静气动弹性

摘要： 为研究压气机转子叶片弹性变形对气动特性和结构性能影响,采用商业软件Numeca和Ansys用流固耦合的数值计算方法,研究跨声速转子叶片在考虑气动载荷和离心载荷共同作用下的静气动弹性变形,分析不同材料属性对叶片静气动特性的影响。结果表明考虑叶片变形后的气动特性曲线往右边移动,更加贴近实验数据。由于气动载荷和离心载荷的作用形式不同,材料属性的不同会导致叶片变形量各成分比例不同,也会对叶片不同位置的应力产生不同的影响。

摘要： 在柔性条件下,采用CFD/CSD(计算流体力学/计算结构力学)松耦合静气动弹性数值计算方法,计算分析了Ma为0.2时鸭翼位置对NACA64A010翼型静气弹特性的影响,结果表明:鸭翼高度不同的模型中,具有高位鸭翼的模型气动特性较好,升力系数比具有中位鸭翼的模型高45.4%,最大升阻比比具有中位鸭翼的模型高125%,弹性变形量近似;鸭翼距离不同的模型中,具有远距鸭翼的模型气动特性较好,升力系数比具有近距鸭翼的模型增大约45.13%,在达到失速迎角后,出现了明显的升力系数平台,同时其压力分布更加合理,弹性变形特性得到改善。计算结果可为研究鸭翼对前掠翼静气弹发散特性的影响提供了参考。

摘要： 翼面发散作为静气动弹性的重点分析对象,传统的分析方法通常将翼面根部固支约束,不考虑刚体模态的影响.根据咨询通告AC 25.629-1B的要求,刚体模态或短周期模态也可能会造成发散.因此,在民用飞机静气动弹性分析及适航符合性验证中,要计及刚体模态对发散的影响.通过对惯性释放方法的研究,在发散分析中计及刚体模态,给出考虑刚体模态的模态法发散分析方法;以某型民用飞机为例,应用本文方法分别计算空机状态、不同燃油和商载的静气动弹性发散结果,并和不考虑刚体模态的模态法、考虑/不考虑刚体模态的颤振法的发散计算结果进行对比分析.结果表明:考虑刚体模态后的发散速度有所提高,临界发散模态不变,发散速度随燃油和商载的增加而降低.

摘要： 在国家数值风洞(NNW)工程的资助下,依托NNW-FSI流固耦合模拟软件平台,从气动载荷作用下飞行器结构静变形大小与收敛过程无关的物理机制出发,基于变形增量叠加的方式,设计和实现了一种静气动弹性耦合加速策略,通过松弛因子对耦合迭代的收敛过程进行调整.结合超大展弦比无人机和CHN-T1模型两种不同外形,开展了不同松弛因子下的静气动弹性耦合数值模拟,对耦合加速策略的参数影响和加速效果进行了测试和评估.从计算误差控制角度对松弛因子加速耦合迭代收敛的作用机制进行了理论分析,弄清3种类型静气动弹性耦合模拟过程中松弛因子发挥的作用,并给出了松弛因子选取范围的建议.静气动弹性耦合模拟和理论分析结果表明,针对不同类型的静气动弹性耦合问题,选取合适的松弛因子,能够达到抑制振荡并加速收敛的效果.

摘要： 针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究。前掠翼选用NACA0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘。研究结果表明:在前掠翼外侧上表面前缘施加等离子体激励后,激励区附近局部来流经激励受到电场力做功,总能量增加,动能与压力势能分别有不同程度的增大,外在表现为上表面局部流速加快,压力增大,升力有一定损失,下表面压力基本不变,在机翼前缘外侧靠近翼尖处产生低头力矩,可控制前掠翼弹性变形,有效抑制其气弹发散,且随着激励强度的增加,抑制作用逐渐增强。研究结果可为变前掠翼飞行器的气动弹性设计和机翼的流动控制等提供参考。

摘要： 为扩大国产超级计算机在国内航空航天工业领域的应用,面向大展弦比机翼气动结构综合优化设计的实际问题,基于具有大量工业应用和自主知识产权的CFD软件TRIP和CSD软件SiPESC,应用改进的三维类别/形状变换(CST)参数化方法、差分敏度并行计算策略和移动渐近线(MMA)等大规模优化算法,通过TRIP+ SiPESC耦合气弹分析软件预测气动载荷,发展了一套机翼型架外形的优化设计方法.以CRM标模内插机翼为例,针对无弯扭的初始型架构型,以气动外形展向几何扭转分布和结构有限元模型一万个壳单元厚度为设计变量,实现1-g载荷气动优化和2.5-g载荷结构优化的综合;在不降升阻比、满足最大应力/位移的约束下,俯仰力矩系数改善近40％,针对本文假设材料和初定的尺寸参数,机翼减重近9％,验证了方法和软件的有效性.该方法直接采用产品级高保真的自主静气弹分析软件预测气动力/载荷,将计算资源耗费大的静气弹优化和设计变量/约束规模大的结构优化分治,有较好工程应用前景.

摘要： 从飞行器刚弹耦合动力学模型出发,引入柔性机翼准定常假设,建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程,利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为,开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证,采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算,发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性,均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.

摘要： 基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式,发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例,通过与VLM、三维CFD计算数据的比较,对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明,HVLM在大幅降低时间成本的前提下可以获得和三维CFD方法预测值十分接近的计算数据,对线化VLM方法的修正效果显著.然后,HVLM与悬臂梁有限元求解耦合,实现了一种面向三维机翼的快速静气动弹性数值模拟技术,并通过矩形直机翼算例进行了验证.耦合算例的时间分析数据表明,HVLM/Beam耦合的方式能够在10 s以内完成1次三维机翼静气动弹性分析,在气动/结构耦合分析、优化设计方面展示出了良好的应用前景.

摘要： 针对民机风洞试验数据不可直接用于结构设计计算的问题,提出了一种基于刚体风洞试验模型吹风数据的弹性修正方法.首先通过修正风洞试验数据,得到型架外形上的压力系数分布;然后以此为基础进行静气动弹性分析,筛选出2.5g和-1.0g工况下的关键载荷;最后以某型号飞机的风洞试验数据为依据进行实例分析,验证方法的适用性及关键载荷筛选的合理性.

摘要： 气动弹性问题是飞机结构设计过程中必须考虑的问题.文中首先介绍了静气弹分析的理论,然后针对典型机翼结构,简要介绍了结构建模方法和气动力建模方法,最后分析给出了舵面操纵效率与操纵反效及翼面发散速度,表明本方法可准确快速地给出翼面结构的静气弹特性.

摘要： 基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)单向流固耦合计算方法对大展弦比HIRENASD(High Reynolds Number Aero-Structural Dynamics)机翼进行了静气动弹性研究.通过求解基于结构化网格的三维N-S方程得到了机翼的气动特性,对气动载荷作用下的机翼进行了结构响应分析,计算得到了机翼在流固耦合作用下的位移和应力等.计算结果与实验值相吻合,表明了本文所使用方法在静气动弹性的计算中的正确性.可为相关大展弦比机翼的设计分析提供参考.

摘要： 选取一种翼身组合体布局的临近空间高超声速飞行器,利用ZAERO软件进行从亚声速到高超声速宽速域、大空域范围的静气动弹性计算与分析.建立全机气动、结构模型及其耦合关系,特别研究了以往静气弹设计中未曾涉及的高超声速问题;通过将刚性气动力、压力分布与试验结果的对比分析,确认了计算结果的可靠性,并探讨了结构特性、推进剂重量对气动弹性的影响;最后得出全速域范围各气动导数的静气弹修正系数.计算结果和相关结论可应用于该领域静气弹研究,并为飞行控制律设计提供参考依据.

摘要： 静气动弹性分析计算中反复的CFD计算耗费大量时间和资源,降低分析效率,针对这一问题建立模态振型对模态气动力系数的响应面,进行了机翼静气动弹性分析方法的探索,这一方法可以大幅度提高静气动弹性分析效率.

摘要： 大展弦比飞机具有结构重量轻,柔性大等特点,有些采用螺旋桨发动机作为推进系统.一方面,螺旋桨滑流对全机配平变量会产生不可忽略的影响;另一方面,大柔性的机翼在飞行过程中会发生较大结构变形,传统基于小变形假设的气动弹性分析方法不再适用,需要引入非线性分析方法以适应几何非线性引起的结构气动新的气动弹性特点.本文从弹性飞机的刚弹耦合运动方程出发,引入静气动弹性假设,简化得到弹性飞机静气动弹性全机配平方程,分别对结构小变形和结构大变形两种不同情况给出了静气动弹性配平方程的求解方法,并在此基础上引入螺旋桨的影响,分别对螺旋桨工作与不工作两种情况进行了配平求解.并以某常规布局的大展弦比的螺旋桨柔性飞机为对象,对其在纵向定直平飞情况进行静气动弹性配平分析,以验证本文所建立的配平方法的可行性.

摘要： 基于测压风洞气动压力系数,研究利用NASTRAN外部接口进行静气动弹性导数修正.利用某型飞机的结构刚度数据、质量数据、风洞测压外部气动力数据及气动外形,建立了静气动弹性导数修正分析算例.指出NASTRAN在静气动弹性导数修正分析上存在的不足,并通过数值算例的计算分析研究了某型飞机的导数修正规律.

摘要： 高空长航时飞行器大多采用大展弦比柔性机翼.由于机翼的柔性,在受到气动力作用后,会形成较大变形,从而影响其升力效率.通过CFD/CSD耦合数值方法计算了在来流速度8m/s与14m/s状态下机翼的静气动弹性变形,比较了变形前后机翼受到气动力的变化.气动力的计算采用HUNS3D程序得到;结构变形采用商用软件Ansys得到.程序之间的数据传递采用文件的形式.结果表明,在8m/s时翼稍的最大变形约为翼展的1/6,升力与未变形时的相比减小了5.35％.在14m/s时翼稍的最大变形约为翼展的1/2,升力为未变形时的79.30％.

摘要： 静气动弹性是由气动载荷与弹性结构的相互耦合作用产生的.传统静气动弹性分析采用线性面元法计算得到气动力.对于较高准确性的气动弹性分析必须采用基于Euler方程或者Navier-Stokes方程的CFD方法来捕捉气动力的非线性特性.本文基于CFD/CSD松耦合方法研究了三维机翼的静气动弹性响应.采用形函数面积坐标加权方法进行气动载荷传递,及曲面样条插值方法进行结构位移传递.研究结果表明,弹性变形导致机翼表明压力变化,升力减小,阻力增加。

摘要： 变弯度连续后缘舵面(Variable Camber Continuous Trailing Edge Flaps,VCCTEF)系统的使用对减小跨音速柔性飞机的巡航阻力、增加升阻比提供了很大帮助.由于VCCTEF系统的使用,机翼可以根据不同的飞行状态改变机翼形状.首先建立引入加入收敛技术的经气动弹性分析方法,为进行弹性机翼的VCCTEF系统优化设计奠定计算基础.在优化中选用undeformed Common Research Model(uCRM)构型为基准构型,保持机翼的几何参数不变,在uCRM机翼的基础上加入VCCTEF系统,并对VCCTEF系统进行优化设计.由于需要加入铰链轴来实现VCCTEF系统偏转变形,因此会产生铰链力矩.因此在对VCCTEF系统进行优化设计的过程中加入机翼弯矩和铰链力矩的约束,使在得到较优的机翼巡航外形同时不会引起弯矩和铰链力矩方面的损失.通过对F6翼身组合体的气动弹性分析,验证加入收敛技术的静气动弹性分析方法可以缩短静气弹分析时间.通过uCRM+VCCTEF机翼VCCTEF系统的优化设计,在不引起机翼弯矩和铰链力矩增加的条件下,使机翼的巡航性能明显提高.结果显示,引入VCCTEF系统的弹性翼身组合体构型巡航阻力减小了.

摘要： 静气弹流固耦合问题中涉及的插值算法有很多种类,这些插值算法各有特点和优势,对于大型工程应用中的流固耦合插值问题,目前尚无某种适用于任何工程应用算例的最优插值算法,具体的工程应用算例可能涉及多个流固耦合界面面片,每个流固耦合界面可能出现计算流体力学网格和计算结构力学网格的几何匹配程度不同情况、而且界面网格规模也可能显著不同,这就需要用户针对具体的耦合界面指定不同的插值算法.这就使得流固耦合插值工程应用问题会面对复杂的插值需求.本文针对静气弹流固耦合大型工程应用问题,提出了一种通用的流固耦合耦合界面定义方法,该方法总体上采用分组插值的策略,可以针对不同的流固耦合界面组,指定不同的插值算法和插值参数.这种设计可以减少总体的插值计算量,适用面广.作者设计了一种基于名字表结构通用耦合界面定义方法,不仅可以定义流固耦合插值的各类总体插值参数、每组流固耦合界面的插值方法和插值参数,而且可以定义流体计算网格与结构力学计算网格之间可能存在的坐标系简单坐标变换或网格缩放的需求.作者通过具体的应用案例,验证了这种界面定义方法的通用性和可行性.

摘要： 静气弹流固耦合问题中涉及的插值算法有很多种类,这些插值算法各有特点和优势,对于大型工程应用中的流固耦合插值问题,目前尚无某种适用于任何工程应用算例的最优插值算法,具体的工程应用算例可能涉及多个流固耦合界面面片,每个流固耦合界面可能出现计算流体力学网格和计算结构力学网格的几何匹配程度不同情况、而且界面网格规模也可能显著不同,这就需要用户针对具体的耦合界面指定不同的插值算法.这就使得流固耦合插值工程应用问题会面对复杂的插值需求.本文针对静气弹流固耦合大型工程应用问题,提出了一种通用的流固耦合耦合界面定义方法,该方法总体上采用分组插值的策略,可以针对不同的流固耦合界面组,指定不同的插值算法和插值参数.这种设计可以减少总体的插值计算量,适用面广.作者设计了一种基于名字表结构通用耦合界面定义方法,不仅可以定义流固耦合插值的各类总体插值参数、每组流固耦合界面的插值方法和插值参数,而且可以定义流体计算网格与结构力学计算网格之间可能存在的坐标系简单坐标变换或网格缩放的需求.作者通过具体的应用案例,验证了这种界面定义方法的通用性和可行性.

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： 一种优化全动平尾静气动弹性和颤振的方法，首先建立有限元模型，而后对静气动弹性、颤振、配重逐一进行优化，匹配程度高，得到满足静气动弹性和颤振要求且不影响平尾外形的最小重量全动平尾，符合约束条件，有效解决飞机静气动弹性和颤振的问题。

摘要： 一种飞机机翼的静气动弹性修正方法，将飞机机翼的气动模型沿航向划分成多个条块，在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力；根据飞机机翼的气动模型求解飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的理论气动力和气动力干扰角；根据全机试验压力分布，确定飞机机翼的升力线斜率实际值和飞机机翼的气动力修正干扰角和飞机机翼的实际气动力干扰角，再通过飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的实际气动力。

摘要： 本发明涉及一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术和采用了该方法的飞行器，属于航空飞行器空气动力学、航空飞行器结构动力学、航空飞行器系统工程和航空飞行器气动弹性力学领域，适用于小型、中型和大型航空飞行器的提高飞行性能、减阻、增升、隐身、任务自适应等用途，进一步发展可以用于机动载荷减缓、主动颤振抑制和降噪等。

摘要： 本发明提供了一种静气动弹性试验模型和设计方法，通过采用将本体按照结构和材料变化之处分段，然后模型根据本体的分段，采用分段变截面的主梁来模拟本体的刚度，采用蒙皮来模拟本体的外形，从而在按照本体详细的结构的基础上，对本体进行模型的制作。应用本发明的技术方案，解决了现有模型制作不能对本体复杂结构进行模拟，和现有仿真的方案模型制作复杂的问题，实现了静气动弹性试验模型的要求。

摘要： 本发明公开了静气动弹性低动态试验数据提取方法、装置、介质及设备，该方法包括：步骤1：获得机翼的多组应变数据；步骤2：获得多个首次聚类的类心；步骤3：分别计算每组应变数据与每个聚类类心之间的距离；步骤4：针对每组应变数据，将应变数据归属到距离的最小值对应的聚类中；步骤5：针对每个聚类，判断聚类中的每组应变数据是否为无效的应变数据，并删除；步骤6：重新计算每个聚类的类心；步骤7：针对每组无效的应变数据，重复执行步骤3‑6，当再次判断无效的应变数据无效时，将最后一次删除无效的应变数据后重新计算的聚类的类心作为对应风速下的机翼应变量。本发明得到不同风速下的机翼应变，对于柔性飞行器静气动弹性试验尤为重要。

摘要： 一种静气动弹性风洞试验机翼模型及复合材料蒙皮,属于气动弹性试验技术领域。该模型采用模型钢制接头和机翼梁架与复合材料蒙皮相连，机翼梁架采用双主梁，单辅梁的梁架结构，测压翼肋设置在机翼梁架和多个支撑翼肋之中，内埋测压管设置在测压翼肋之中，机翼梁架和支撑翼肋之间设置有轻质泡沫，由轻质泡沫、支撑翼肋、测压翼肋和机翼梁架共同形成的框段外表面覆盖复合材料蒙皮，并装载在模型钢制接头上组成静气动弹性风洞试验机翼模型。该模型具有高精度的气动外形和高强度的承载能力，能够在风洞试验过程中实时测量需求机翼剖面压力分布的变化情况，实现了静气动弹性模型测力测压的一体化，能够在模型受力变形的状态下获得精确的气动力数据。

摘要： 本公开的一方面涉及一种飞机静气动弹性地面模拟系统，包括载荷计算及加载控制模块，用于确定飞机在飞行状态下将受到的估计载荷；载荷加载模块，用于将所计算出的估计载荷加载到所述飞机上；以及测量模块，用于测量飞机在受到所加载的估计载荷的情况下的变形。本公开还包括相应的飞机静气动弹性地面模拟方法。

摘要： 一种静气动弹性风洞试验机翼模型,属于气动弹性试验技术领域。该机翼模型采用模型钢制接头和机翼梁架与复合材料蒙皮相连，机翼梁架采用双主梁，单辅梁的梁架结构，测压翼肋设置在机翼梁架和多个支撑翼肋之中，内埋测压管设置在测压翼肋之中，机翼梁架和多个支撑翼肋之间设置有轻质泡沫，由轻质泡沫、多个支撑翼肋、测压翼肋和机翼梁架共同形成的框段外表面覆盖复合材料蒙皮，并装载在模型钢制接头上组成静气动弹性风洞试验机翼模型。该机翼模型具有高精度的气动外形和高强度的承载能力，能够在风洞试验过程中实时测量需求机翼剖面压力分布的变化情况，实现了静气动弹性模型测力测压的一体化，能够在模型受力变形的状态下获得精确的气动力数据。

摘要： 本发明公开了静气动弹性低动态试验数据提取方法、装置、介质及设备，该方法包括：步骤1：获得机翼的多组应变数据；步骤2：获得多个首次聚类的类心；步骤3：分别计算每组应变数据与每个聚类类心之间的距离；步骤4：针对每组应变数据，将应变数据归属到距离的最小值对应的聚类中；步骤5：针对每个聚类，判断聚类中的每组应变数据是否为无效的应变数据，并删除；步骤6：重新计算每个聚类的类心；步骤7：针对每组无效的应变数据，重复执行步骤3‑6，当再次判断无效的应变数据无效时，将最后一次删除无效的应变数据后重新计算的聚类的类心作为对应风速下的机翼应变量。本发明得到不同风速下的机翼应变，对于柔性飞行器静气动弹性试验尤为重要。