大展弦比机翼的非线性气动弹性缩比优化

针对几何非线性效应明显的大展弦比机翼,使用两种传统线性缩比方法(刚度和质量耦合下直接进行模态匹配与解耦刚度和质量后进行模态响应匹配的方法)与非线性的缩比方法对某大展弦比机翼进行了仿真计算与比较分析,得出传统的线性缩比方法得到的缩比模型与设计目标相差较大,非线性缩比方法误差较小,即非线性缩比方法更加适用于存在明显几何非线性效应的大展弦比机翼的结论。     

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。     

大展弦比机翼的阵风响应减缓控制与仿真

在考虑机翼几何非线性的基础上,先在机翼平衡位置求出振动模态,然后构建机翼的广义受控对象式,设计出模型预测控制器,进行阵风响应减缓控制仿真,并与阵风响应进行对比。结果表明,模型预测控制器能有效地抑制阵风响应。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.     

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。     

大展弦比机翼试验载荷处理技术研究

全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义。高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确。为解决上述问题提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正。最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用,结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值。     

大展弦比机翼/外挂系统气弹响应研究

综合考虑大展弦比机翼的几何非线性和外挂与机翼连接处的中心间隙非线性,建立了大展弦比机翼/外挂系统的气动弹性力学模型。采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了大展弦比机翼/外挂系统的运动微分方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的气动弹性响应及其稳定性。结果表明：中心间隙使系统出现极限环的起始速度明显降低,且在单稳极限环振动速度区间颤振幅值出现跳跃现象;随流速的增加,系统响应呈现出复杂的现象,如拟周期运动、周期运动与混沌运动相间出现、屈曲后颤振等。     

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。     

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。     

大展弦比飞机的中外翼失速优化流动控制研究

针对某型大展弦比飞机由于外翼的当地雷诺数降低以及翼面展向流动,中外翼提前内翼发生分离,引起升力系数下降以及横向滚转力矩发散的情况,基于涡流发生器可以对附面层注入能量的理论,我们在大展弦比飞机的中外翼布置涡流发生器,计算分析了涡流发生器布置在缝翼下表面、缝翼上表面以及主翼面引起的流动的影响,并且在低速高雷诺数风洞中进行了...     

大跨度结构气弹模型风振响应的阻尼修正系数

在气动弹性模型设计中 ,如果阻尼相似不能在模型设计、制作中实现 ,则须对试验结果加以修正 .因此定义了阻尼比修正系数 ,推导出结构在Davenport脉动风速 (风压 )谱激励下响应和阻尼比的相互关系 ,通过一刚度可调的结构模型 ,分析了大跨度结构气弹模型实测各阶阻尼比相近情况下激励形式和结构模态参数对模型风振响应阻尼比修正系数的影响 .