带舵面垂尾跨声速颤振计算研究

基于自研软件平台UNSMB,采用CFD/CSD耦合的颤振时域分析方法,对某带舵面垂尾的风洞模型进行了跨声速颤振特性分析。研究了洞壁对颤振边界的影响,通过改变网格大小,设置不同的边界条件,对洞壁的模拟方法进行了对比研究,最终获得了与试验数据吻合很好的结果,表明洞壁对模型的颤振边界存在较大影响,同时表明UNSMB平台的跨声速颤振计算具有较高的精度。

跨声速偶极子网格法的改进和在颤振计算中的应用

本文改进了跨声速偶极子网格法（ＴＤＬＭ），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，并有利于方法在较大马赫数及较大减缩频率时的应用。对跨声速飞机机翼作了跨声速非定常气动力计算，对跨声速民航机机翼的颤振模型作了颤振计算，与ＴＤＬＭ的比较表明，两者结果有较好的一致性。

跨声速偶极子网格法的改进和在颤振计算中的应用

改进了跨声速偶极子网格法（TDLM），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，并有利于方法在较大马赫数及较大减缩频率时的应用。对跨声速飞机机翼作了跨声速非定常气动力计算，对跨声速民航机机翼的颤振模型作了颤振计算，与TDLM的比较表明，两者结果有较好的一致性。

大展弦比飞机时域非线性颤振计算

随着现代通信系统和机载传感器的发展,人们对高空长航时(HALE)飞行器的发展更加重视,这种无人机以其巡航时间长、机动灵活、使用成本低、易于维护的特点,得到了广泛的重视和发展,它可用于军用的监视、侦察活动,军用和民用的网络通信节点,以及一般的大气研究等方面[1-3]。为了满足执行任务要求,这些飞行器通常具有大展弦比或超大展弦比布局的机翼和细长的机身,质量轻,柔性大,是典型的大展弦比柔性飞机。同时随着对飞机的巡航时间、巡航范围等需要的提高,飞机的气动性能也需要满足更高的要求。即便是在普通机动情况下,大展弦比机翼的弹性变形也是很大的。

大跨度桥梁气动稳定性数值计算模型与方法

大跨度桥梁气动稳定性研究目前主要采用直接风洞试验法和基于风洞试验识别参数的理论分析法。随着计算流体动力学和计算机硬件设备的不断发展,后者方法中的气动参数识别有可能用数值计算代替风洞试验,因此可望建立起一种大跨度桥梁颤振研究的纯理论计算方法。主要从自激气动力模型、颤振导数数值识别、二维与三维颤振分析方法3个方面简要介绍大跨度桥梁空气动力稳定性计算原理和方法,并通过对理想平板断面及其悬臂结构、H形截面及其上海南浦大桥、闭口箱梁及其瑞典Ho!gaKusten桥的数值分析,总结和归纳现有数值计算原理和方法的主要问题及发展展望。

钝前缘梯形翼高超声速风洞颤振试验

为了研究钝前缘翼面的高超声速颤振特性,获得典型翼面高超声速颤振参数以校验非定常气动力和CFD计算,采用具有简单结构动力学特性的钝前缘梯形翼模型,在中国航天空气动力技术研究院FD-07高超声速风洞进行了高超声速风洞颤振试验研究.模型为9 mm厚钝前缘梯形平板翼,采用夹层设计:中间层为钢板,提供模型主要刚度和质量特性;两侧为泡沫,起维形作用.试验模型采用悬臂支撑安装于风洞试验段,试验Mach数分别为4.95和5.95.试验固定Mach数,通过缓慢增加动压以使模型达到颤振临界点,采用小波时频谱分析时域响应,结果显示试验模型发生了弯扭耦合经典颤振.试验采用直接观测法获得了颤振动压、颤振频率和对应的试验密度、总温等颤振相关参数.采用壳单元建立了结构有限元模型,并采用统一升力面理论对模型进行了颤振计算分析,研究了气流密度、结构阻尼、Mach数对颤振计算的影响,并对试验结果与理论计算的偏差进行了讨论.分析认为,计算气流密度、计算结构阻尼、结构建模偏差、试验结果散布特性等因素均会构成计算值和试验值之间的偏差,但即便在计算中考虑上述因素,计算结果与试验值仍存在较大偏差.