种考虑内充压气体作用的流固耦合模型，较已有方法更真实地揭示了空间再入柔性充气结构变形对流场的影响；同时，采用六自由度飞行动力学对超声速阶段的飞行轨迹进行了修正，有效实现了飞行动力学和气体动力学之间的双向耦合。研究表明：超声速工况下，飞行器在小于50°攻角时的俯仰力矩导数为负，其结构有维持静稳定状态的能力；飞行器在超声速流场中会产生剧烈的振动，本质为大尺度湍流尾迹作用下的抖振效应，而这一现象在跨声速及非对称来流的情况下更加严重，有诱发结构产生低频共振的风险。该研究为空间充气式返回器在超声速条件下的结构安全性设计与评估提供了参考。     

基于POD-Observer技术的非定常气动力建模方法

基于本征正交分解（POD）结合观测器（Observer）技术,发展了一种新的适合于气动弹性分析的非定常气动力降阶方法.通过全阶系统行为的样本采用POD方法导出一组流体模态.将POD训练的全阶响应投影到流体模态上,得到模态幅值的响应时间历程.经由deadbeat观测器处理,这些训练数据用于识别模态幅值动态系统的Markov参数.采用特征实现算法基于上述的Markov参数构建系统的状态空间模型.算例选取了亚声速流场中的二维翼型系统.结果表明降阶模型复现了全阶系统的主要动态特性,极大缩减了原系统的自由度数量并且显著提高了计算效率.     

基于降价模型的AGARD机翼气动弹性研究

基于非定常气动力降阶模型ROM,耦合结构运动方程建立气动弹性降阶模型,通过时域分析以及系统特征根求解可以快速评估气动弹性系统的稳定性。ROM将气动力与模态运动相联系,利用CFD4技术进行气动力模型训练,计算量小于CFD／CSD直接模拟的代价。算例选取了气动弹性分析的标准模型AGARD445．6机翼,降阶模型预测的颤振结果与风洞试验数据相吻合。     

柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法

针对刚体飞行动力学难以描述柔性翼飞行器刚柔耦合动力学特性的问题,提出了一种在时域内对刚体运动和弹性体运动交替进行数值计算的建模与循环求解仿真方法.该方法分别为飞行器刚体与弹性体运动建立了独立坐标系,根据坐标系之间的惯性牵连关系,通过气动力与惯性力完成了刚柔耦合动力学关系在刚体与弹性体运动之间的传递.与此对应的仿真算法是在1个积分步长内顺序计算飞行器受力情况、弹性变形状态与刚体运动状态,在仿真步长之间以循环求解的方式进行仿真计算.以飞行器对姿态扰动的动态响应为例进行仿真分析,结果表明本文的动力学建模与仿真方法能正确反映柔性翼飞行器的飞行特性.      

太阳能无人机机翼几何非线性气动弹性分析

以大展弦比机翼为研究对象，结合几何非线性结构有限元建模方法与非线性气动力计算技术，提出了一种利用插值技术求解几何非线性气动弹性问题的方法。并以某太阳能无人机机翼缩比模型为例进行计算分析以及试验研究。研究结果表明：提出的方法得到非线性颤振解与常规方法得到的计算结果基本一致，但应用此方法后，不仅计算效率成倍提高，而且能规避常规方法中由于计算工况设定不合理可能导致的严重计算偏差。     

直升机旋翼的研究

设计和开发一种性能良好的直升机不是一件简单的事，能够制造出象小羚羊、松鼠、海豚、美洲豹和超美洲豹这些世界公认品质优良的直升机更不是件容易的事。法国国家航空空间研究设计院(以下简称ONERA)，基于它本身的职能，参加了并将继续参加法国直升机性能的改进计划。本篇文章向读者介绍了直升机旋翼在声学、气动弹性力学和空气动力学方面已经取得的一些成果和即将取得的进步。ONERA关于上述诸方面的研究得到了法国官方部门(STPA和PRET)的大力支持同时也得到了航宇公司的通力协助。     

考虑大变形的大展弦比机翼气动弹性优化设计

针对大展弦比机翼飞机自身特点,在结构大变形情况下,将弹性力学几何非线性理论引入到大柔性飞行器的气动弹性力学分析中,建立完整的几何非线性气动弹性分析方法框架。该方法主要包含两方面:结构非线性刚度和曲面气动力的计算。结合优化设计,为了提高优化设计效率,针对迭代过程进行有效简化。基于ISIGHT优化平台,发展一种适用于初步设计阶段大展弦比机翼在大变形情况下的气动弹性优化设计方法,有效地避免了结构大变形情况下线性气动弹性分析造成的设计偏差。为了摆脱对初始设计点的依赖,结合局部算法,采用组合优化策略,开展了大展弦比机翼的几何非线性气动弹性优化设计,首先应用蚁群算法定位目标极值在设计空间中所处的区域,再应用直接搜索算法对该区域精确寻优,获得更加准确的设计结果。     

基于降阶模型的AGARD机翼气动弹性研究

基于非定常气动力降阶模型ROM,耦合结构运动方程建立气动弹性降阶模型,通过时域分析以及系统特征根求解可以快速评估气动弹性系统的稳定性。ROM将气动力与模态运动相联系,利用CFD技术进行气动力模型训练,计算量小于CFD/CSD直接模拟的代价。算例选取了气动弹性分析的标准模型AGARD 445.6机翼,降阶模型预测的颤振结果与风洞试验数据相吻合。     

大长细比导弹气动弹性数值计算研究

采用一体化求解非定常N-S方程、结构变形方程及角运动方程的方法,研究结构参数和质量偏心对导弹的弹性运动和角运动的影响.算例结果表明:使用动网格技术和非定常N-S方程求解器能够实现气动、结构和角运动方程的一体化求解;在高马赫数下,结构变形不大时,结构振动变形所引起的非定常气动力较小,对导弹的角运动影响不大;存在质量偏心的导弹,当转速等于角运动的振动频率时,会发生共振现象.     

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.