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弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述 被引量：3
1
作者 万志强 张珊珊 +4 位作者 王晓喆 马靓 许翱 吴志刚 杨超 《航空学报》 北大核心 2025年第3期140-173,共34页
飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综... 飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综合考虑气动和结构的耦合效应,并发展了满足不同精度和效率的弹性机动载荷分析方法。机动载荷减缓技术的提出与应用保证了飞机所需的机动特性,同时降低了因结构强度和刚度要求所要付出重量的代价,是当前该领域研究的热点。首先归纳了现代弹性飞机机动飞行载荷分析及减缓的总体要求和技术框架;其次以此为基础介绍了机动飞行载荷所涉及的气动力、结构强度/刚度、数据映射、飞行力学等分析方法;对国内外的机动载荷减缓技术进行了梳理;回顾了机动飞行载荷及其减缓的仿真和试验案例;最后讨论了未来机动飞行载荷分析及减缓技术发展中需要解决的关键问题,以期为该领域的科研工作者提供一些思路。 展开更多
关键词 飞行载荷 机动载荷 气动弹性 载荷减缓 风洞试验 飞行试验
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四点简支矩形板振动特性半解析求解方法
2
作者 李志强 闫兴 +2 位作者 侯传涛 程昊 王博 《强度与环境》 2025年第3期1-9,共9页
仪器设备中大量使用了四点简支状态矩形电路板结构,电路板结构的动力学特性对于电路板结构设计的频率管理、疲劳寿命设计有着重要的意义。本文针对电路板结构设计阶段中一阶频率快速预示的需求,开展四点简支矩形板振动特性半解析求解方... 仪器设备中大量使用了四点简支状态矩形电路板结构,电路板结构的动力学特性对于电路板结构设计的频率管理、疲劳寿命设计有着重要的意义。本文针对电路板结构设计阶段中一阶频率快速预示的需求,开展四点简支矩形板振动特性半解析求解方法研究。提出了一种四点简支状态矩形板试函数表示形式,采用迭代抽样计算方式代替泛函变分方式求解试函数中的待定系数,最后基于Rayleigh-Ritz法完成四点简支矩形板一阶频率及模态振型的求解。半解析求解方法与有限元计算结果对比表明:半解析计算方法对迭代次数、网格密度不敏感,收敛性较好。对于长宽比小于1.8的矩形板,计算误差不超过8%,且计算时间极短。该方法可以应用于四点简支电路板一阶频率及疲劳寿命估算中,为仪器设备电路板结构设计提供有力的支撑。 展开更多
关键词 Rayleigh-Ritz法 四点简支 半解析 电路板 矩形板
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大型民用飞机非线性弹性载荷设计方法研究 被引量：1
3
作者 刘晓晨 谭林林 《机械制造与自动化》 2025年第3期176-179,191,共5页
结合载荷设计中工程实际需求,研究一种适用于民用大型飞机的非线性静气动弹性配平分析和载荷计算方法。以某民用飞机为算例进行大变形状态的非线性静气动弹性载荷设计分析,并对不同主梁刚度下的非线性配平分析和载荷设计结果进行研究和... 结合载荷设计中工程实际需求,研究一种适用于民用大型飞机的非线性静气动弹性配平分析和载荷计算方法。以某民用飞机为算例进行大变形状态的非线性静气动弹性载荷设计分析,并对不同主梁刚度下的非线性配平分析和载荷设计结果进行研究和比较。研究表明:大变形情况下线性配平分析与非线性配平分析的结果差异较大,所得全机攻角、结构变形以及载荷分布均存在一定程度的不同,说明在结构发生较大变形后,线性方法无法对载荷设计正确指导;对比机翼不同主梁刚度计算结果可以看出,弹性载荷计算结果和机翼主梁刚度直接相关,主梁刚度越小,线性和非线性配平结果差异越大。 展开更多
关键词 民用飞机 非线性 气动弹性 载荷设计
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变后缘柔性翼板梁耦合动力学建模与气动弹性分析
4
作者 黄可 张家应 《力学学报》 北大核心 2025年第10期2466-2478,共13页
柔性变后缘飞行器可以在各飞行任务阶段实现最佳性能,因此成为航空航天领域的重要发展方向.随着后缘结构柔性的增加,变后缘柔性翼更容易发生结构响应,从而导致气动弹性失稳.具有截面非均匀刚度特性的变后缘柔性翼不再满足梁的刚性截面假... 柔性变后缘飞行器可以在各飞行任务阶段实现最佳性能,因此成为航空航天领域的重要发展方向.随着后缘结构柔性的增加,变后缘柔性翼更容易发生结构响应,从而导致气动弹性失稳.具有截面非均匀刚度特性的变后缘柔性翼不再满足梁的刚性截面假设,使得大展弦比机翼采用的传统梁模型在此类问题不再适用.文章采用瑞利-里茨假设形态法将变后缘柔性翼的刚度较大的前缘段和刚度较小的柔性后缘段分别等效为欧拉梁模型和基尔霍夫板模型.通过考虑刚性前缘的弯曲、扭转和柔性后缘的面外运动,建立变后缘柔性翼板梁耦合动力学方程,对静态力学性能和振动特性进行了分析.通过与实验和有限元模型进行对比验证,发现所建立的结构解析模型在预测刚性前缘和柔性后缘的结构响应具有较高精度.此外,基于二维刚柔耦合柔性翼的非定常空气动力学理论和片条理论,结合所提出的结构模型,建立了模态空间表述下的变后缘柔性翼的高精度低阶气动弹性模型.通过与悬臂板颤振实验结果和Nastran有限元软件建立的气动弹性数值模型进行对比,验证了所提出的低维高精度动力学模型在计算颤振速度和颤振频率的准确性.最后,研究了变后缘柔性翼关键结构参数对颤振特性的影响,发现柔性占比越大,颤振速度越小.在柔性占比较小时,变后缘柔性翼相较于等截面悬臂机翼具有更高的颤振速度. 展开更多
关键词 变后缘柔性翼 板梁耦合 气动弹性分析 瑞利-里茨法 模态分析
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基于ARMA模型的瞬态热气动弹性分析方法
5
作者 赵乾 屈峰 +1 位作者 白俊强 刘江 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第6期1091-1100,共10页
针对时变性强的瞬态热环境下高超声速飞行器所面临的热气动弹性问题,发展了一种兼顾计算精度与效率的瞬态热气动弹性时域分析方法。采用自回归滑动平均模型(autoregressive moving average,ARMA)进行非定常气动力降阶,并耦合模态叠加法... 针对时变性强的瞬态热环境下高超声速飞行器所面临的热气动弹性问题,发展了一种兼顾计算精度与效率的瞬态热气动弹性时域分析方法。采用自回归滑动平均模型(autoregressive moving average,ARMA)进行非定常气动力降阶,并耦合模态叠加法建立气动弹性时域分析方法;结合基于Euler方程的数值方法与工程算法进行气动热高效计算,并通过气动热-热传导-热辐射双向耦合实现瞬态热环境求解;以结构热模态为枢纽实现气弹分析与热环境计算之间的单向耦合,从而建立了瞬态热环境下的热气动弹性时域分析方法。针对高超声速机翼开展的热气弹分析算例表明:相较于不使用降阶模型而直接采用RANS方法进行气动力计算的热气弹分析方法,所建立的瞬态热气动弹性分析方法计算效率提升约3.5倍,同时热颤振边界的相对误差控制在12%以内。 展开更多
关键词 高超声速 瞬态热环境 非定常气动力辨识 降阶模型 热气动弹性
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多层结构型式对金属靶板抗侵彻性能的影响研究
6
作者 欧立仕 白贺强 +2 位作者 王俊博 王志远 杨丽红 《强度与环境》 2025年第3期39-47,共9页
金属材料具有优异的抗侵彻性能。通过对金属靶板进行优化设计以提高其抗侵彻能力对各工程领域有重要意义。本文采用三维动态数值仿真的方法,对圆柱形平头弹丸冲击多层钢板问题进行了仿真分析。通过已发表文献的实验结果验证了本文仿真... 金属材料具有优异的抗侵彻性能。通过对金属靶板进行优化设计以提高其抗侵彻能力对各工程领域有重要意义。本文采用三维动态数值仿真的方法,对圆柱形平头弹丸冲击多层钢板问题进行了仿真分析。通过已发表文献的实验结果验证了本文仿真方法的有效性。讨论了多层金属靶板分层数、各分层厚度比对靶板抗侵彻性能的影响,分析了靶板的失效机理。研究结果表明,靶板的分层设计对金属靶板的抗侵彻性能有明显影响。通过研究给出了本文冲击载荷下的多层靶板最优厚度比。 展开更多
关键词 多层钢靶板 抗侵彻性能 剩余速度 能量吸收 数值仿真
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一种飞行控制混合指令故障气动伺服弹性分析方法
7
作者 丁路宁 杨飞 李鹏 《航空工程进展》 2025年第6期35-40,共6页
大型民用飞机电传飞行控制系统会出现正常模式和直接模式控制指令同时输出的故障情况,需要表明该故障下飞机气动伺服弹性的适航符合性方法,目前关于故障情况系统结构耦合适航符合性的研究都以验证思路为主,未给出针对具体故障的验证方... 大型民用飞机电传飞行控制系统会出现正常模式和直接模式控制指令同时输出的故障情况,需要表明该故障下飞机气动伺服弹性的适航符合性方法,目前关于故障情况系统结构耦合适航符合性的研究都以验证思路为主,未给出针对具体故障的验证方法。提出一种飞行控制混合指令故障下的气动伺服弹性分析方法,给出正常模式和直接模式混合控制指令等效假设及等效方法,基于该等效假设给出混合指令下气动伺服弹性分析原理;设计铁鸟试验,对混合控制指令等效假设进行验证,开展故障状态的气动伺服弹性分析。结果表明:相比于正常模式,混合指令故障下飞机气动伺服弹性稳定性提高,满足设计要求,该分析方法可用于飞机故障状态的气动伺服弹性设计与验证工作。 展开更多
关键词 气动伺服弹性 飞行控制系统 故障 飞行控制模式 混合指令
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基于无网格理论的气动/热/结构耦合分析方法
8
作者 王晓喆 孙崭 +1 位作者 万志强 修凯晨 《航空科学技术》 2025年第9期82-92,共11页
高超声速飞行器的气动/热/结构三场耦合分析通常基于有限元方法,具有较强的网格依赖性且计算效率较低。本文提出了一种基于无网格理论的热气动弹性分析方法,其中结构静力学和瞬态热传导采用全局弱式伽辽金无网格法,气动力和气动热分别... 高超声速飞行器的气动/热/结构三场耦合分析通常基于有限元方法,具有较强的网格依赖性且计算效率较低。本文提出了一种基于无网格理论的热气动弹性分析方法,其中结构静力学和瞬态热传导采用全局弱式伽辽金无网格法,气动力和气动热分别选用三阶活塞理论和埃克特参考温度法等工程算法,结合双向耦合策略实现气动/热/结构三场耦合的时域推进求解。建立了统一的无网格等效刚度阵,可直接求解热载荷和热应变,进一步提高分析效率。高超声速飞行器典型舵面的计算结果表明,无网格法热气动弹性的分析精度与有限元方法相近,但计算效率和稳定性大幅提高。此外,高超声速飞行过程中的热变形远大于气动力变形,在分析中不容忽视。 展开更多
关键词 无网格法 高超声速飞行器 热气动弹性 气动/热/结构耦合
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先进战斗机气动弹性设计综述 被引量：26
9
作者 李秋彦 李刚 +3 位作者 魏洋天 冉玉国 吴波 谭光辉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第6期37-63,共27页
中国新一代战斗机的研发引领了飞机设计领域各项技术的创新和发展。针对研制总要求和任务特殊性,中国航空工业成都飞机设计研究所气动弹性专业建立了精益气动弹性设计与验证技术体系。基于多学科优化设计流程,开展了旨在提高飞机气动弹... 中国新一代战斗机的研发引领了飞机设计领域各项技术的创新和发展。针对研制总要求和任务特殊性,中国航空工业成都飞机设计研究所气动弹性专业建立了精益气动弹性设计与验证技术体系。基于多学科优化设计流程,开展了旨在提高飞机气动弹性品质的关键技术攻关、气弹优化设计和分析工作。完成了考虑含全动翼面结构非线性的全机动力学特性地面试验、亚跨超声速颤振模型风洞试验和气动弹性飞行试验验证。在较短的研发周期内,成功实现气动弹性设计目标,为新一代战斗机的成功研制提供了技术保障。描述了该飞机气动弹性设计历程、主要技术工作以及在此基础上取得的技术进步、能力提升以及具有研究所特色的气动弹性设计知识工程建设。 展开更多
关键词 战斗机 气动弹性 优化设计 地面试验 飞行试验 颤振风洞模型 气动伺服弹性 知识工程
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大展弦比柔性机翼的气动弹性分析 被引量：71
10
作者 谢长川 吴志刚 杨超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第12期1087-1090,共4页
高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼 ,其气动弹性问题尤为突出 .考虑机翼结构的几何非线性对结构刚度的影响和机翼平面变形对非定常气动力的影响 ,采用准模态的思想进行大变形下的振动工程分析 ,并利用片条理论计算变形机翼的非定常气... 高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼 ,其气动弹性问题尤为突出 .考虑机翼结构的几何非线性对结构刚度的影响和机翼平面变形对非定常气动力的影响 ,采用准模态的思想进行大变形下的振动工程分析 ,并利用片条理论计算变形机翼的非定常气动力 ,然后进行颤振计算 .以某型飞机机翼为例的计算表明 ,随变形幅度增大 。 展开更多
关键词 颤振 气动弹性 几何非线性 大展弦比机翼 非定常气动力
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基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析 被引量：24
11
作者 万志强 邓立东 +1 位作者 杨超 严德 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期439-445,共7页
分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由... 分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。 展开更多
关键词 气动弹性 静气动弹性 飞行载荷 非线性气动力 试验气动力
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飞行器气动弹性风洞试验技术综述 被引量：19
12
作者 杨希明 刘南 +6 位作者 郭承鹏 张颖 孙健 张戈 于贤鹏 于金革 侯良学 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期995-1008,共14页
研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试... 研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试验技术为主,分别从静气动弹性、颤振和阵风试验三个角度,阐述了国内外在模型设计、数据采集处理、模型支撑、阵风发生装置、阵风载荷减缓等方面开展的主要研究工作,总结了气动弹性风洞试验在飞行器研制中的重要意义,并对我国未来气动弹性试验能力的发展提出几点建议。 展开更多
关键词 气动弹性 风洞试验 飞行器 静气动弹性 颤振 阵风
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一种CFD/CSD耦合计算方法 被引量：56
13
作者 徐敏 安效民 陈士橹 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期33-37,共5页
针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N-S方程的双时间有限体积求... 针对柔性大展弦比机翼气动弹性分析和主动弹性机翼(AAW)设计发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法。其主要思想是采用在同一物理时间弱耦合求解CFD/CSD技术。气动力采用非定常N-S方程的双时间有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。CFD和CSD耦合计算的边界信息(气动力和网格)由所设计的界面程序传输。网格信息传输采用守恒体积转换(CVT)方法将CSD计算结构响应位移插值到CFD网格点上。变形已有的CFD网格技术用以确定CFD的变形网格。以位移或载荷的迭代误差为判断耦合计算的收敛标准。最后得到了机翼在Ma=0.8395,α=5.06°时CFD/CSD耦合计算的收敛值。针对计算结果分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应。初步研究结果表明:这种弱耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。 展开更多
关键词 CFD/CSD 气动弹性 数据交换 动网格 跨声速
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基于CFD/CSD耦合算法的机翼颤振分析 被引量：15
14
作者 曾宪昂 徐敏 +1 位作者 安效民 陈士橹 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期79-82,共4页
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... 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。 展开更多
关键词 计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合算法 AGARD 445.6机翼 颤振分析 常体积转换(CVT) 偶极子格网法(DLM)
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基于CFD的机翼突风响应计算 被引量：14
15
作者 顾宁 陆志良 +1 位作者 张家齐 郭同庆 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期785-791,共7页
利用网格速度理论,计算机翼在锐边突风和1-cos突风下的响应,研究气动非线性和自由度耦合对翼尖加速度和升力系数的影响。采用中心格式有限体积法进行空间离散,并用双时间推进法求解非定常Euler方程。计算了刚性(沉浮)和弹性机翼在锐边... 利用网格速度理论,计算机翼在锐边突风和1-cos突风下的响应,研究气动非线性和自由度耦合对翼尖加速度和升力系数的影响。采用中心格式有限体积法进行空间离散,并用双时间推进法求解非定常Euler方程。计算了刚性(沉浮)和弹性机翼在锐边突风下的加速度响应,以及刚性机翼(沉浮+俯仰)在1-cos突风下的升力响应过程,并分别与片条理论和六自由度方程的计算结果比较。在低马赫数时,各种方法得到的结果符合得很好,直接验证了网格速度方法在三维弹性和刚性机翼突风响应计算中的准确性,为计算流体力学(CFD)技术在突风响应计算中的应用打下基础。从高马赫数时CFD计算得到的结果可以看出,气动非线性对于机翼突风响应的结果影响比较大,在实际突风响应计算中必须考虑由于非线性带来的影响,而六自由度方程中各个自由度的耦合作用对升力的影响不大。 展开更多
关键词 突风响应 片条理论 有限体积法 EULER方程 六自由度方程 弹性机翼 模态叠加法
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二维翼段颤振的μ控制 被引量：16
16
作者 于明礼 文浩 +1 位作者 胡海岩 赵永辉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期340-343,共4页
采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统,通过理论与实验相结合的方法,建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型,设计了μ控制器,并对控制器做了降阶... 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统,通过理论与实验相结合的方法,建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型,设计了μ控制器,并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明,μ控制器可有效地抑制颤振的发生,将颤振临界速度提高23.4%。相对于H∞控制器,μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。 展开更多
关键词 颤振主动抑制 μ控制 超声电机 风洞试验 数值仿真
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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 被引量：13
17
作者 王伟 周洲 +1 位作者 祝小平 王睿 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期499-504,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 几何非线性 CR理论 柔性结构 横航向稳定性 静气动弹性 太阳能无人机
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地面颤振模拟试验中的非定常气动力模拟 被引量：24
18
作者 许云涛 吴志刚 杨超 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第11期1947-1957,共11页
地面颤振模拟试验作为一种颤振研究的新方法,可以有效地弥补传统气动弹性试验的不足。对地面颤振模拟试验的主要难点,即非定常分布式气动力集成减缩加载的方法开展研究:基于亚声速偶极子格网法和活塞理论建立了亚声速以及超声速翼面的... 地面颤振模拟试验作为一种颤振研究的新方法,可以有效地弥补传统气动弹性试验的不足。对地面颤振模拟试验的主要难点,即非定常分布式气动力集成减缩加载的方法开展研究:基于亚声速偶极子格网法和活塞理论建立了亚声速以及超声速翼面的非定常气动力模型,通过曲面样条插值以及有理函数拟合获得了试验时域减缩气动力;提出以颤振关键模态的振型为优化目标,使用遗传算法搜寻气动力最优减缩位置的优化方法;建立了闭环系统的时域状态空间模型,使用颤振时域仿真结果与频域理论结果进行对比,对比发现二者误差可控制在3%以内。研究结果表明,该文提出的非定常气动力模拟方法可以很好地表征翼面非定常气动力分布特性,可以作为地面颤振模拟试验研究可靠的理论基础。 展开更多
关键词 气动弹性 颤振试验 翼面 非定常气动力 模拟
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基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析 被引量：13
19
作者 马砾 招启军 +1 位作者 赵蒙蒙 王博 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期53-66,共14页
为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网... 为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。 展开更多
关键词 旋翼 气动弹性载荷 CFD/CSD耦合方法 NAVIER-STOKES方程 网格变形技术 前飞状态
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混合遗传算法在气动弹性多学科优化中的应用 被引量：20
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作者 万志强 杨超 郦正能 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第12期1142-1146,共5页
利用遗传 敏度混合优化算法对复合材料前掠翼飞机进行气动弹性剪裁设计研究 .在满足强度、位移、升力效率、副翼效率、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下 ,以机翼复合材料蒙皮铺层的厚度为设计变量 ,对蒙皮进行重量最小化设计 .研... 利用遗传 敏度混合优化算法对复合材料前掠翼飞机进行气动弹性剪裁设计研究 .在满足强度、位移、升力效率、副翼效率、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下 ,以机翼复合材料蒙皮铺层的厚度为设计变量 ,对蒙皮进行重量最小化设计 .研究表明 ,在飞机结构初步设计阶段单纯使用基于敏度的优化算法 ,很难满足设计上的要求 ;使用遗传 敏度混合优化算法可以取得较好的结果 ,该方法适用于飞机结构初步设计 .还研究了偏轴角对优化重量的影响 .分析结果显示 ,对于文中所研究的这类蒙皮使用由 0°、90°和± 45°纤维组成的铺层的复合材料前掠翼飞机 ,在满足多个约束条件的前提下 ,其优化重量对于偏轴角的变化相对不敏感 . 展开更多
关键词 气动弹性 结构优化 复合材料 遗传算法 前掠翼
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