基于Peters-ONERA模型的失速颤振特性研究

采用Peters模型模拟线性气动力,ONERA失速模型模拟由于动态失速引起的非线性气动力,通过耦合结构运动方程,建立了状态空间(state-space)形式的气动弹性控制方程。采用欧拉预估-校正方法对该方程进行时域推进求解,采用特征根轨迹分析技术在频域内对气动弹性系统进行稳定性分析。基于Peters-ONERA气动力模型对动态失速现象进行模拟,结果表明该气动力模型可以准确地捕捉动态失速气动力的主要特征。采用该气动弹性模型对亚松弛迭代(under relaxation iteration)方法在静气动弹性求解稳定性中的影响进行了研究,研究结果表明,亚松弛迭代可以增强静气弹求解的稳定性。分别采用频域和时域方法对失速颤振中的颤振临界特性和分岔(bifurcation)现象进行了研究,并分析了初始扰动对系统响应的影响。研究发现:(1)在大攻角下,非线性气动力模态与结构模态的耦合可能导致结构模态的失稳,从而诱发系统的单自由度颤振;(2)初始攻角的改变会显著影响系统的分岔特性;(3)在不同的扰动范围内,气动弹性系统对扰动的敏感度不同,扰动增强可能会使系统原先稳定的状态被激发为极限环振荡(limit cycle oscillation,LCO)状态。     

基于近似边界条件的三维机翼气动弹性数值模拟研究

物面边界条件采用一阶近似边界条件,计算网格采用静止的笛卡尔网格;通过求解Euler方程,得到三维机翼的非定常气动力,耦合机翼运动方程进行气动弹性的计算;流场和结构之间的数据通过无限平板样条法(IPS)进行交换.使用文中方法计算了三维气动弹性标准模型AGARD445.6机翼的颤振边界,计算结果与实验结果吻合,表明该方法可以准确高效地求解三维机翼的气动弹性问题.     

亚音速气流中复合材料层合板结构气动弹性稳定性分析

为了研究复合材料层合板结构在亚音速气流作用下的气动弹性稳定性,基于线性势流理论建立适用于三维复合材料层合板结构的亚音速气动力模型,采用经典层合板理论,根据Hamilton变分原理,建立亚音速下三维复合材料层合板的运动方程.采用假设模态法,将偏微分方程离散成常微分方程组,通过求解广义特征值问题分析其气动弹性特性.通过计算层合板结构在不同来流速度时的固有频率,得到层合板结构在亚音速气流作用下的临界失稳速度.研究表明:该亚音速气动力模型适用于三维薄板结构.在气流作用下,层合板结构刚度降低导致结构失稳.     

叶片失调阶次及离心力效应对叶栅颤振边界的影响

本文用特征值法研究了不可压流中叶片频率失调阶次及离心力效应对叶橱弯、扭耦合非失速颤振边界的影响。计算结果表明:叶片失调可延迟颤振边界,在一定范围内,随着失调幅度的增大,颤振边界愈向后移;不同的失调阶次对颤振边界的影响不同,影响的大小取决于叶片颇振时的振动阶次:计及离心力效应后,叶栅颤振边界后移。     

间隙非线性对二元翼段颤振特性影响

为了研究间隙非线性对颤振特性的影响,本文采用基于非定常雷诺平均方程的非定常气动力求解方法,耦合结构运动方程建立了时域气动弹性分析系统,并运用该系统计算三自由度无间隙二元翼段构型的颤振速度。采用描述函数法对间隙问题进行处理,得到了间隙非线性所带来的极限环振荡现象,并分析亚跨音速阶段间隙大小对颤振特性的影响。通过研究预加载对颤振特性的影响,得出预加载能够减弱间隙非线性影响,有效提高系统颤振速度。     

基于LBM流固耦合算法的桥梁颤振稳定性分析

为有效分析风-桥梁的相互作用和研究桥梁的颤振稳定性问题,发展了一种显式求解流固耦合问题的LBM数值模拟方法。将传统大涡模拟的亚格子涡黏性模型—动态Smagorinsky模型（Dynamic Smagorinsky Model, DSM）引入多松弛时间格式的格子玻尔兹曼方法(Multiple Relaxation Time–Lattice Boltzmann Method,MRT-LBM)中,在MRT-LBM框架下构造了一种显式运算的大涡模拟方法—MRT-LBM-DSM作为流固耦合算法的流场求解器;将结构视为弹性支撑于流场中的刚体,其运动方程采用Runge–Kutta法求解;利用格子玻尔兹曼方法(Lattice Boltzmann Method,LBM)的移动边界技术更新流固耦合面的位置,实现了流固耦合问题的松耦合分区求解。基于LBM流固耦合算法编制计算程序对Great Belt东桥的颤振稳定性问题进行了分析。研究表明由LBM流固耦合算法计算得到的Great Belt东桥颤振临界风速与试验和其他数值结论吻合良好,初步说明LBM流固耦合算法可以较为准确地预测颤振现象的发生。     

带结构刚度非线性的超音速弹翼颤振分析方法研究

提出了带结构刚度非线性的超音速弹翼的颤振分析方法。以非定常可压三维N-S方程为基础，利用NND-LU混合差分格式，Baldwin-Lomax紊流模型，C-H贴体运动网格计算非定常气动力，并和变系数颤振方程耦合，用时间推进求解的方法计算带非线性结构刚度的翼面颤振特性。通过一个带结构刚度非线性的导弹全动翼面的算例，计算研究了3种常见的结构刚度非线性(间隙型，转折型，三次型)对颤振特性的影响。计算结果表明，间隙型的刚度非线性使颤振速度下降。转折型和三次型刚度非线性能提高额振速度。在一定的速度范围内带结构刚度非线性的颤振系统可能出现极限环振荡。     

高超声速机翼瞬态气动加热下热颤振分析

研究了一种气动力(热)/结构耦合的高超声速机翼热颤振的时域数值分析方法。研究目的是分析结构内部温度梯度对结构固有特性的影响机制和结构发生颤振的规律。采用非定常计算流体力学耦合结构传热的算法,获得结构的瞬态温度场;通过有限元计算得到瞬态温度场不同时刻下的热结构模态;利用结构模态叠加法建立结构动力学模型,结合Volterra级数建立的非定常气动力模型进行气动/结构耦合计算获得颤振动压。对马赫数为5、高度13 km的一小展弦比机翼进行了颤振分析。验证了该方法的可实现性。研究表明,随着温度梯度的增大结构固有频率减小,颤振动压最小值发生在结构主频率差值最小处。     

几何大变形太阳能无人机非线性气动弹性稳定性研究

大柔性太阳能无人机在气动载荷的作用下产生较大的弯曲变形,机翼结构的刚度、质量分布等特性亦发生较大改变,线性理论无法满足这类飞机气动弹性稳定性分析的精度要求。基于Co-rotational(CR)理论,推导了结构变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了大柔性机翼结构动力学模型;采用建立在局部气流坐标系下的片条非定常气动力模型,建立了考虑几何非线性效应的大柔性无人机气动弹性运动方程。引入准模态假设,采用P-k法研究了几何大变形对类"太阳神"布局太阳能无人机的气动弹性稳定性的影响。研究结果表明:随着弯曲变形的增加,非线性颤振速度可降低10%以上,非线性颤振频率可下降8%;合理的增加扭转刚度、前移弹性轴、前移剖面质心等,均可以有效改善几何大变形引起的不利影响。研究工作对大柔性飞机的气动弹性设计具有一定的参考意义。     

基于参数不确定性的机翼颤振风险评定

随着飞机设计的发展,结构非线性颤振问题越来越突出,为了准确评价系统的颤振稳定性,不但要采用非线性颤振计算模型,同时还必须考虑模型中参数的不确定性,面对这些具有随机分布的参数,传统的确定性颤振分析方法已不能胜任;为了探索一套新的,且适合研究非线性和不确定性相互耦合的颤振计算分析方法,文中选取具有非线性扭转刚度的二元机翼颤振系统为研究对象,将概率统计学中的蒙特卡罗方法和核密度估计法结合确定性颤振分析,开展不确定性量化工作,并得到给定速度下系统发生颤振的概率,进而对系统的颤振风险进行评定。并给出算例中非线性扭转刚度表现为软弹簧特性时,不同速度下发生颤振的概率,从而说明系统在不同速度下的颤振风险。     

考虑初始迎角影响的二维翼型跨声速颤振边界预测

目前大多数颤振问题研究主要采用零迎角条件,并未对迎角影响加以考虑,但是来流迎角对跨声速流场和气动力有一定影响。因此,基于非定常雷诺平均N-S方程(Reynolds-averaged NavierStokes,RANS)耦合结构运动方程,建立时域气动弹性分析方法,其中结构运动方程采用基于预估-校正技术的四阶隐式Adams线性多步法进行时域推进求解。对采用零度条件和考虑迎角影响的Isogai案例A模型的跨声速颤振边界进行研究。对跨声速颤振边界预测的结果表明:当0.73≤Ma≤0.76时,随着初始迎角增加,颤振速度减小,最大可减小12.5%;来流初始迎角增加使得跨声速凹坑程度较零度时有所削弱,凹坑范围扩大,自由来流为6°时,跨声速凹坑最低点的颤振速度较0°时增加了124%。因此,在对翼型开展颤振分析时,必须考虑初始迎角影响,从而准确分析颤振边界。同时,增加初始迎角可以作为一种延迟颤振的控制系统。     

颤振主动抑制系统开环模型的降阶和参数摄动

本文在改进的非定常气动力拟合的基础上,运用模态集结法,对颤振主动抑制系统(AFSS)进行了降阶处理,导出了降阶前、后模型参数摄动误差表达式。数值计算结果表明,对选定的计算项目,本文给出的降阶模型和参数摄动误差,在AFSS参数摄动范围内,与全阶模型非常接近;故可用来进行AFSS其他项目的设计和分析。     

折叠机翼的参数化气动弹性建模与颤振分析

针对折叠机翼的特点建立了颤振分析的参数化气动弹性模型。参数化的结构模型基于模态综合法实现;参数化的气动力模型采用偶极子网格法建立;并且阐述了基于Gram矩阵范数对于气动弹性系统颤振边界的预测方法。以折叠机翼完全展开和完全折叠构型为例,将文中方法获得的颤振边界与特征值法获得的结果进行了对比,验证了该方法的正确性。通过对不同折叠角度下的颤振边界的分析可以得出:颤振边界对折叠角度很敏感;随着折叠角度的增加,颤振模态发生了变化;较高的结构模态阻尼比可以提高颤振速度,推迟颤振现象的发生。     

考虑弯扭耦合效应的复合材料叶片铺层优化方法

在复合材料叶片设计中,可利用弯扭耦合效应进行铺层优化设计,通过减小叶片气动弹性外形的改变来提高叶片结构的效率。将复合材料叶片简化为对称非均衡悬臂层合板,基于经典层合板理论提出刚度权值和载荷系数2个分析参数。并采用试验和有限元模拟分析了弯扭耦合效应中分析参数对结构变形的影响。进一步以刚度权值的可行域为约束条件,叶片曲率最小为目标函数,对含有0°,90°和±45°铺层的对称层合板进行分析计算,得到关于载荷系数的刚度权值最优路径。并以16层对称层合板为例进行了验证计算。通过对刚度权值最优路径的逆向计算,能够快速得到满足设计条件的最优铺层顺序。该方法可为复合材料叶片的铺层优化设计提供一定的参考和依据。     

基于降阶模型的弹性飞行器QFT控制器设计与仿真

弹性飞行器具有很高的阶次,直接设计控制器会很困难,且不利于工程实现.为此,文章研究了基于降阶模型的控制器设计方法.以某大型弹性飞行器12阶模型为研究对象,首先利用平衡截断降阶方法对该模型降阶,所得到6阶的降阶模型能在较宽频段范围内近似全阶模型.然后,基于降阶模型,使用QFT方法设计飞行器的高度保持控制器,直接用于12阶模型的控制.给出了系统高度响应、鲁棒性验证以及系统状态和4阶弹性变形模态的仿真结果曲线.仿真结果表明,无论是在标称状态,还是当系统矩阵摄动的状态,高度响应都能快速跟踪指令信号,且无稳态误差,调节时间约为7s,系统的各阶结构弹性变形模态都得到了快速抑制,最终衰减为零.     

基于CFD/CSD耦合算法的机翼颤振分析

用计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合算法对标准气动弹性模型AGARD445.6机翼作了颤振分析,主要研究机翼的跨音速颤振求解问题.采用常体积转换法(CVT)进行流体与结构之间的数据交换并运用松耦合方法对气动弹性方程进行时域推进仿真.计算机翼在Ma=0.499～1.072的颤振边界,并将计算结果同偶极子格网法(DLM)的计算结果与试验结果比较,结果显示CFD/CSD耦合计算结果较DLM计算结果更接近于试验值,尤其是在非线性强的跨音速区域.可见,CFD/CSD耦合计算比DLM具有很大的优越性.     

颤振主动抑制系统开环模型的降价和参数摄动

本文在改进的非定常气动力拟合的基础上，运用模态集结法，对颤振主动抑制系统（AFSS）进行了降阶处理，导出了降阶前、后模型参数摄动误差表达式，数值结果表明，对选定的计算项目，本文给出的降价模型和参数摄动误差，在AFSS参数摄动范围内，与全阶模型非常接近。故可用来进行AFSS其他项目的设计和分析。     

影响函数在火箭弹内力和变形计算中的应用

计算火箭弹内力和变形。方法先计算单位力对火箭弹整体内力和变形的影响函数,然后计算在外部气动力作用下的内力和变形,结果推导出了火箭弹横向力作用下的影响函数。结论影响函数是对结构弹性特性的最明显的,描述,其结果可直接应用于强度,刚度和气动弹性稳定性的计算中。     

叶片失谐对叶盘结构振动特性的影响

叶片失谐在实际叶盘结构中是不可避免的,并严重影响叶盘的振动特性.文章将失谐叶盘的模态及受迫振动响应投影到谐调叶盘模态空间,并提出一种节径谱的研究方法,通过关于不同节径的谐调模态的组合来描述失谐叶盘模态和受迫响应.基于叶盘集中参数模型,分析了叶片刚度失谐对叶盘频率转向区内外的模态振型及受迫响应等特性的影响规律.研究表明,节径谱的研究方法能够较为准确地捕捉失谐对叶盘结构振动特性的影响作用,对建立失谐与谐调叶盘结构振动特性之间的内在联系具有重要意义.     

流固耦合问题中降阶模型的校正研究

对流体使用降阶模型是流固耦合计算中为提高计算效率常用的手段之一,但采用降阶模型对模型维数的降低,或全阶模型数据与降阶模型方程的不一致性会影响降阶模型的准确性.本文引入人工涡常量和遗传算法对流固耦合问题中降阶模型进行校正研究,首先基于伽辽金投影法和本征正交分解法投射到最主要本征模态空间上,得到流体的降阶模型;然后引入人工"涡"对降阶模型的系数进行校正,最后采用遗传算法对校正模型中的系数进行估计.将本文提出的校正降阶模型应用于典型流固耦合问题分析中,对比了校正前后位移和力的变化,以及校正前后降阶模型的误差变化,结果表明校正后的降阶模型的计算准确性和效率大大提高,证实了降阶模型校正的必要性和本文降阶模型校正方法的有效性.