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。     

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。     

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。     

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.     

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。     

基于神经网络的跨音速非定常气动力的辨识

利用递归神经网络(RNN)模型具有时间记忆性,且会考虑之前的输入输出对当前输出影响的特点,以递归神经网络方法建立了NACA0012翼型在跨音速阶段的非定常气动力模型;利用CFD计算NACA0012翼型绕其刚心作变频俯仰运动的跨音速气动力系数为训练数据,建立跨音速非定常气动力模型。以建立的跨音速非定常气动力模型预测NACA0012翼型作俯仰简谐振动的气动力系数,并与CFD计算的气动力系数进行对比。结果表明,该模型具备优良的逼近非线性非定常气动力的能力;针对跨音速二维翼型,该模型相比CFD可以更快速地构建,并能迅速且较为准确地预测不同频率下作简谐振动时的气动力。     

机翼气动结构多学科设计优化研究

为解决大展弦比机翼气动和结构学科的耦合分析及优化耗时问题,采用高精度计算流体力学(CFD)与计算结构动力学(CSD)模型耦合分析的方法,得到耦合分析后最终真实变形情况下的应力状态和气动力性能,指出大展弦比机翼气动结构耦合分析的必要性.对自适应响应面法进行改进,提出一种基于模糊聚类自适应径向基的全局优化策略,研究了该策略的全局寻优能力和优化效率.运用该优化策略对考虑气动结构耦合分析的大展弦比机翼结构进行多学科设计优化研究.研究结果表明该气动结构耦合分析方法可行有效,并且该优化策略提高了优化效率.     

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。     

基于CFD方法的机翼外形静气弹修正

对于大展弦比的民机设计,基于CFD方法通过气动结构耦合进行机翼外形静气弹修正。本文通过对巡航外形的气动力和重力卸载,计算飞机的型架外形。基于型架外形,通过气动结构耦合进行多次迭代计算,得到弹性变形收敛后的巡航外形。     

翼型局部弹性自激振动的增升减阻效应研究

基于几何非线性的浅拱理论及空气动力学理论,建立了局部弹性翼型的气动弹性模型,并针对该模型建立了在ALE坐标下局部弹性翼型与非定常流场的耦合算法;对振动NACA0012翼型的非定常气动力进行了计算,结果与文献数据吻合良好,验证了算法的准确性;对雷诺数为2×105时弹性翼面自激振动对翼型的增升减阻效应进行了数值分析.研究结...     

载机干扰流场下的内装式空射火箭分离过程仿真

为精确模拟载机干扰流场下的箭机分离过程,综合运用多体动力学和计算流体力学的基本理论,提出了一种基于动力学仿真和数值模拟的仿真方法. 该方法通过建立载机、火箭和稳定伞的全尺寸实体模型,并在ADAMS中施加约束和驱动后进行可视化仿真. 火箭在载机干扰流场中的非定常气动力利用计算流体力学和动网格技术进行仿真计算,稳定伞的气动力通过克希霍夫运动方程进行推导. 针对影响箭机分离的关键因素进行仿真对比分析,结果表明该方法较准确地模拟了载机干扰流场下的分离过程,从而为内装式空射火箭的整体方案设计提供了重要的依据.     

Study on conditions of internally carried air-launched launch vehicles based on the virtual prototype technology

A method based on the virtual prototype technology simulating the separation of a launch vehicle from its aircraft in the aircraft wake was proposed based on the internally carried air-launched launch vehicle program. In this method, the full-scale model of the aircraft, the vehicle and the parachute are constructed. Then, they are imported into the ADAMS software, constraint solutions and driving forces are then added for visual dynamic simulation. The unsteady aerodynamic forces of the vehicle in the aircraft wake are calculated by CFD and the moving grid technique. The forces generated by the parachute can be derived from the Kirchhoff motion equation. Through comparing and analyzing the simulation results under different launch conditions, it has been proven that this method simulates the separation of a launch vehicle from the aircraft in the aircraft wake accurately. It provides the foundation for the aggregate project of internally carried air-launch vehicles, and offers a new ref- erenced method for multi-body dynamic simulation.     

基于察／打一体无人机平台的导弹发射模拟

为研究机载导弹发射过程中载机、导弹之间存在的气动干扰特性和导弹运动规律,采用计算流体力学方法对导弹发射过程进行了数值模拟。结合刚体六自由度运动方程,将运动嵌套网格技术应用于机载导弹发射问题中,通过求解三维非定常Euler方程得到流场信息。应用此方法成功模拟了基于察／打一体无人机平台的导弹发射过程,获得了详细的导弹运动速度、运动轨迹和受力情况等丰富的流场信息。算例表明：运动嵌套网格技术处理具有复杂外形、较大相对位移运动问题的能力,发动机推力的影响,载机、导弹之间的气动干扰影响较小。采用计算流体力学方法和运动嵌套网格技术可为研究导弹发射过程提供参考和依据。     

一种基于CFD的飞行模拟方法

分析了飞行力学模拟与CFD模拟之间的影响关系。详细考虑了机动飞行过程中飞行参数变化与气动力变化之间的相互影响,开发出基于高精度CFD计算的飞行力学模拟方法。改进了传统飞行力学计算方法,保证了气动数据和飞行数据的计算精度。采用此方法,通过一次数值模拟即可得到飞行过程中气动力及飞行轨迹、飞行速度等的变化过程,可用于对飞行器设计方案进行精细模拟。     

翼型颤振分析的时域方法

使用全耦合法预测了翼型NLR7301的颤振边界.在流体域的动网格上,通过求解非定常的雷诺平均N-S方程,计算出翼型表面的非定常气动力.在耦合了翼型的结构动力学方程后,得到翼型表面的变形位移,通过变形网格技术对流体域的网格进行更新.在此基础上利用时间推进的方法模拟了翼型的自激振动过程.     

一种考虑静气动弹性影响的机翼型架外形设计方法

在机翼静气动弹性分析的基础上,结合Takanashi余量修正方法对三维机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形。其中静气动弹性分析采用耦合计算流体力学和计算结构动力学(CFD/CSD)方法进行数值模拟。气动力采用N-S方程的有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。以某客机方案机翼作为算例,设计结果表明本文所建立的机翼型架外形设计方法是可行的,具有一定的工程应用价值。     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.      

多场耦合的机翼热气动弹性问题研究

采用CFD/CSD/CTD耦合方法研究了高超声速机翼的热气动弹性问题。首先采用多场耦合方法进行了静热气动弹性配平,获得了结构热平衡状态下的温度分布和位移分布;在此基础上对结构进行了热模态分析,得到了其各阶模态频率随来流马赫数的变化规律;最后,研究了材料属性变化和热应力对热配平结果的影响。结果表明,气动热使结构特性发生改变,模型结构刚度下降主要由材料属性变化引起,而结构变形则与热膨胀有关。     

基于自由变形技术的Ahmed模型气动减阻优化

针对目前汽车气动减阻中基于工程师经验的试凑法所存在的盲目性和低效率,以及气动优化设计中车身曲面难于参数化等问题,将自由变形方法引入汽车气动减阻优化设计中,为减阻优化设计提供一种快速、有效的参数化方法.文中以外形简单的Ahmed模型为研究对象,根据正交试验设计构建样本空间,采用FFD方法对各样本点模型进行参数化,通过CFD仿真获得各样本的气动阻力系数;建立3种常用的近似模型,选择可信度最高的RBF模型构建近似模型,采用多岛遗传算法求解近似模型的最优值,根据优化结果重新构建最优模型并采用CFD计算其气动阻力系数.计算结果显示优化后的Ahmed模型气动阻力系数减少了51.96%.