典型航天火工品运输三轴振动加速试验方法研究

运输振动环境是典型的多轴向振动激励,针对典型火工品运输试验中仍采用单向振动加载的现状,本文分析航天典型火工品运输工况,并提出设计火工品运输试验。研究航天典型火工品运输振动条件制定方法,确定运输三轴振动条件、运输三轴振动加速试验条件。建立典型航天火工品运输三轴振动加速试验方法,通过三轴振动试验,研究了火工品在不同里程、不同试验条件下的电阻值的变化情况,获取了电阻值随着运输历程的变化规律,为火工品三轴振动加速试验提供参考。

鱼骨柔性翼等效结构建模及其气动弹性特性分析

鱼骨柔性翼(Fish bone active camber,FishBAC)是一种依靠结构变形实现机翼弯度变化的结构形式,相较于传统的离散式控制面和增升装置,可以在实现机翼弯度变化的同时保持气动表面的连续与光滑。然而,其依靠结构弹性变形实现机翼变弯度的基本特征可能引发潜在气动弹性问题。针对柔性翼潜在的气动弹性问题,本文从结构特性和气动弹性特性两方面进行了研究。在结构特性方面,基于欧拉梁理论和逐段刚化法建立等效结构模型,经有限元验证发现简化模型在计算非均质梁结构保持精度的同时提高了计算效率。在气动弹性特性分析方面,基于等效刚柔耦合翼型模型和非定常气动理论完成了气动弹性特性分析。结果表明,FishBAC建模时需考虑结构柔性,忽略结构柔性会对气动弹性特性的预测存在一定偏差。在驱动力矩低于1.5 N·m时,本文简化的等效结构模型可较好地预测考虑静气动弹性特性的机翼结构形变。使用本文提出的翼型模型考虑结构存在刚柔耦合特性,并预测柔性段所发生的弯度颤振,简化模型与MSC Nastran相比在颤振速度预测上保持了一致性。

不同折叠角下含间隙折叠机翼极限环振荡分析

折叠机翼作为变体飞行器的重要变体机构之一,其气动弹性响应规律研究为变体飞行器稳定性及操纵性的提升奠定基础。本文提出基于干风洞的含间隙折叠机翼地面颤振虚拟试验模型建模方法,其中折叠机翼翼面子结构采用Craig-Bampton方法建立其刚柔耦合降阶模型,子结构连接采用线性/非线性弹簧连接,气动力采用偶极子格网法获得并转化为激振器集中力,由于地面颤振试验中气动力建模需基于统一的模态振型,针对含间隙折叠机翼采用虚拟质量法获得统一坐标下的虚拟模态振型。仿真结果表明,基于Craig-Bampton方法建立的线性折叠机翼地面颤振虚拟试验模型预测颤振速度与商用软件相比误差低于2%。当模型中采用非线性弹簧连接时,折叠机翼在低于和高于线性颤振速度下均会形成极限环振荡,仿真表明由于间隙非线性的影响,极限环的临界速度比线性颤振降低。研究发现折叠角0°下间隙大小对极限环幅值具有显著影响,而折叠角30°下间隙大小则对极限环幅值几乎不产生影响。

大速度条件下的旋翼气弹动载荷特性分析

针对常规直升机大速度状态下的旋翼气弹耦合突出、振动载荷预估难的问题,建立旋翼气弹动载荷分析模型并针对大速度前飞状态下的旋翼载荷特性开展分析。针对桨叶典型的细长柔性梁特征,基于柔性多体动力学框架建立旋翼结构动力学模型,并针对大速度状态下的桨叶负升力和气动干扰特点,采用双峰自由尾迹方法建立旋翼气动模型。在模型验证基础上以B0105旋翼为研究对象,开展大速度状态下旋翼气动、结构载荷计算,结果表明:在大速度状态下B0105旋翼桨尖前行侧出现较大负升力,产生偏置气动力矩效应,气动力矩呈现脉冲式振荡特点;桨根垂向剪力和挥舞弯矩的谐波量呈倍数级地急剧增加,其中桨根挥舞弯矩的四阶谐波幅值增长幅度最大;桨毂垂向力、滚转力矩和俯仰力矩的四阶谐波均大大增加,其中桨毂垂向力增长幅度最大;大速度状态下的桨尖负升力和强力矩造成桨叶高频弹性扭转变形,进一步恶化拉杆载荷。

高速飞行器结构/气动/推力耦合动力学建模方法

高速飞行器采用细长体布局和推进-机体一体化设计,并大量使用轻质材料、薄壁结构。这些因素造成推进系统与气动力、结构变形之间的相互影响,带来特殊的推力-气动弹性耦合问题。针对此类问题,本文基于飞行力学小扰动理论建立动力学方程,引入当地流活塞理论显式气动力模型、模态法结构变形模型和准一维超燃冲压发动机模型等兼顾分析精度和效率的子学科模型,提出了一种结构-气动-推力耦合的吸气式高速飞行器动力学建模方法。采用此方法针对类X-43典型高速飞行器二维模型进行动力学稳定性分析,包括推力及弹性耦合对飞行器动力学特性产生的影响和对关键耦合参数的变参分析。分析结果验证了建模方法的可行性,并证明了推力-气动弹性耦合对飞行器动力学特性的特殊影响,其中推力耦合会显著降低长周期稳定性,弹性耦合会略微增加短周期稳定性,而舵偏振动耦合则会显著降低短周期稳定性。

数据驱动的气动热建模预测方法总结与展望

气动热的准确预测是指导高超声速飞行器设计的基础。在经典气动热预测方法愈发难以满足工程中高效准确的气动热预测需求的背景下,近年来蓬勃发展的数据驱动气动热建模预测方法逐渐成为气动热预测的新范式。对此,首先阐述了数据驱动气动热建模预测方法和经典气动热预测方法的相互关系。然后,从建模思路上将数据驱动气动热建模预测方法归纳为3类,即气动热特征空间降维建模预测、气动热逐点建模预测和气动热物理信息嵌入建模预测,并对这3类方法进行了详细介绍和分析总结。数据驱动气动热建模预测方法不仅比工程算法准确,而且和采样方法结合后,还能够有效降低实验测量和数值计算的工作量,给出的模型也更加高效简洁。最后,对数据驱动气动热建模预测方法的发展趋势进行了展望,指出数据驱动技术与经典气动热预测方法的深度结合、气动热物理信息嵌入建模预测方法和气动热预测大模型将会是未来研究的要点。

分布式电推进螺旋桨飞机旋转颤振

由于采用多个螺旋桨动力,旋转颤振成为分布式电推进飞机面临的重要气动弹性问题之一。基于机翼/短舱/桨耦合系统的运动关系及力作用关系,考虑机翼对螺旋桨的下洗和侧洗效应,推导出机翼、短舱和螺旋桨耦合系统的运动方程。将多套短舱/螺旋桨动力的陀螺力矩和螺旋桨非定常气动力引入机翼结构动力学模型,建立分布式电推进螺旋桨飞机颤振模型。通过对动力系统展向位置和动力系统数量的变参分析,研究分布式电推进螺旋桨飞机关键动力布局参数对旋转颤振特性的影响规律,并评估了2种典型的分布式电动螺旋桨飞机布局的颤振特性。结果表明:动力系统位于0.8倍翼展附近时,旋转颤振速度明显提高,而其他安装位置的参数不敏感。从翼根向翼梢逐渐增加动力数量的过程中,当动力个数少于5时,机翼的颤振速度对动力个数参数不敏感,而当动力个数增加至6时,机翼的经典颤振速度和旋转颤振速度均显著提高。在总刚度、总质惯量、总滑流效应和总功率等总体设计指标相当的前提下,动力系统相同分布式方案更佳,更有利于提高经典颤振速度和旋转颤振速度。

一种考虑结构非线性的连续突风气弹响应计算方法

连续突风气弹响应在工程中一般采用随机理论进行分析求解,通过将全机频响函数,与激励功率谱密度积分,即可得到各自由度均方根值。该方法基于频域线性求解,无法直接进行非线性响应分析。为此本研究基于匹配滤波器理论,提出了一套可考虑结构非线性的连续突风响应工程简化计算方法。通过引入突风滤波器,串联至全机气弹动力学系统,构成了连续突风的时域分析模型。针对所选取自由度的均方根值,通过匹配滤波器理论,计算得到一套各自由度“时间匹配”的响应,在此基础上,针对非线性结构模型,通过调整脉冲激励幅值,寻找最大的响应作为非线性结果,最终建立了一套适合于工程应用的、考虑结构非线性的连续突风响应计算方法。算例表明,本研究所建立的方法针对连续突风,可获得满足工程精度要求的各自由度“时间匹配”的响应,同时可用于结构非线性响应计算。

大展弦比无人机几何非线性颤振分析

目的 基于大展弦比无人机的几何大变形的特性开展颤振分析。方法 基于大展弦比无人机大变形状态下的非线性动力学特性,得到非线性平衡态下的结构刚度,通过与非定常气动力的耦合,得到大展弦比无人机的非线性颤振特性。在此基础上,探究考虑曲面效应的平板气动力与结构非线性动力学耦合下的大展弦比无人机的颤振特性。结果 考虑几何非线性条件下的颤振速度相较于线性颤振速度下降约8%,考虑曲面效应的颤振速度相较于平板气动力下的颤振速度下降约11%。结论 结构大变形引起的几何非线性会引起机翼水平和垂直的运动耦合,改变相应的频率和振型,从而影响气动弹性耦合关系,降低临界颤振速度。另外,考虑曲面效应的气动力模型会改变与结构模型的插值关系,引起颤振临界速度的降低。

民用飞机开环和闭环情况突风载荷对比研究

以某民用飞机为研究对象,建立了飞机的突风计算模型,并搭建引入了相应的控制律模型,分别对开环和闭环情况下的离散突风载荷进行了计算对比,同时研究了不同计算输入下主要升力面突风增量载荷的差异和原因。研究表明,载荷设计中考虑控制律之后会对飞机不同部件的突风载荷产生一定的影响,具体计算结果与控制律设计逻辑相关。同时,不同计算输入情况下的计算结果差异较大且存在一定规律,通过及早进行变参数分析可以很好地提升突风载荷设计和评估效率。

垂直阵风作用下机翼气动失效分析与预防

垂直阵风对无人机的破坏性往往大于水平阵风,短时的垂直阵风会引起机翼气动载荷的剧烈变化。本研究基于速度分裂法,建立了考虑扩散源项的垂直阵风作用下平板翼型和NACA4412翼型的气动响应模型,并进行数值模拟,结果表明:在垂直阵风作用下,NACA4412翼型的流场结构和表面压力分布系数短时发生巨变。为避免垂直阵风引起的气动失效,通过在机翼前缘附近安装主动射流装置,能有效缓解0.4以下阵风比垂直风引起的气动分离;但对于0.6以上的大阵风比垂直风,主动射流装置的缓解效果并不理想,应对飞机进行柔性操控,以减少更大的损失。该研究结果可为长航程无人机的路线规划和气动控制提供技术参考。

飞机气动伺服弹性地面试验与分析方法研究

飞机气动伺服弹性地面试验可测试飞控系统与结构模态耦合特性,验证结构弹性模态频率范围内飞控系统稳定性,从而为气动伺服弹性模型修正和分析提供依据,进一步降低试飞风险。本文介绍了飞机气动伺服弹性地面试验的原理及方法,结合工程经验和教训对可能影响试验结果准确性的因素进行分析,提出相应解决措施,并对结构滤波器优化改进和试验数据处理分析等方法进行了研究。

基于动响应数据的大柔性机翼结构降阶方法

现代飞行器机翼柔性大,几何非线性问题不可忽略。基于动响应数据样本,基于谐波平衡和快速Fourier变换对结构动力学方程中的非线性刚度系数进行识别,建立非线性结构降阶模型。引入位移残量基模态,进行柔性机翼大变形的位移恢复。结合曲面涡格法和三维曲面插值方法搭建大柔性机翼几何非线性气动弹性分析框架。相比传统基于静力学数据回归分析的几何非线性结构降阶方法,该方法需要的载荷集数目小,提高了分析效率。计算结果表明:与非线性有限元方法相比,非线性结构降阶模型准确度高,能够有效应用于大柔性机翼几何非线性静气动弹性分析,而传统的线性计算方法与非线性方法相比结果差异较大。

高超声速进气道复杂内流热气动弹性研究

高超声速进气道在复杂波系的气动载荷和气动热作用下非常容易诱发热气动弹性问题,深入理解复杂内流下热气动弹性机理对未来高超声速进气道的精细化设计具有重要意义。建立了静/动热气动弹性动力学分析框架,深入研究了静/动热气动弹性对三维高超声速进气道流场结构和性能影响的规律和机理。静热气动弹性分析结果表明,双向耦合方法得到的气动热弹性变形相对较大,入口唇前缘变形量最大。结构变形改变了唇缘附近的激波结构,增强了进气道内部的激波强度,增加了分离区长度和外壁面温度,改变了出口流场。同时,热气动弹性变形会导致质量流量系数和压升比的增大,降低了总压恢复系数。动热气动弹性分析结果表明,对于模型,不考虑气动加热时,结构位移响应逐渐呈现收敛趋势;考虑气动加热后,结构位移响应呈现极限环的趋势。气动加热可能会改变进气道结构动态响应特征。由于进气道结构频率非常接近,结构动力响应中存在着“拍”现象。前缘变形较大而振幅较小,尾缘变形较小而振幅较大。结构振动导致流场结构产生明显的动态变化,且导致性能参数存在明显的波动,尤其是出口反压比波动幅度较大。希望通过研究加深对进气道中复杂波系结构中热气动弹性问题的理解与认识,以期为未来进气道的精细化设计提供参考。

气动弹性专题序言

气动弹性与航空、航天等工程领域的发展密切相关,研究内容涵盖了气动弹性力学理论、数值、实验和工程应用等诸多方面。传统的气动弹性力学涉及气动力、弹性力与惯性力的耦合,涉及颤振、抖振、嗡鸣、阵风响应、桨叶动特性、叶轮机气动弹性力学、桥梁风致振动等.动力学问题,以及飞行载荷、静气动弹性修正、发散、操纵效率等静力学问题。随着航空、航天等工程技术的发展,在工程实践中出现了诸多新的气动弹性问题,例如高超声速飞行器热气动弹性、大直径比整流罩运载火箭跨声速抖振、创新布局飞行器气动弹性.

基于速度分裂法的翼型阵风响应及减缓数值模拟

国内现阶段飞行器阵风响应CFD模拟通常采用网格速度法(FVM),而近年提出的更为准确的速度分裂法(SVM)目前主要针对刚性飞行器阵风响应分析。本文将SVM拓展至弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应计算和减缓研究。基于动态网格系统非定常Navier-Stokes方程,将阵风条件下的速度场分解为阵风速度与背景速度的叠加,理论推导出SVM阵风模拟控制方程,结果表明,FVM是SVM忽略源项后的一种近似方法。进一步建立起弹性翼型阵风响应预测的CFD/CSD时域耦合算法和基于俯仰控制的阵风响应减缓数值模拟方法。算例分析了NACA0012刚性及弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应,计算结果与文献数据一致,在此基础上分析了阵风尺度、黏性和结构弹性对阵风响应的影响。开展了NACA64A010弹性翼型One-Minus-Cosine阵风减缓模拟,结果表明:单一的沉浮速度控制输入量更有利于减缓阵风载荷峰值,而沉浮速度、俯仰角相结合的控制输入量则能同时减缓翼型的沉浮和俯仰运动。本文工作可为三维飞行器阵风响应和减缓研究提供参考。

耦合分布螺旋桨的大柔性机翼静气弹研究

分布式螺旋桨被广泛用作为大展弦比长航时无人机提供推进动力,其载荷和滑流会改变机翼的结构和气动特性,使几何非线性效应更加突出。针对分布式螺旋桨对大柔性机翼的气弹干扰问题,在涡流叶素理论基础上,采用滑流管模型快速计算滑流对机翼的诱导速度,实现螺旋桨与机翼的耦合气动建模;在共旋转法中通过坐标系的推导与转换,实现展向分布的螺旋桨与机翼非线性结构耦合建模;结合空间梁样条插值,建立了考虑分布式螺旋桨载荷和滑流影响的大柔性机翼非线性静气弹分析框架。大柔性机翼与分布式螺旋桨耦合的算例结果表明:非线性大变形使螺旋桨拉力产生机翼结构负扭转,造成约10%的升力损失和20%~40%的静稳定裕度减小;螺旋桨滑流通过影响机翼当地流速和绕流攻角,改变了结构变形分布,带来约2.5%的升力收益和2%~8%的静稳定裕度增加;螺旋桨靠近翼根时增升,靠近翼尖时减升且越靠近翼尖影响越显著;所建立的分析方法可为分布式螺旋桨与大柔性机翼的耦合设计提供指导。

细长体分布式载荷的缩聚及其在气动伺服弹性地面模拟中的应用

气动伺服弹性地面模拟试验是近年发展出的一种新型气动弹性地面试验技术,其中的一个关键问题就是非定常气动力的缩聚,即将飞行器所受的分布式气动载荷缩聚为少数几个集中载荷。传统缩聚方法以简单的力、力矩平衡准则对分布力进行处理,或者是通过求解静不定问题,把支反力作为缩聚力,均存在一些缺点。本文提出一种基于一维样条插值的细长体分布式载荷缩聚方法,采用关键模态相似准则来优化缩聚点位置,以达到细长体在缩聚点集中式载荷作用下的动响应与分布式载荷作用下的动响应最为接近的效果。利用简支梁、悬臂梁两个算例验证了所提出的分布式载荷缩聚方法的精度,并将该方法应用于一个细长体导弹的气动伺服弹性地面模拟中。数值仿真表明,所提方法能够快速准确将导弹的非定常气动力缩聚成实时的集中力,满足气动伺服弹性地面模拟试验的精度和快速性要求。

铺层区域划分对大展弦比机翼静气动弹性影响

为了研究铺层区域变量对大展弦比机翼静气动弹性的影响,本文在考虑几何非线性影响下,依据有限元分析,研究了外翼段铺层区域的划分以及90°铺层角度的个数对大展弦比机翼静气动弹性特性的影响。结果表明,0°、±45°、90°混合铺层的铺设效果优于只有0°、±45°铺层的区域;机翼变形情况随着外翼段铺层区域的增大而减小,且减小斜率逐步增大;外翼段铺层区域固定时,增加90°铺层角度个数会有效减小机翼变形,且机翼变形情况与增加的个数基本呈现负相关关系,其个数在铺层设计中可能存在一个最佳取值或最优占比。

厚薄通用四边形平板壳元在薄壁结构加筋布局优化中的应用

飞行器舵面为不规则薄壁结构,内部筋板骨架与蒙皮存在较大厚度差异。针对舵面结构分析对网格灵活性的要求,利用具有旋转自由度的膜元GQ12与剪应变混合插值板元MITC4,耦合构造了一种厚薄通用、准确度高的四边形平板壳元;基于此,利用自适应成长法对飞行器舵面结构进行加筋布局优化设计,获得了清晰的内部最优骨架布局。与传统骨架布局设计对比,本优化设计使整体结构刚度提升33%,结构减重29%,同时,验证了GQ12+MITC4耦合单元的准确性、实用性,以及舵面骨架自适应成长加筋拓扑优化设计的有效性,这为飞行器舵面骨架筋板布局设计提供了一种高效的设计方法。