ABC共轴直升机旋翼/机身耦合振动响应分析

前行桨叶概念(Advanced Blade Concept,ABC)共轴直升机具有较大的振动问题,为研究振动机理,建立了ABC共轴旋翼/机身耦合气动弹性模型,其中桨叶采用有限元梁模型,机身采用精细有限元模型。为提高耦合模型的气动弹性响应分析精度,结合传统CFD/CSD耦合分析方法与自由尾迹,提出了CFD/CSD/自由尾迹耦合计算方法,解决了传统方法的尾迹耗散问题,并保证了计算效率。基于此方法建立了ABC共轴直升机旋翼/机身耦合气弹响应分析方法。以样例ABC共轴直升机为研究对象,总结了重点位置振动响应随前进比和旋翼交叉角的变化规律,并得出了一些有意义的结论。

基于重叠网格的翼型动态失速数值模拟

由于动态失速的相关特性及网格变形方法的限制性,采用重叠网格方法及广泛应用在分离流动问题中的SST k-ω湍流模型对NACA0012翼型开展了非定常动态失速的数值模拟研究,得到了动态运动过程中的气动力系数及翼型周围的流线图。研究结果表明采用的计算网格及方法不仅可以有效模拟翼型小幅振荡的动态特性,对大迎角俯仰运动的计算也具有良好的效果。同时能够精确的模拟出俯仰振荡过程中的气动力迟滞效应及大迎角动态失速时翼型前缘涡产生、脱落到再附的运动过程。

飞行高度摄动的鲁棒颤振计算方法

提出了一种以飞行高度作为摄动变量,利用结构奇异值理论来进行鲁棒颤振计算的方法。将标准大气模型中的高度与大气密度,高度与声速的关系拟合成为多项式表示的函数关系,从而将动压和飞行速度表示成飞行高度的函数,使得系统以飞行高度为惟一的摄动变量。然后利用线性分式变换考虑了广义刚度和广义阻尼的不确定性,建立整个系统完整的状态空间模型,使用结构奇异值理论计算颤振裕度。该方法适用于固定马赫数的飞行颤振试验和飞行包线扩展。

气动弹性系统的模型确认与鲁棒颤振分析

研究了气动弹性系统的不确定性建模和鲁棒颤振分析问题。将结构的不确定性考虑为参数形式,非定常气动力的不确定性考虑为参数和未建模动态两种形式,建立了不确定系统的线性分式变换模型。分别使用基于Carathe-dory-Fejer插值定理和Nevanlinna-Pick插值定理的模型集检验方法进行了模型确认,在时间域和频率域中对模型集的有效性进行了验证,确定了不确定性的幅值。对于模型确认得到的不确定气动弹性系统,使用μ分析方法进行了鲁棒颤振分析。计算中,飞行速度是作为给定参数而不再是作为摄动变量,由此得到的鲁棒稳定性边界是匹配点解。仿真数值结果给出了鲁棒颤振速度,表明了方法的有效性。

非线性气动弹性系统的鲁棒稳定性分析

基于结构奇异值理论和特征多项式的值域方法,研究了带有结构和气动参数不确定性的非线性二元机翼的鲁棒稳定性问题。机翼模型包括非线性的扭转弹簧和能够反映失速效应的非线性气动模型。针对零摄动,使用μ方法分析线性化系统在平衡点的鲁棒稳定性。针对非零摄动,将平衡点位置看作关于不确定参数的函数并展开为泰勒级数,从而在μ方法的框架下考虑平衡点的不确定性。此外,计算不确定特征多项式的值域范围,并使用除零条件来判断其鲁棒稳定性。仿真数值结果给出了鲁棒颤振速度的上下界,表明了方法的有效性。

不同流动状态下舵面气动热弹性分析

颤振分析是高超声速飞行器设计中的关键技术之一。本文通过Fluent和ANSYS分别求解流场和结构场,研究了舵面模型在不同流动状态下的颤振问题。结果表明,对于本文模型,气动热使结构模态频率下降和产生热应变;在湍流下,舵面的颤振速度区间相比常温下降26.9%,在层流下,也有13.4%的下降;在相同马赫数不同动压下,动压较低时的舵面颤振位移响应趋于收敛。以上结果可为双楔形翼在高超声速飞行器中的应用提供参考。

机载导弹导轨式发射过程安全性分析

基于吊挂与导轨之间的接触动力学,建立了一种机载导弹导轨式发射过程的有限元仿真分析模型,对发射过程的安全性进行深入研究。该方法能综合考虑载机的机动运动、吊挂与导轨之间的碰撞摩擦、导弹的气动载荷及发动机内压等各种因素的影响,来模拟导弹轨上运动的真实物理过程。对某一响尾蛇导弹的典型发射状态进行了仿真分析,并研究了侧向气动力、偏航气动力矩、机体的垂向过载和滚转角速度等对导弹轨上运动过程的影响,分析结果可为导弹设计提供重要参考。该方法具有较高的分析精度和工程实用性,为机载导弹发射过程的安全性问题提供了有效分析手段。

基于Hammerstein模型的非线性气动弹性系统辨识

在非线性气动弹性系统的辨识中,Hammerstein模型常用来辨识系统的非线性部分,而假设其线性部分是已知的。本文以累积相干函数为准则,有效地选择非线性部分的基函数,减少辨识参数的数目;利用条件逆谱法得到系统线性部分的极点,并构造相应的正交基函数;基于Hammerstein模型,建立该非线性系统的参数化模型;用非迭代方法求解模型参数;从而提出了能够同时辨识系统线性和非线性部分的非迭代辨识算法。以俯仰方向含刚度五次非线性的二元翼段为例,验证了该辨识方法的有效性。

间隙非线性结构气弹响应分析程序的DMAP开发

对大型工程结构,目前MSC/NASTRAN提供了线性颤振、线性气弹的计算功能,但无法进行非线性结构的气弹响应分析。本文采用Roger有理函数拟合法,从简谐运动情况下NASTRAN求得的若干折减频率下的非定常气动力系数矩阵,导出任意运动情况下的非定常气动力近似表达式,并将该气动模型引入到非线性运动方程中,利用DM AP语言在NASTRAN非线性瞬态响应分析程序中加入相关气动力模块,实现了大型有限元机翼结构的非线性气弹响应分析。文中给出了算例,结果验证了该法分析间隙非线性结构气弹响应的有效性。

考虑发动机推力影响的机翼颤振分析

发动机安装在机翼上时,其推力具有典型的随动特征,并对机翼颤振产生重要影响。基于有限元分析软件MSC/Nastran的DMAP开发,提出了一种考虑发动机推力和几何非线性影响的机翼颤振分析方法。作为验证,分析了推力对某高空长航时飞行器机翼颤振速度的影响,与已有结果吻合良好。对一带有两个发动机的复杂机翼结构进行了结构建模和颤振分析,重点分析了推力大小及作用位置对颤振速度的影响。结果表明,发动机的推力效应在颤振分析中是不应忽略的。

旋翼/机身耦合问题的CFD/CSD分析方法

提出了一种高精度的直升机旋翼/机身耦合系统振动响应分析方法。通过非定常Euler/N-S方程与准定常气动力相结合的方法来进行弹性旋翼流场分析,利用CSD软件建立精细的机身三维结构有限元模型,用15自由度非线性中等变形梁单元来建立旋翼动力学模型,最后采用带配平的松耦合迭代方法求解系统响应。以某小型直升机为例,分析了悬停状态下机身典型位置的振动响应,计算结果与实验值吻合良好。研究了前飞速度和机身弹性运动对机身振动水平的影响,结果表明,在小速度和大速度前飞时,机身振动响应随前飞速度的增加而增大;在中等速度段,机体振动水平则基本保持不变。

偏航机动飞行时的壁板颤振问题及优化设计

研究了气流偏角变化条件下,复合材料壁板颤振分析及其优化设计问题。采用考虑气流偏角影响的一阶活塞理论和Von-Karman大变形理论建立了复合材料壁板颤振方程。通过模拟退火优化方法,对不同气流偏角下的壁板颤振速度进行了计算。以偏航壁板颤振速度为目标函数进行了壁板结构的优化设计。分析结果表明:采用所提出的偏航壁板颤振速度,能更好地分析复合材料壁板在机动飞行时的稳定性;通过铺层方式优化设计,能明显提高偏航壁板颤振速度,并较好地解决现有壁板颤振优化设计带来的最优铺层方式的选择问题。给出的算例验证了方法的有效性。

含分层损伤的纤维增强金属层合板颤振分析

利用Msc.Nastran平台的可扩展性,通过重合节点方法,建立了含分层损伤的非线形壁板颤振模型,考虑结构大变形、材料非线性的影响,研究了分层损伤对纤维增强金属层合板的气动弹性稳定性的影响规律及机理。研究表明:1)分层损伤面积增大时,纤维增强金属层合板出现多种非线性动力学运动,观察到概周期、极限环和多频振动的现象;2)分层损伤影响FML颤振模态的改变,是出现多种非线性动力学行为的原因;3)金属层的应力超过屈服极限时,由于材料弹塑性的影响,FML的颤振幅值明显增大。

带有双线性非线性全动舵面气动弹性的数值与试验研究

基于结构刚度非耦合,设计了在扭转方向存在双线性非线性的全动舵面,并对其开展了数值仿真与风洞试验研究。用接触对模拟双线性非线性,基于CFD/CSD耦合建立了该舵面数值仿真模型,考虑了初始接触刚度、触点震颤和接触摩擦力等因素。结果表明:初始接触刚度变化,对数值模拟所得极限环幅值几乎没有影响;采用接触时间控制能够有效解决触点震颤,使流固耦合模拟过程数值稳定;接触摩擦力增大,数值模拟所得极限环幅值减小;数值计算所得极限环幅值随动压的变化规律与风洞试验吻合。

基于Grünwald-Letnikov定义改进的短记忆原理方法

提出一种改进的短记忆原理方法,即将传统的短记忆原理(short memory principle,SMP)对时间的截断替换为对二项式系数的截断,然后有限数量的二项式系数反复应用于不断倍增的步长,直至覆盖所有先前的时间点。该方法的目的是用小步长保证计算精度,同时用逐渐增大的步长减少计算量。采用带有分数阶阻尼的受迫振动、分数阶非线性Duffing方程和分数阶Lorenz混沌系统为算例说明了该方法的准确性和有效性。

大展弦比机翼几何非线性气动弹性响应分析

采用UL格式,建立一种适用于结构大变形问题的高精度非线性动响应求解器;通过有理函数拟合,将频域气动力转化为时域下的气动力格式,以紧耦合的方式建立起结构-气动耦合关系。以某大展弦比机翼为例,进行气动弹性响应计算并做颤振分析,可准确预测临界颤振速度;几何非线性对气动弹性响应特性具有显著的影响。

前行桨叶概念旋翼动力学分析方法

根据前行桨叶概念(ABC)旋翼配平方程中未知量多于方程数的特点,提出了一种基于优化的配平问题求解方法。进而结合计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)松耦合策略,建立了ABC旋翼动力学分析方法。CFD分析中以非定常Euler/Navier-Stokes方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型采用非线性中等变形梁理论建立。以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了仿真分析,计算结果与飞行试验值吻合良好。仿真结果表明,该旋翼动力学分析方法具有很好的分析精度和收敛性,可广泛应用于ABC旋翼动力学分析。

直升机的气动弹性问题

直升机的气动弹性问题与固定翼飞机不同,不仅要考虑单片桨叶,更要将旋翼视为一个整体,考虑其动态入流、尾迹影响以及旋翼与机身之间的相互耦合等。就单片桨叶而言,在结构动力学上,需要考虑离心力场、几何非线性以及桨叶的非线性挥舞-摆振-扭转耦合;在气动力上,需要考虑动态入流以及桨尖处可能的失速效应,本质上属于非线性气动弹性力学范畴。由于旋翼气动力通常是以周期形式通过旋翼轴传给机身,并引起机身振动,而机身运动又通过改变桨叶根部形态反过来影响旋翼的气动弹性特性,这种旋翼/机身耦合问题,也是近年来直升机气动弹性问题研究中的重要方向和热点之一。此外,随着旋翼流场数值分析方法的日趋成熟,采用动态重叠网格或滑移网格方法来实现桨叶运动,并通过动网格技术来实现桨叶的弹性变形,从而实现弹性旋翼流场的数值模拟,目前正呈现出勃勃生机,成为直升机气动弹性研究的又一重要方向和热点。随着各种新构型直升机的相继出现,如倾转旋翼机、前行桨叶概念旋翼(ABC)直升机和复合式直升机等,也带来了新的气动弹性问题。不断发现问题、解决问题,推动本学科持续发展,永远是气动弹性工作者终身奋斗的目标。

空气动力二阶核函数辨识方法

采用截断三阶Volterra级数模型来研究空气动力二阶核函数的辨识问题,选取一簇正交化的切比雪夫多项式对二阶核函数进行参数化处理,并将非参数辨识问题转化成参数辨识问题。相比于其他方法,本文模型能有效降低对激励信号幅值的敏感程度,保证辨识出的核函数具有较好的保真度;只针对三阶Volterra降阶模型中的一阶、二阶核函数进行辨识,即可提升原系统一阶、二阶核函数的辨识精度,却不会显著增加辨识过程的工作量;参数化辨识方法属于整体性辨识,根据已有的部分数据对(输入、输出数据)就能完成系统辨识,且能达到较好的辨识精度,从而有效地减少了执行计算流体力学(CFD)代码程序的总次数,节约了大量的时间成本。算例表明,与目前流行的非参数化方法相比,本文提出的切比雪夫函数辨识方法,精度上达到预期要求,辨识过程消耗的CFD总时间量至少可降低一个数量级。

考虑气动不确定性的气动弹性系统模型确认

研究了机翼气动弹性系统的不确定性建模及其模型确认问题。结构的不确定性考虑为参数形式,气动力的不确定性分为未建模动力学和参数不确定性两种形式进行讨论。建立不确定气动弹性系统的线性分式变换(LFT)模型,给出了频域的模型有效性检验方法,对有效模型集进行参数化并将不确定性幅值最小的模型集求解归结为优化问题。在建模中计入了实际存在的、未知但能量有界的外扰和噪声的影响,降低了结果的保守性。最后,根据模型确认的结果,使用结构奇异值μ-分析方法进行不确定系统的鲁棒颤振分析。仿真计算结果表明了模型确认方法的有效性。