大展弦比复合材料机翼气动弹性优化

使用遗传/ 敏度混合优化算法对大展弦比复合材料机翼进行气动弹性优化设计研究。在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下, 以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量, 对结构进行重量最小化设计。研究表明: 弯曲变形严重影响最终的优化重量, 是设计大展弦比复合材料机翼结构时应该重点考虑的问题; 按照应力设计准则对这类结构进行设计, 往往很难满足弯曲变形的要求; 使用遗传/ 敏度混合优化算法对大展弦比复合材料机翼进行气动弹性优化设计能够在可以接受的计算耗费下获得满意的结果。      

大展弦比机翼气动弹性的几何非线性效应

随着飞行器性能和需求的提高,大展弦比机翼逐渐成为新型飞行器的主要结构形式。这类机翼具有高升阻比、大变形、重量轻等特性,几何非线性效应明显。该文采用本征梁结构模型和有限状态入流气动模型,对典型大展弦比机翼的几何非线性效应开展结构的静、动态特性和气动弹性研究。分析结果发现：考虑几何非线性效应后,机翼的变形减小;颤振临界速度降低,并且与攻角相关;机翼的时域响应则表现为衰减振动、单频极限环和多频极限环振荡,不出现振动发散状态;与传统的线性气动弹性现象显著不同。该文的方法能够有效预示大展弦比机翼的气动弹性现象。     

考虑几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性分析

针对飞机飞行过程中因受气动载荷作用、机翼几何非线性效应影响气动弹性稳定性,提出考虑结构大变形几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性特性分析方法。通过对MSC.Nastran软件二次开发实现该方法的计算流程。考虑大展弦比机翼几何大变形对气动面网格构型影响,在每个迭代步对气动面网格进行更新,求出大展弦比机翼在给定飞行状态下的静气动弹性变形,获得考虑机翼结构几何非线性效应的刚度矩阵,并进行机翼颤振特性分析。对大展弦比机翼模型进行气动弹性特性分析计算表明,与线性气动弹性分析结果相比,考虑机翼结构大变形几何非线性效应,机翼静气动弹性变形会影响机翼动力学特性,使机翼扭转频率明显下降,导致机翼几何非线性颤振速度低于线性颤振速度。     

大展弦比机翼随动加载方法与装置研究

大展弦比机翼载荷标定实验中,随着载荷的增加,机翼会发生弯曲变形,导致加载点的法向载荷方向发生变化,对载荷标定实验的准确性产生影响。为解决此问题,设计了一套大展弦比随动加载装置,该装置通过电缸控制加载点竖直方向的位移,通过位移台控制电缸水平方向的位移,利用联动控制系统使载荷标定实验中施加在机翼翼面的作用力与翼面始终保持垂直,保证机翼所受载荷始终沿法向。开展随动加载与砝码垂向加载对比实验,结果表明：随动加载获得的数据相关系数达到0.999,相较砝码垂向加载获得的数据相关系数0.976更优,验证了随动加载装置的有效性。该装置不仅具有体积较小、操作简便的优点,还为推动大展弦比机翼性能研究提供了有力支撑。     

非均衡铺层壁板复合材料机翼气动弹性分析

对上下壁板采用非均衡铺层的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性分析。建立了不同掠角和壁板铺层非均衡程度的气动弹性模型 , 并考虑了壁板铺层非均衡程度的变化。分析了严重载荷情况下 , 机翼变形、 升力特性弹性修正等随壁板铺层非均衡程度的变化 , 并分析了固有振动特性和发散/颤振速度随壁板铺层非均衡程度的变化趋势 , 以期为进行这类结构的设计提供参考。研究结果表明 : 壁板铺层的非均衡程度对于所研究机翼的固有振动频率、 颤振速度影响较小 , 但对发散速度和机翼的静气动弹性性能影响较大。      

复合材料壁板铺层参数对大展弦比机翼气动弹性优化的影响

开展了大展弦比复合材料机翼气动弹性综合优化设计研究,以复合材料层合板铺层厚度为设计变量,以多种气动弹性约束与强度/应变约束为限制条件对结构进行优化设计,从铺层比例和铺层非均衡两方面分析了蒙皮铺层参数的影响。研究表明: 在满足综合约束的条件下,随着0°铺层比例的增加,翼尖变形略微减小,颤振速度略有下降,副翼效率变化不大; 蒙皮铺层非均衡程度主要影响机翼静气动弹性能,随着蒙皮非均衡引起的机翼刚轴绕翼根向前缘逐渐偏转,翼尖垂直变形变化不明显,但翼尖负扭转变形的绝对值加大,副翼效率下降。     

考虑发动机推力影响的机翼颤振分析

发动机安装在机翼上时,其推力具有典型的随动特征,并对机翼颤振产生重要影响.基于有限元分析软件MSC/Nastran的DMAP开发,提出了一种考虑发动机推力和几何非线性影响的机翼颤振分析方法.作为验证,分析了推力对某高空长航时飞行器机翼颤振速度的影响,与已有结果吻合良好.对一带有两个发动机的复杂机翼结构进行了结构建模和颤振分析,重点分析了推力大小及作用位置对颤振速度的影响.结果表明,发动机的推力效应在颤振分析中是不应忽略的.     

大展弦比机翼气动颤振的有限元分析

摘要：在Theodorsen二元气动力的基础上,建立非定常气动力时域内积分形式的表达式或者等价的频域表达式,利用粘弹性结构振动分析中对积分方程的等价变换将其写成与结构动力学方程一致的二阶常微分方程,将气动力的影响作为对结构有限元模型质量阵、刚度阵和阻尼阵的补充,保留了结构原有的所有动力学特性,并且能够直接用计算结构动力学的通用有限元软件进行空气-结构耦合的整体动力学分析,适合应用于具有复杂结构的气弹问题。气动力模型的建立可以利用各种试验及数值方法得到的气动力数据,适用性强。算例给出了大展弦比机翼的颤振边界计算结果。     

弦支穹顶结构的模型设计与试验研究

弦支穹顶结构由上部单层网壳和下部索杆系统组成。为进一步了解弦支穹顶结构的力学性能与施工张拉过程,以一跨度为122m的实际工程,制作了8∶122的缩尺模型。在模型的制作过程中,首先利用相似原理进行了各参数相似比的确定,然后进行了上部网壳、下部索杆和连接节点的设计与制作,同时针对试验内容与模型特点进行了应力与位移测点的布置...     

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。     

TTU标准模型表面风压大涡模拟及风洞试验的对比研究

以低矮建筑标准模型TTU(德州理工大学)模型为考察对象,基于专业计算流体动力学软件FLUENT,对1:50缩尺模型进行了大涡模拟研究,并在边界层风洞中对该比例模型进行了风洞试验研究,将大涡模拟结果与风洞试验、场地实测数据进行了比较。结果表明,大涡模拟得到的建筑模型表面平均及脉动风压与风洞试验、现场实测结果吻合较好,没有雷诺数效应的足尺低矮建筑表面的动态风压可通过缩尺模型的大涡模拟进行预测。     

公路风屏障流场特性及自身风荷载的足尺模型风洞试验研究

为探究公路风屏障后方流场分布特性及自身风荷载,针对6种不同板形,通过足尺节段模型风洞试验测试了各风屏障后方不同车道处的流场分布及距离地面不同高度处障条的风荷载,在此基础上对比分析屏障孔隙尺寸和开孔形式对其后方流场分布的影响,求得了不同风屏障整体的阻力系数、力矩系数以及风速折减系数。研究结果表明,孔隙尺寸对风屏障后方流场影响较为有限,开孔形式对屏障前方流场影响较为有限,但是对其后方的流场分布影响较为明显。由于受到盖梁的影响,位于最顶部的障条阻力系数较其他位置处障条阻力系数偏低。屏障整体风荷载系数可为日后该类风屏障设计提供一定的参考。     

索膜结构风振气弹效应的风洞实验研究

提出一种可以考虑索膜结构与风荷载动力耦合作用的简化气弹力学模型方法。以该方法为理论基础,进行了多个鞍形索网和鞍形膜结构的缩尺模型风洞气弹实验。研究内容包括:1)通过对形状相同的刚性模型和弹性模型表面的脉动风压与结构响应观测,探讨了附加气动力对结构响应的影响;2)利用随机减量技术对实验数据进行处理,实现了对气动阻尼、附加质量等参数的识别;3)通过对大量试验数据分析,得到了附加质量和气动阻尼随来流风速、风向、结构刚度和结构振动模态的变化规律。实验结果表明:气动阻尼对结构振动的影响较为显著,特别是对结构的低阶模态,气动阻尼比可达到15%左右;附加质量对结构振动的影响较小,其量级仅为结构质量的1倍―2倍左右。该试验过程中未发现结构出现整体气弹失稳现象,但在某些工况下,在结构局部测点出现气动负阻尼。     

翼型动态风洞试验洞壁效应研究

翼型动态失速导致气动非线性特征突出,与洞壁效应耦合给风洞试验数据带来极大的不确定性,该文通过试验和数值手段揭示了翼型动态试验洞壁效应产生机理和影响规律,结果表明：相比于静态试验,由于洞壁的存在,动态试验翼型的尾流区的总压和静压分布更不均匀,动态试验翼型在相同迎角下的洞壁干扰更严重,表现为翼型在大迎角段,洞壁干扰导致模型中间截面附近和端部截面附近的速度分布和压力分布差异更明显,且相比于压力面,吸力面流动的二维性变得较差。侧壁干扰抑制了翼型中间截面附近的流向分离,诱导了端部附近的展向分离流。上洞壁和下洞壁的非定常压力系数随翼型实时迎角变化也呈迟滞环曲线,迟滞环方向相反,且脉动一阶主频率与翼型俯仰振荡频率一致。风洞洞壁干扰下,翼型动态失速三维涡结构呈“Ω”型。风洞上下壁干扰使得翼型线性段的升力系数和升力线斜率均增加,诱导翼型提前失速;在负行程,则使得翼型升力系数降低。侧壁干扰在负行程诱导了翼型表面的展向流动、减小了翼型弦向流动速度,引起翼型升力系数减小,正行程范围则影响较小,且翼型失速延迟。FL-11风洞翼型动态试验的上下壁干扰效应为主导因素;但是侧壁干扰不可忽略,特别是在翼型振荡周期的大迎角和负行程范围。     

平板前掠翼发散风洞试验预测技术

介绍了平板前掠翼的发散试验技术。采用了Southwell方法进行发散动压预测,该方法是一种亚临界发散试验技术。通过试验,也介绍了预测试验和临界试验中的一些关键技术。试验采用了三个平板前掠翼模型,其中两个为复合材料层合平板,一个为铝合金平板。为了对亚临界试验结果进行预测和验证,在试验前进行了发散动压的计算并补充进行了临界发散风洞试验。计算结果和临界试验结果均表明,利用Southwell方法进行发散动压的预测能够取得较好的结果。模型发散动压的计算是利用NASTRAN的柔度法和自行开发程序的模态法进行的,两种方法均采用亚音速偶极子格网法气动力理论的定常部分进行气动力的计算。通过对计算结果、预测试验结果和临界试验结果的对比分析,可以看出三者具有较好的一致性。     

新型斜拉桥与摩天轮复合结构流场数值模拟与风洞试验研究

为研究天津慈海桥的压强分布系数,建立了新型斜拉桥与摩天轮复合结构有限元模型,采用了RANS的RNGk-ε模型作为慈海桥进行数值分析的湍流模型,采用非平衡壁面函数模拟壁面附近复杂的流动现象。运用数值风洞法对斜拉桥部分周围流场进行数值模拟,得到斜拉桥周围流场的速度分布和斜拉桥表面的压强系数。通过风洞试验进行测量,介绍了风洞试验的风洞和试验模型,得出了32个测点不同方向的压强系数。把其中具有代表性的测点数值风洞理论值与风洞试验结果进行比较分析,结果对比说明:理论与试验数据一致,所得到的压强分布系数可以用于工程实际。同时证明该文所采用的数值模拟方法来预测斜拉桥表面的平均压强分布情况可以推广应用。     

高速铁路路堤-路堑过渡段复杂风场和列车气动效应风洞试验研究

中国地形地貌复杂多变,线路交替必不可少,为了探究高速铁路路堤-路堑过渡区域的列车气动效应和复杂风场,该文建立了大比例试验模型,采用风洞试验的方法对线路上方不同位置处的风速剖面和线路不同位置处的车辆气动力进行了测试。试验结果表明：路堤-路堑过渡段对气流的影响范围在轨道上方250 mm以内;线路交界处上方较低区域的风剖面由路堑主导,较高区域受路堤主导;风速变化对列车沿线移动的气动力变化趋势影响不大;在过渡区域,线路交界处附近对行车安全最不利,且路堤侧更为不利;受雷诺数效应的影响,气动力系数整体上随风速的增大而减小。     

建筑物风沙流场与荷载的风洞试验研究

通过风洞试验研究了同一风速下不同落沙量时的风沙流场特性,包括风速、湍流度和沙浓度的分布规律,基于流场分析的结果在该风沙环境下开展了风洞高频动态天平测力试验,探究了风沙流场中建筑物迎风面所受到的风压力和沙粒冲击力规律,并采用沿高度方向等分迎风面的方法对风沙荷载沿建筑物高度方向的变化规律进行了探究。研究结果表明：风沙流场下的沙浓度梯度分布与落沙量及高度有关。沙颗粒对风速有一定的削弱作用,而对湍流度有一定的增强作用,且沙浓度越大该削弱作用和增强作用越明显。风沙流场下建筑物迎风面所受到的风压力和沙粒冲击力之和随着高度和沙浓度的增大而增大;其中风压力随着高度的增大而增大,而随着沙浓度的增大而减小,沙粒冲击力随着高度的增加而减小,而随着沙浓度的增大而增大。     

桥上孔隙式风屏障缩尺模型模拟方法的风洞试验

为了明确孔隙式风屏障缩尺模型的模拟方法,针对铁路桥上设置透风率为30%、高度为2.05m风屏障情况,通过风洞试验测试了不同开孔形式风屏障作用下车辆的气动力系数,分析了风屏障的孔径和开孔形状对车辆气动特性的影响,讨论了圆孔形风屏障与纵条形风屏障的相似性。结果表明,在1∶20的缩尺模型中,风屏障的孔径可取8mm~12mm;透风率相同时,风屏障的开孔形式对迎风侧车辆有一定的影响;纵条形风屏障的间隙数不低于10个时,与设置8mm圆孔形风屏障时的车辆气动特性较为接近,结果可为风屏障的缩尺模型风洞试验和数值模拟提供参考。     

偏压隧道模型试验及可靠度分析

以模型试验和可靠度理论为基础，研究了偏压隧道的力学行为，分析了偏压隧道衬砌结构的可靠指标及失效概率。