柔性翼飛行器流固耦合數(shù)值模擬.pdf

1、在航空航天領(lǐng)域的氣動分析中通常把飛行器當作剛體來考慮?，F(xiàn)代飛行器朝高速、高機動性、輕結(jié)構(gòu)等方向發(fā)展，在實際飛行過程中，氣動力會使機翼產(chǎn)生明顯的運動和變形，而機翼的運動和變形又會誘導(dǎo)出附加的氣動力。結(jié)構(gòu)和流體的往復(fù)耦合作用會導(dǎo)致顫振等非定常氣動彈性問題，影響飛行器的安全和壽命。對于大展弦比飛行器和柔性翼微型飛行器而言，氣動彈性問題表現(xiàn)的尤為突出。為了更真實的模擬柔性翼飛行器的氣動特性，給出了一種基于計算流體力學(xué)/計算結(jié)構(gòu)力學(xué)(CFD/CS

2、D)的雙向流固耦合計算方法。
　　以Mindlin厚板理論和Allman膜理論為基礎(chǔ)，推導(dǎo)了一種帶面內(nèi)旋轉(zhuǎn)自由度的四邊形殼單元。根據(jù)Timoshenko梁理論構(gòu)造了單元各邊的剪切應(yīng)變場和轉(zhuǎn)角場。當板變薄時，單元剪應(yīng)變及其插值函數(shù)自動歸零，厚板理論退化為薄板理論，從而消除自鎖現(xiàn)象，Mindlin厚板單元過渡為厚薄通用單元。在四節(jié)點Allman單元的位移函數(shù)基礎(chǔ)上增加了沿坐標呈二次變化的非協(xié)調(diào)項對膜單元進行精化，達到抑制零能模式的目的

3、。以結(jié)構(gòu)初始構(gòu)型為參考構(gòu)型，推導(dǎo)了完全拉格朗日格式(T.L.)下的切線剛度矩陣，用于幾何非線性計算。采用Newmark時間積分法求解動力學(xué)方程。一系列經(jīng)典模型的算例表明該殼元繼承了板單元和膜單元的優(yōu)秀性能，在結(jié)構(gòu)非線性和動力學(xué)問題中有較高的精度，為流固耦合計算提供了可靠的結(jié)構(gòu)求解工具。
　　由于流體和固體網(wǎng)格在界面處不協(xié)調(diào)，數(shù)據(jù)在耦合界面?zhèn)鬟f時需涉及插值計算。介紹了幾種常見的界面數(shù)據(jù)交換算法，對它們的特點、效率、適用性進行比較，指

4、出各自的優(yōu)點和存在的不足，并闡述了數(shù)據(jù)在耦合界面處傳遞需要遵循的原則以及收斂判據(jù)。通過交替數(shù)字二叉樹搜索技術(shù)識別流固網(wǎng)格之間的宿主-受體關(guān)系。針對力和位移數(shù)據(jù)傳遞，采取兩種不同的插值策略。在從結(jié)構(gòu)到流場的位移插值中，提出了一種改進的常體積轉(zhuǎn)換方法，通過限制宿主三角形單元的最大鈍角，避免了氣動點在結(jié)構(gòu)大變形插值中容易出現(xiàn)的劇烈波動問題，改善了網(wǎng)格插值精度。從流場到結(jié)構(gòu)場的氣動力插值采用反距離加權(quán)法。該法公式表達簡明，無需矩陣求解，并且在耦

5、合邊界上滿足流場和結(jié)構(gòu)的合力平衡原則。一系列算例證實了位移和氣動力力插值方法是可靠的。
　　本文將編寫的非線性結(jié)構(gòu)動力學(xué)程序、數(shù)據(jù)交換程序與3D2MUFS流體計算程序相連接，應(yīng)用于流固耦合的分析中。介紹了尋找機翼顫振邊界的方法，對 AGARD445.6機翼進行顫振特性分析，計算得到的機翼跨音速“凹坑”現(xiàn)象與試驗值接近。分別用單向耦合和雙向耦合方法對柔性翼微型飛行器的靜氣動彈性進行計算。對簡化的柔性蜻蜓單翼的撲動飛行進行數(shù)值模擬。撲