基于曲面涡格法的柔性飞机静气动弹性分析

该文采用曲面涡格法对柔性飞机进行曲面气动力建模,并进一步考察了可压缩情况下曲面涡格法载荷的计算精度,满足了柔性飞机曲面气动载荷计算的需求。在气动载荷计算的基础上结合结构几何非线性分析与插值计算,完成了柔性飞机几何非线性静气动弹性分析。分析结果表明,曲面涡格法在可压缩情况下载荷计算精度较好且气动力曲面建模优势明显,可用于工程复杂模型的曲面气动力计算。与传统线性静气动弹性计算相比,考虑结构几何非线性及气动力曲面效应的非线性静气动弹性分析更符合真实物理情景,载荷计算更为准确,结构变形结果更为可靠。

基于状态空间涡格法的阵风减缓分析

阵风响应计算及阵风减缓控制系统设计是飞行器气动弹性分析中的重要内容。基于状态空间涡格法(VLM)建立飞行器阵风气动力模型,给出有限元结构模态及控制面模态广义自由度与涡格法控制点边界条件的插值关系,建立适用于复杂模型的阵风响应分析方法,弥补了传统阵风响应分析方法需要进行有理函数拟合或迭代计算资源消耗大等不足。在此基础上,基于经典PID控制方法设计阵风减缓控制系统,仿真得到离散阵风及von Karman连续阵风激励下的系统开/闭环时域响应情况,对比响应幅值计算减缓率。仿真计算结果表明:根据所提方法建立的阵风响应分析方法准确,阵风减缓控制系统能有效降低原气动弹性系统的阵风响应。

鱼骨柔性翼段线性/非线性静气动弹性对比分析

鱼骨柔性翼作为一种性能优越的主动变弯度机翼机构形式,具有弦向抗弯刚度低、翼型厚度方向刚度高的特点,其在进行大弯度主动变形时结构存在较强的几何非线性且气动弹性效应显著。针对传统线性静气动弹性分析方法并不适用于鱼骨柔性翼段的气动弹性分析问题,以Bristol大学的公开鱼骨柔性翼段模型为研究对象,采用曲面涡格法(VLM)和非线性有限元耦合的非线性静气动弹性方法,以及传统气动弹性分析中常用的平面涡格法和线性有限元耦合的线性静气动弹性方法,分别对鱼骨柔性翼段进行大变形下的静气动弹性分析,并进行结果对比。对比验证了所用曲面涡格法与XFOIL软件气动计算结果。算例结果表明:鱼骨柔性翼段大变形下气动弹性效应显著,相比传统线性静气动弹性分析方法,非线性静气动弹性分析方法得到的鱼骨柔性翼段在大变形状态下升力系数最多减少8.28%,力矩系数最多减少6.86%,且能准确快速得到真实变形结果,更具有实际工程应用价值。

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.

柔性飞机大变形曲面气动力计算及配平分析

柔性飞机在载荷作用下产生较大的弹性变形并呈现出几何非线性特性,机翼升力面呈现出大变形空间曲面的特征,传统平面气动力的工程分析方法无法给出空间变形下的真实载荷状态进而影响柔性飞机气动弹性分析的准确性。该文基于柔性飞机几何非线性气动弹性分析的需求,建立了曲面三维升力线和曲面涡格两种不同的曲面定常气动力方法,并结合曲面样条插值完成了大变形下结构运动信息与气动载荷信息之间的相互作用和交换,实现气动面随结构变形的自适应更新。进行了柔性飞机的全机非线性配平分析,并对两种不同的气动力方法的分析结果进行对比,归纳出柔性飞机几何非线性气动弹性配平分析的特点。升力线方法分析快速简单,涡格法可以考虑机翼弯度影响,便于复杂模型的多轮次反复计算。两种方法的分析结果具有较好的一致性,当飞机变形较小时都与传统的线性分析方法吻合较好;当结构变形较大时,非线性配平结果随风速和结构质量呈非线性变化,与传统线性分析结果产生明显差别需在设计初期引起重视。

大变形飞机配平与飞行载荷分析方法

提出了一种可同时考虑结构几何非线性效应曲面气动力效应的大变形飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.该方法利用三维曲面涡格法计算大变形飞机的曲面气动力,引入非线性结构有元计算方法考虑结构几何非线性效应,采用曲面样条插值方法解决气动/结构耦合问题,然后结合全机在变形构型下的刚体运动平衡方程进行柔性飞机大变形状态气动/结构耦合情况下的静气动弹性配平迭代求解.以某常规局大展弦比柔性飞机半展长缩比模型为例,应用该方法对其纵向静气动弹性配平特性及飞行荷进行详细的分析与研究,并与MSC Flightloads线性方法的计算结果进行了对比.分析结果表明结构变形较小时,本文非线性方法和线性方法的计算结果吻合较好.而当结构具有较大变形时,由于线性方法无法考虑气动力曲面效应和结构几何非线性效应故不再适用,而本文出的非线性方法可对大柔性飞机在大变形构型下的配平特性作出较为准确合理的预测,并可满足飞机设计各个阶段的工程应用需求,完成考虑结构几何非线性静气动弹性配平特性的多轮次快速分析.