气动弹性

摘要： 战斗机全动翼面操纵系统中普遍存在间隙,其非线性特性不但影响系统地面振动试验数据的有效性,而且可能导致飞行器气动弹性稳定性边界产生偏差,因此有必要开展考虑间隙非线性的气动弹性响应分析研究。以全动翼面旋转方向间隙为研究对象,基于虚拟质量法线性化模态振型,建立一组可以表达整个响应域变形的统一模态振型;采用有理函数拟合,将频域非定常气动力转换到时域,分析不同间隙参数对应的极限环响应特性。结果表明:当全动翼面结构系统中存在间隙时,在低于线性颤振边界的特定飞行区域,翼面会出现非线性极限环振荡现象,间隙参数会影响极限环振荡幅值、频率以及极限环振荡的进入临界速压和发散临界速压。

摘要： 项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。

摘要： 大柔性飞行器因结构重量低、柔性大使得机翼等部件在受载时产生较大的弹性变形,呈现显著的几何非线性效应,因此准确的结构大变形建模方法对于几何非线性气动弹性分析至关重要,而神经网络对非线性系统具有强大的拟合能力,可通过将神经网络应用于非线性结构建模,构造适用于结构大变形的前馈神经网络预测模型,在样本特征和数据结构相对较优的条件下结合曲面涡格法,搭建非线性气动弹性分析框架,对某机翼模型进行阵风响应计算;结果表明神经网络模型能准确预测大柔性机翼结构大变形,应用到气动弹性分析后能进行准确的阵风响应计算,验证了将神经网络应用到结构大变形预测的可行性,为以后机器学习技术与气动弹性分析结合的研究提供思路和方法。

摘要： 随着风电叶片迈入百米量级,叶片尺寸和柔性持续增大,几何非线性对叶片结构动态响应的影响更加明显。为解决大柔性叶片的非线性气动弹性计算问题,采用基于Legendre谱有限元的几何精确梁理论,耦合叶素动量理论,建立了大尺寸风电叶片气动弹性分析方法,通过带有预弯的悬臂梁算例验证了几何精确梁模型的准确性。最后,以NREL5 MW和IEA 15 MW风力机为例,分别采用线性模态叠加法和非线性几何精确梁方法计算了61.5 m叶片和117 m叶片在全工况稳态风和湍流风条件下的动态响应。结果表明,从5 MW到15 MW风力机叶片,由于几何非线性效应引起的叶尖挥舞位移和叶根挥舞弯矩数值偏差分别增加21.35%和21.23%,叶片一阶摆振模态频率也存在3.2%的偏差。百米级叶片非线性效应对叶片动态响应、摆振模态等气动弹性特性影响较大,应充分考虑非线性气动弹性对叶片设计的影响,以保障风力机的运行安全性。

摘要： 操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准确预测嗡鸣的计算方法,通常采用风洞试验来获取相关数据。操纵面嗡鸣风洞试验可以利用风洞再现嗡鸣现象,研究嗡鸣特性,是飞行器研制阶段检验操纵面防嗡鸣设计最行之有效的手段。本文回顾了国内外操纵面嗡鸣风洞试验研究现状,梳理了操纵面嗡鸣的发生机理、触发条件及分型依据,对操纵面嗡鸣试验风洞选取、模型设计、试验方法提供了建议,对颤振试验中可能出现的嗡鸣问题提供了判别方法,对后续的工作进行了展望。

摘要： 基于准线性化隐式建模方法,建立适用于大展弦比机翼的动力学模型,研究分布式吊舱机翼的气动弹性特点。其中结构模型采用中等变形梁模型,气动模型采用准定常理论,利用小扰动和有限差分法,建立求解机翼气弹稳定性的方法。在验证结构和气动模型准确性基础上,研究吊舱的个数、质量、展向站位、弦向/法向偏置等参数对分布式吊舱机翼气动特性的影响。分析结果发现:吊舱越靠近机翼中部、弦向和法向偏置越大机翼稳定性越高,但质量分布不均时反而会降低稳定性;机翼经历了振动收敛、单频简谐振动和倍频简谐振动,其颤振形式为面内外弯曲和扭转耦合,三维效应显著。文中的方法能够有效描述分布式吊舱机翼的气动弹性特性。

摘要： 针对大型民用飞机复杂机翼-副翼系统,利用双协调动态子结构法建立了缩比三维机翼-副翼带间隙操纵面颤振分析模型,得到非线性气动弹性方程,并分别在频域及时域内建立了求解方法:在频域内,利用谐波平衡法进行求解,通过引入间隙刚度的描述函数及相对舵偏振幅,建立了可利用V-g法进行颤振计算的方案;在时域内,利用有理函数拟合和时域推进法进行数值仿真,得到了与频域法结果相吻合的操纵面颤振极限环振荡特性规律。对三维矩形机翼模型开展风洞试验,揭示了间隙对操纵面颤振特性间的影响:间隙非线性使系统出现极限环振荡并使系统振荡发散风速明显降低。

摘要： 针对某双体飞机颤振特性复杂的问题,本文采用片条理论修正后的偶极子网格方法,建立了双体飞机非定常气动力模型,同时基于地面振动试验建立了不同机身刚度双体飞机等效梁模型.通过有限元方法,分析了机身刚度对双体飞机结构动力学的影响,同时通过求解耦合得到的频域方程,探究了机身刚度对双体飞机颤振的影响规律.研究结果表明,机身截面垂向刚度对机身一阶垂直对称弯曲模态、机身一阶垂直反对称弯曲模态与平尾滚转模态频率影响较大.机身截面垂向刚度降低到原设计刚度67％时,机身反对称弯曲模态对平尾扭转效应增强,机身一阶垂直反对称弯曲模态、平尾滚转模态与平尾一阶垂直反对称弯曲模态耦合,双体飞机在269.34 m/s时发生颤振,颤振频率为37.2 Hz.

摘要： 与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显.针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较.结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高.采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10％以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7％;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大.

摘要： 针对时变、滞后、非线性的风力机叶片系统,基于变论域思想,设计出一种变论域最优模糊比例积分微分(proportion intergration differentiation,PID)控制器,解决叶片经典颤振断裂失效问题.叶片结构模型采用基于弹簧-质量-阻尼器的典型截面模型,结合经典颤振稳态气动力模型,得到叶片气动弹性方程.通过变论域最优模糊PID控制器给出变桨信号,同时二阶变桨激励器执行变桨动作,进行颤振抑制.根据时间乘绝对误差积分准则(ITAE)准则,通过寻优得到PID最优初始值.仿真结果表示,与增量式模糊PID相比,变论域最优模糊PID控制器可动态调整论域范围,收敛时间快、幅值更低且具有良好的通用性.

摘要： 近年来,随着风电机组容量的不断增大,以及弱风速型机组的发展,在较短的时间内,叶片长度急剧增加,叶片刚度越来越小,柔性越来越大,风电机组的叶片设计必须考虑动气动弹性稳定性.本文就叶片受力、气动弹性和颤振等问题进行了阐述;通过叶片三心设计原理、复合材料叶片和叶片气动弹性剪裁抑制颤振的一些具体方法进行了介绍.

摘要： 传统时域方法数值求解跨声速气动弹性问题计算效率较低,限制了其在工程中的应用.本文发展了一种基于时间谱的高效气动弹性问题求解算法-时间谱流固耦合方法.通过时间谱方法快速获得周期性气动力响应,在结构方程求解中巧妙地设计了二次迭代方法,在内迭代中将耦合效应较强的变量提出用梯度法计算,其余变量用最小二乘算法进行计算.内迭代步中不需调用CFD,不仅减少了计算量,而且有效避免了单次整体(one-shot)迭代算法出现的迭代停滞现象.本文采用二维气动弹性算例对该算法进行验证,结果表明采用很少迭代步数便能捕捉到颤振边界与极限环的临界特性.计算结果与传统时域方法的计算结果相吻合,而计算效率可提升1～2个量级且具有良好的鲁棒性.

摘要： 旋翼桨叶作为直升机最重要的部件,集升力面、拉力面和操纵面于一身,其气动弹性问题直接关系到全机的动力学特性,是工程研制中必须解决的关键性问题.本文就直升机旋翼气弹研究中几个最关键的方面进行了必要论述,包括旋翼气动力模型、旋翼动力学模型及旋翼气弹耦合问题的求解方法,并提出了几点目前旋翼气弹问题研究的发展趋势和方向.

摘要： 为提高气动弹性问题时域求解时间精度,对CFD/CSD紧耦合算法进行研究.基于结构和流场求解均使用子迭代方法的传统紧耦合算法,研究了结构子迭代求解虚拟时间步长对耦合计算的影响.在此基础上,基于预估校正思想提出了一种新的紧耦合算法构造方法,即结构求解无须构造子迭代格式,直接采用二阶隐式方法置于流场子迭代中进行耦合计算.该构造方法能够充分利用现有结构求解器,减少紧耦合算法实现过程的程序改动.针对Isogai Wing模型的颤振问题使用新方法进行计算及验证,并通过理论分析和数值试验证明新构造紧耦合算法同样具有二阶时间精度.

摘要： 采用三维折叠翼结构模形进行气动弹性研究,包括铰链线性和非线性系统的颤振问题.针对线性系统,分别在频域和时域上分析了折叠角对颤振速度的影响,用最小状态法进行气动力有理函数拟合得到时域气动力.针对铰链刚度的非线性系统,以铰链转角为非线性参数进行系统线性化,采用虚拟质量模态进行非线性颤振分析.通过分析结果对比,验证了方法的正确性和结论的一致性,并发现在折叠角处于50°左右时折叠翼结构的颤振临界速度最小,是设计的典形情况,并且非线性不利于折叠翼结构的气动弹性稳定.

摘要： 对于连续变形的开裂式阻力方向舵,运用Volterra级数降阶的方法进行非定常气动力降阶,构建状态空间,并与结构模型耦合进行颤振分析.通过气动弹性标模AGARD445.6进行方法验证.随后求得连续变形阻力方向舵15度开裂角时在不同马赫数下颤振速度,从而确定真实颤振速度.

摘要： 通过CFD(计算流体动力学)耦合CSD(计算流体动力学)的方法研究了3D打印大展弦比柔性机翼的非线性静气弹特性.CFD采用求解RANS方程有限体积方法,来计算流体非线性,CSD采用非线性有限元方法,来计算结构几何非线性,二者之间的数据交换采用RBF(径向基函数)方法.建立了3D打印大展弦比柔性机翼的CFD模型和有限元模型.研究结果表明:结构仅重力作用下可导致翼尖发生2.17％展长的变形;在所计算工况下,气动力导致机翼翼尖产生26.32％的变形,几何非线性效应对结果影响很大,线性FEM计算的位移将导致较大的误差;气动弹性的作用导致结构发生扭转变形,增强了机翼表面升力;非线性FEM计算得到的升阻比比刚性模型提高了4.2624％,表明柔性机翼不仅可以为飞行器减重,还可以有效的提高飞行器的升阻比.

摘要： 本项目以近空间高超声速飞行器为应用背景,围绕高超声速热气动弹性分析的热-力解耦基础;高超声速非定常气动力理论验证;高超声速气动弹性风洞实验基础等3个基础科学问题开展研究工作.力争在翼面、热防护结构的气动/结构耦合动力学建模方法;高超声速飞行器结构不确定性、非线性因素对结构动力学特性的影响规律;高超声速多场耦合动力学高效计算方法;高超声速气动弹性风洞实验方法及技术等4个方面取得突破.揭示多物理场耦合作用机理及强弱关系,揭示多种因素对高超声速飞行器气动弹性特性影响规律,发展集风洞实验、数值计算和理论分析为一体的综合研究手段.

摘要： 针对大展弦比弹性飞行器传感器位置变化对伺服气动弹性的影响展开研究.利用Nastran分析飞行器弹身与弹翼固有模态,并结合准定常气动理论进行耦合动力学建模,在频域内分析气动弹性对于控制系统的影响,设计校正网络减弱弹性振动的影响.使用传统稳定裕度方法确定传感器的最优位置,指出其不足并提出将广义振动能量作为带参数最优过程的性能指标,然后基于极大值原理推导了另一种用于传感器设置的简单的计算公式.仿真结果表明,使用广义振动能量的方法设计传感器位置,解决了传统稳定裕度分析中无法精确确定传感器位置的难题,基于极大值原理推导的计算公式简单,得到的结论一致,具有较高的工程应用价值.

摘要： 本文针对可折叠旋翼构型,采用叶素理论积分构建单片旋翼的气动力模型,在叶素上应用Theodorson二维不可压非定常气动力理论,旋翼的诱导速度利用自由尾迹方法近似.结构动力学建模应用铰接式刚性桨叶假设,添加折叠角度自由度,考虑桨叶的挥舞和扭转.

摘要： 本申请提供了一种全局性气动弹性优化中的气动结构求解方法，所述方法包括：构建用于全阶气动/结构耦合求解的代理模型，所述代理模型具有设计变量及目标变量，通过气动求解与结构求解的相互迭代直至结果收敛能够获得目标变量，其中：根据设计变量的机翼弯曲变形和扭转变形及通过本征正交分解法求解得到机翼表面压力系数分布；传递所述机翼表面压力系数分布于结构有限元模型，并对所述结构有限元模型求解获得结构弹性变形，所述结构弹性变形包括机翼弯曲变形和扭转变形；将所述结构弹性变形插值到气动表面网格并更新气动网格，并再次通过本征正交分解法求解得到机翼表面压力系数分布；重复上述过程，直至气动流场及结构弹性变形均收敛。

摘要： 本发明公开了一种基于气动力不确定降阶的机翼结构气动弹性稳定性分析方法，该方法以基于CFD技术的非定常气动力模型降阶方法为基础，综合考虑气动力辨识过程中数值计算和气动参数的不确定性，将其统一定量化为辨识模型中的不确定但有界区间噪声序列，借助区间集员辨识算法实现气动力模型的不确定性降阶，建立了基于CFD技术的非定常气动力不确定降阶模型，并与结构运动方程相耦合，构建了状态空间形式的不确定性气动弹性系统的数学模型，提供了一种从区间状态矩阵特征值角度出发的预测系统鲁棒稳定性边界的高效方法。本发明所提供的气动弹性系统不确定性建模思路和稳定性边界预测技术兼顾了计算效率、分析精度和系统鲁棒性。

摘要： 本申请提供了一种全局性气动弹性优化中的气动结构求解方法，所述方法包括：构建用于全阶气动/结构耦合求解的代理模型，所述代理模型具有设计变量及目标变量，通过气动求解与结构求解的相互迭代直至结果收敛能够获得目标变量，其中：根据设计变量的机翼弯曲变形和扭转变形及通过本征正交分解法求解得到机翼表面压力系数分布；传递所述机翼表面压力系数分布于结构有限元模型，并对所述结构有限元模型求解获得结构弹性变形，所述结构弹性变形包括机翼弯曲变形和扭转变形；将所述结构弹性变形插值到气动表面网格并更新气动网格，并再次通过本征正交分解法求解得到机翼表面压力系数分布；重复上述过程，直至气动流场及结构弹性变形均收敛。

摘要： 本发明公开了一种基于气动力不确定降阶的机翼结构气动弹性稳定性分析方法，该方法以基于CFD技术的非定常气动力模型降阶方法为基础，综合考虑气动力辨识过程中数值计算和气动参数的不确定性，将其统一定量化为辨识模型中的不确定但有界区间噪声序列，借助区间集员辨识算法实现气动力模型的不确定性降阶，建立了基于CFD技术的非定常气动力不确定降阶模型，并与结构运动方程相耦合，构建了状态空间形式的不确定性气动弹性系统的数学模型，提供了一种从区间状态矩阵特征值角度出发的预测系统鲁棒稳定性边界的高效方法。本发明所提供的气动弹性系统不确定性建模思路和稳定性边界预测技术兼顾了计算效率、分析精度和系统鲁棒性。

摘要： 本发明公开了一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括：在弹性机翼待测载荷截面处粘贴应变片；将弹性机翼固连在地面支撑机构上；确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；得到各频率下应变片所测量的应变值对弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；将弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；将测得的时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将频域信息，代入频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。

摘要： 本发明公开了曲面壁板的非线性气动弹性响应分析方法及系统，包括：基于曲面壁板在n时刻的结构状态，并对所预测的时刻的结构状态进行转换，预估时刻的流体边界信息；基于时刻的流场网格和时刻的流体边界信息，采用插值方法，预测时刻的流场网格；基于时刻的流场网格和几何守恒律，计算控制体体积；根据时刻的流场网格和控制体体积对欧拉方程求解，得到时刻的气动载荷；对时刻的气动载荷进行转换，预测时刻的结构载荷，预估n+1时刻的结构载荷；结合结构动力学和预估的n+1时刻的结构载荷，得到n+1时刻结构状态。本发明考虑曲面壁板的几何大变形问题，基于半个时间步的差距，弥补了现有只能一个时间步进行转换的缺陷，提高计算精度和可靠性。

摘要： 本发明提供了一种适用于静动气动弹性分析的建模方法，包括：建立飞行器的三维有限元刚度模型；对飞行器进行几何建模以获取飞行器质量结构模型，输出各个飞行器质量结构模型段的质量质心数据；将多个飞行器质量结构模型段的质量质心数据与飞行器三维有限元刚度模型的承力单元节点相匹配，将飞行器质量结构模型与三维有限元刚度模型进行组合连接以获取飞行器气动弹性有限元模型；计算获取飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据，将飞行器气动弹性有限元模型的质量质心数据与实际飞行器的质量质心相比对。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中气动弹性有限元模型后续进行模型修正时刚度和质量相互耦合导致仿真模型精度低的技术问题。

摘要： 本申请提供了一种结构相似气动弹性模型设计方法，包括：按照设计尺度比，将真实飞机部件结构进行缩比；按设计刚度比确定缩比后的飞机部件结构形状及尺寸；按设计重量比对比结构重量与真实飞机部件缩比重量的偏差，通过重量分布计算确定配重位置、配重重量及配重体尺寸；通过仿真分析校核模型是否满足相似要求，如不满足，则对配重或缩比后飞机部件结构形状或尺寸进行调整，直至模型满足相似要求；通过3D打印技术打印所述模型，完成气动弹性模型的构建。通过本申请的方法构建的模型能够满足气动弹性模型对结构的布置、气动外形、刚度及重量分布模拟的要求，并且模拟准确，提高了气动弹性试验的精度及可信度，且加工工作量及难度小、周期短。

摘要： 本公开了一种环形叶栅试验台及其气动弹性试验系统，环形叶栅试验台包括依次连接的收缩流道、试验段和扩张流道，试验段包括测试段外侧管道以及设置在其内部的测试段内侧管道，测试段内侧管道设有用于固定叶栅的固定结构，收缩流道为沿进气方向收敛的结构，扩张流道为沿出气方向扩张的结构，测试段外侧管道和测试段内侧管道形成可替换的试验段。通过上述，本公开提供的环形叶栅试验台及其气动弹性试验系统，在试验过程中通过替换测试段内侧管道和试验段外侧管道来实现更换测量叶栅的功能，通过更换不同的试验段，可以对不同叶栅进行试验，可以复现更接近实际情形的被动振动现象。

摘要： 本实用新型公开了一种气动弹性模型拉索调节装置，包括套筒、滑动配合在所述套筒内的转轴、用于限制所述转轴转动的限位装置，所述转轴能够与所述限位装置配合和脱离；还包括用于使转轴与限位装置相配合的弹性件，当转轴与限位装置脱离时，所述弹性件产生形变；所述套筒上开设通槽，所述转轴上开设通孔，所述通槽、通孔均用于拉索穿过。本实用新型提供一种气动弹性模型拉索调节装置，以解决现有技术中在制作桥梁气动弹性模型时不便调节拉索长度的问题，实现方便快捷的对桥梁气动弹性模型的拉索进行调节的目的。