【摘 要】
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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
【机 构】
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中国航天空气动力技术研究院,北京 100074
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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％.
其他文献
高空长航时飞行器在巡航状态下产生大变形,考虑大变形效应对结构特性和气动特性的影响.静气弹分析耦合非线性气动求解器和非线性结构求解器,采用径向基函数方法做气动结构插值和网格变形.比较不同求解器的结果,发现大变形时结构非线性求解器预测的变形会有更大的转动.在非线性的静平衡位置对运动方程线性化,计算附加的非定常气动力,采用平衡位置处的模态做颤振分析,并结合算例验证该方法可行性,并与传统面元法结果作对比.
本次试验旨在设计合理的含间隙折叠机翼颤振模型,并通过低速风洞颤振试验研究其低速颤振特性,测试间隙对折叠机翼颤振特性的影响。随着外翼折叠角度的增大，颤振速度升高；无间隙情况下机翼的颤振速度高于有间隙情况下；小间隙工况和大间隙工况下，颤振速度相差不大。本研究为无人机的机翼折叠机构设计提供参考.
从工程数学求解和有限元分析角度对复合材料结构的稳定性分析方法进行研究,基于这两个方面分别建立了同时考虑壁板稳定性约束和气动弹性约束的气动弹性优化技术,并以大展弦比复合材料机翼为对象,进行气动弹性综合优化设计.研究表明,机翼气动弹性优化中若不考虑稳定性约束条件,虽然可以获得较小结构重量,但往往不满足稳定性要求;相比从有限元角度考虑结构失稳特征的气动弹性综合优化设计方法,通过工程数学方法对机翼结构进行
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.
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.
民用客机设计中静气动弹性变形对气动外形和结构设计有重要影响,飞行过程中机翼型架外形受到重力和气动载荷后弹性变形到巡航状态.前人的工作中很多采用了EULER法进行气动力的计算但精度不够高,有些型架外形设计中进行了多参数优化迭代设计导致计算过程需要较长时间.本文发展了一种基于结构化网格N-S方程CFD求解器和柔度矩阵法的高精度型架外形设计方法,并使用静气动弹性计算验证该型架能回复到设计巡航外形.研究发
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
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
飞翼布局作为一种非常规气动布局是飞行器理想气动布局之一.本文以一种大型飞翼布局为研究对象,建立全机的三维有限元模型,并采用CFD/CSD耦合的分析技术对飞翼布局进行了静气动弹性特性分析.结果表明,弹性变形使得全机压心和焦点位置前移,在飞翼布局设计时,应考虑静气动弹性引起的静稳定度的变化.
在真实飞行器刚度分布和边界条件均不确定的情况下,通过有限元建模和仿真计算,推算出其结构的刚度分布形式.并且设计了一套相应的全弹性实验模型,实现对设计机翼的刚度模拟.本文发展了一种静气动弹性实验技术,针对了某大展弦比飞行器的后掠翼设计建立了实验模型，详细地介绍了模型设计和加工的方式方法,该模型设计方法可为大展弦比飞行器静气弹实验提供参考。