基于CFD/CSD耦合算法的机翼颤振分析

用计算流体力学／计算结构力学（CFD／CSD）耦合算法对标准气动弹性模型AGARD445．6机翼作了颤振分析，主要研究机翼的跨音速颤振求解问题。采用常体积转换法（CVT）进行流体与结构之间的数据交换并运用松耦合方法对气动弹性方程进行时域推进仿真。计算机翼在Ma=0．499～1．072的颤振边界，并将计算结果同偶极子格网法（DLM）的计算结果与试验结果比较，结果显示CFD／CSD耦合计算结果较DLM计算结果更接近于试验值，尤其是在非线性强的跨音速区域。可见，CFD／CSD耦合计算比DLM具有很大的优越性。

基于DLM与CFD法的飞机平尾气动力计算比较

为提高飞机平尾的结构计算精度,利用HyperMesh同时建立结构网格与流场网格,在翼面结构与流场中物面节点坐标位置完全相同的情况下,分别采用偶极子格网法(Double-Lattice Method,DLM)与计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)法计算飞机平尾负攻角变化时的升力变化情况.在HyperMesh中建立平尾有限元模型和流体模型,用FLUENT计算气动升力,用MSC Nastran进行静力分析.计算结果与实验结果的对比表明DLM更快,CFD法更精确,所以可以在翼面设计初期用DLM计算翼面载荷,在翼面设计后期用CFD法计算翼面载荷.

基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法及其试验验证

提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析。计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计算精度,计算获得的跨音速压缩性“凹坑”特性与试验结果吻合较好。

非定常气动力计算与颤振分析

非定常气动力计算是气动弹性分析的重要环节,对亚音速飞行器来说,工程中常采用偶极子格网法计算频域中离散的非定常气动力,当进行ASE分析以及一些非线性的气弹动响应分析时,往往需要求解时域的气弹方程,这就需要对频域气动力进行有理函数拟合,以获得精度较高的时域气动力。该文从非定常气动力计算出发,研究有理函数拟合方法,并以典型翼面为例,通过颤振分析验证基于MS法进行气动力有理函数拟合的准确性,分析结果对工程应用有一定的指导意义。

飞机T型尾翼颤振计算的若干关键问题

由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。从T型尾翼的工程颤振分析出发,讨论了T型尾翼颤振计算中的若干关键问题,阐述了T型尾翼颤振特性的特点和影响T型尾翼颤振特性的关键参数,分别介绍了现有的几种T型尾翼颤振计算中的气动力修正方法,提出了T型尾翼颤振工程计算中必须注意的问题。

考虑几何非线性的复合材料机翼气动弹性分析

本文研究结构几何非线性与气动力非平面效应对大展弦比复合材料机翼的气动弹性行为的影响.将非线性有限元法与曲面涡格法结合,计算机翼静气动弹性变形;通过曲面偶极子格网法结合静气动弹性平衡位置处的结构切线刚度,建立气动弹性方程并求解得到机翼颤振速度.针对板模型机翼,分析了迎角对机翼几何非线性气动弹性特性的影响.结果表明:本文复合材料板模型机翼的颤振形式不受水平弯曲模态影响,属于经典弯扭颤振;在几何非线性的影响下,机翼扭转频率随结构变形增大而明显减小,颤振速度随迎角增大而减小.

某飞行器弹翼颤振分析

分析某飞行器弹翼的颤振问题,首先建立弹翼有限元模型,计算弹翼模态,根据试验结果,对模型进行修正;用NASTRAN计算单独弹翼和全弹翼的颤振速度和颤振频率,用偶极子格网法计算亚声速非定常气动力,将模态计算结果插值到气动网格上,编程计算弹翼的颤振速度,并与NASTRAN计算结果对比。分析表明,弹翼在飞行速度范围内不会发生颤振。

跨音速非定常气动力和颤振计算

本文改进了文献」１「跨音速偶极子格网法，且在颤振计算中能自动求颤振点速度，从而较大地提高了计算速度，并有利于该方法在近音速及较大减缩频率中的应用。对Ｆ５机翼，ＬＡＮＮ机翼作了距音速非定常气动力计算，对跨音速民航机机翼的模型ＡＭＰ作了颤振计算，与文献「２」的比较表明，两者结果有较好的一致性。