复杂构型高精度静气动弹性分析方法及其应用研究

为了准确地预测增升装置的气动弹性变形,基于Navier-Stokes方程求解器和结构静力学方程,建立了一种静气动弹性分析方法。发展了一种全局/局部混合的数据交换方式,解决了复杂构型数据交换过程中相邻部件间数据干扰的问题。同时,建立了变形能力强、引入并行算法的基于RBF插值技术的动网格方法,很好地保证了复杂构型网格的变形能力。此外,为了提高静气弹分析效率,所建立方法根据收敛特点引入了加速收敛技术。通过F6翼身组合体和某大型客机着陆构型,验证文中发展的静气动弹性分析方法的可行性和鲁棒性。分析结果表明,弹性变形最终导致大型客机着陆构型8°迎角状态时的升力系数减小约1.0%。     

三维机翼的型架外形设计研究

采用三维N－S方程为控制方程，计算机翼所受的气动力与静气动弹性平衡方程耦合求解，在研究机 静气动弹性规律的基础上，对机翼进行型架外形设计，使之在飞行中满足飞机设计气动外形的要求，并以一后掠机翼为算例，计算结果与有关献相吻合。     

静气动弹性影响下带小翼汽车尾翼的设计与优化

翼尖小翼能利用机翼翼尖产生的三维绕流为机翼提供额外的升力和前进的推力,其独特的作用机理同样适合用在汽车尾翼上。由于汽车的尾部流场与航空器有较大差别,使传统的航空器翼型很难满足汽车用翼尖小翼的设计需求,同时翼尖小翼的附加会使尾翼翼面因额外的弹性变形而产生新的气动载荷分布,这就需要对车用翼尖小翼进行设计和优化。首先,利用准均匀B样条曲线来拟合翼型,再对拟合的翼型进行小翼的三维参数化建模,最后,使用双向流固耦合的分析方法来考虑静气动弹性对附加了小翼的汽车尾翼的实际影响,并在三维流场中通过数值仿真的手段对小翼翼型及其形状参数进行优化设计。最优样本进行了风洞试验验证和比较,结果说明仿真具有较高的模拟精度,同时风洞试验与数值仿真的结果表明:翼尖小翼通过优化设计能为安装有普通尾翼的汽车带来额外下压力的同时减小其气动阻力;相较于刚性翼,考虑静气动弹性的新型尾翼,其最优解集有使汽车模型的升力系数增加而阻力系数减小的趋势。     

考虑几何非线性效应的大柔性太阳能无人机静气动弹性分析

大柔性太阳能无人机在气动力的作用下产生较大的弯曲变形,引起气动载荷的重新分布及作用方向的改变,线性理论难以获得足够的精度。基于共旋转有限元理论,推导了几何非线性空间梁单元的切线刚度矩阵和内力求解格式,几何精确的描述了无人机机翼结构的几何非线性弹性变形;编写了空间共旋坐标有限元求解代码,利用计算流体力学软件FLUENT计算气动力,构造了流固耦合求解器;研究了类"太阳神"布局太阳能无人机几何大变形下的静气动弹性响应问题。研究结果表明:无人机受载变形后导致升阻比降低,翼尖弯曲变形为展长的13%时,升阻比降低4.2%,滚转力矩导数增加了300%,偏航力矩导数增加了350%;几何非线性效应改善了气动载荷在展向的分布,有利于机翼结构设计。研究工作对大柔性太阳能无人机的设计具有一定的参考意义。     

基于流固耦合方法的大展弦比机翼非线性颤振特性分析

针对大展弦比机翼的柔性大、变形大的特点,基于非定常涡格法求解机翼的非定常气动力,考虑了大展弦比机翼的几何非线性效应,提出了计算大展弦比机翼非线性颤振分析的新方法。以某平板机翼为例:计算了机翼静气动弹性变形、振动特性和颤振特性随着攻角增大的变化规律;比较了颤振结果线性解与非线性解的差别。相关的分析结果表明:大展弦比机翼颤振分析需同时考虑几何非线性效应和气动网格变形。     

耦合分布螺旋桨的大柔性机翼静气弹研究

分布式螺旋桨被广泛用作为大展弦比长航时无人机提供推进动力,其载荷和滑流会改变机翼的结构和气动特性,使几何非线性效应更加突出。针对分布式螺旋桨对大柔性机翼的气弹干扰问题,在涡流叶素理论基础上,采用滑流管模型快速计算滑流对机翼的诱导速度,实现螺旋桨与机翼的耦合气动建模;在共旋转法中通过坐标系的推导与转换,实现展向分布的螺旋桨与机翼非线性结构耦合建模;结合空间梁样条插值,建立了考虑分布式螺旋桨载荷和滑流影响的大柔性机翼非线性静气弹分析框架。大柔性机翼与分布式螺旋桨耦合的算例结果表明：非线性大变形使螺旋桨拉力产生机翼结构负扭转,造成约10%的升力损失和20%～40%的静稳定裕度减小;螺旋桨滑流通过影响机翼当地流速和绕流攻角,改变了结构变形分布,带来约2.5%的升力收益和2%～8%的静稳定裕度增加;螺旋桨靠近翼根时增升,靠近翼尖时减升且越靠近翼尖影响越显著;所建立的分析方法可为分布式螺旋桨与大柔性机翼的耦合设计提供指导。     

基于N-S方程的弹性机翼载荷分析方法研究

以N-S方程为控制方程计算机翼气动力，考虑机翼的结构弹性的影响，采用结构影响系数法建立结构平衡方程计算弹性变形，两个方程相互迭代耦合求解，计算弹性飞机飞行中的真实载荷，并在已知弹性机翼飞行时总载荷的情况下，确定结构弹性在飞行中对载荷的贡献。     

某支线飞机超临界机翼设计研究

文章在翼身组合体构形下,采用面向机翼的精细修形设计方法针对某支线飞机进行了超临界机翼设计.由于支线飞机机翼面积较小,在满足气动性能的前提下,能否满足结构设计的要求就成为本次修形设计所考虑的主要因素.设计实践表明,在合理的设计思想指导下,当初始外形与设计目标相差较大时,采用渐近修形设计技术仍然可以得到比较满意的结果.     

某超临界机翼风洞模型转捩方式研究

本文介绍了风洞试验转捩技术的常规方法和应用,通过对某超临界机翼在风洞试验中自由转捩和固定转捩对阻力的影响结果,结合该机翼的压力分布云图进行了分析,提出了超临界机翼在风洞试验中模拟转捩时的方法。     

基于控制理论方法的跨声速弹性机翼反设计方法研究

结合飞行器在真实飞行条件下受到气动载荷结构发生弹性变形的问题,进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动反设计方法研究。气动载荷及结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合求解得到。目标函数对设计变量的敏感性信息通过求解相应的共轭方程获得。大展弦比跨声速弹性机翼气动反设计算例结果表明发展的设计方法是成功的,计及静气动弹性变形影响的设计机翼压力分布能够收敛于目标机翼的压力分布。     

基于欧拉方程的一种机翼气动弹性计算方法

利用一种双时间方法求解三维非定常欧拉方程，采用无限插值理论生成O－H型代数网格，考虑了机翼变形时的网格生成问题，通过与气动力方程的联立求解，在时间域内用二阶龙－库塔方法求解机翼弹性运动方程。计算结果表明，本计算方法具有较高的计算效率，所计算的颤振临界速度与风洞实验一致。     

超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法

针对超音速和高超音速流动的特点，分析并检验了各种气动力工程算法(牛顿法，切楔／切锥法，活塞理论，激波膨胀波法等)，并将其推广运用于超音速和高超音速机翼的非定常气动力的计算中。通过与机翼结构运动方程的联立求解，在时间域内实现了超音速和高超音速机翼颤振的数值模拟。通过与实验结果的比较，证明该方法具有较高精度，误差能控制在10％左右。     

大型坞门的有限元静力特性分析

应用ANSYS软件对某大型坞门进行有限元仿真计算，计算坞门在水压力作用下的约束反力、变形和应力．为坞门的结构设计提供理论依据．计算结果表明，该坞门的梁系布置和拟定的截面尺寸是合理的，其面板、甲板、纵横梁等主要受力构件在水压力作用下的最大应力为许用应力的67％～92％．趋于优化设计要求．     

超临界翼型的跨声速颤振特性研究

采用Navier-Stokes方程和二元弯-扭颤振运动方程耦合，用时间推进方法计算结构响应的时问历程，从而得到超临界翼型的跨声速颤振特性。研究了结构参数完全相同的3个超临界翼型(RAE2822，DFVLR-R2和NPU-3)的跨声速颤振特性。为了对比，同时计算了NACAOO系列的3个翼型(NACA0012，NACA0008，NACA0004)的跨声速颤振特性。研究结果表明，翼型形状对颤振特性有明显的影响，相对厚度较小的翼型颤振速度较高；厚度基本相同时，超临界翼型的颤振速度高于NACAOO系列翼型；跨声速范围内，由于气动力的非线性影响，普遍存在极限环振荡。     

直流蒸汽发生器静态和动态特性分析

首先对直流蒸汽发生器进行热工和水力分析，建立了直流蒸汽发生器仿真系统，此仿真系统能准确地描述各段在动态过程中的相互变化及相应参数的变化，能够全方位地体现直流蒸汽发生器的动态特性，在仿真系统上对直流蒸汽发生器进行了静态和动态特性研究，得到了影响直流蒸汽发生器可靠工作的压力与温度参数变化规律及在某些扰动下这些参数的变化规律，这些规律对直流蒸汽发生器结构设计，自动调节系统设计与操作、异常工况和故障的分析与处理，运行规程的编制等均能提供必要的依据。     

折叠翼展开到位碰撞特性分析

运用理论力学中的碰撞理论对折叠翼到位展开时的瞬时碰撞问题进行理论分析,采用MSC.Adams多体动力学虚拟样机软件对折叠翼到位的接触碰撞局部动力学过程进行数值模拟,用碰撞力函数描述减震垫与弹翼的碰撞作用,给出了力函数参数的确定方法。分析结果表明:本文的建模方法适合从理论上和数值模拟方面给出折叠翼展开到位的碰撞特性;针对燃烧室压强14 MPa典型设计工况,通过分析弹翼与减震垫在1 mm碰撞行程内的动力学特性,得到碰撞时间为2.3 ms,碰撞力的峰值为905 N,小于设计上限4 000 N,符合碰撞力峰值的安全性要求;作动筒燃气压力是影响碰撞过程中峰值碰撞载荷的主要因素。