基于CFD-CSD的機翼氣動彈性計算研究.pdf

1、機翼氣動彈性設(shè)計是飛行器研制和改型的關(guān)鍵內(nèi)容?？缫羲賲^(qū)存在顫振邊界的“跨音速凹坑”，是氣動彈性穩(wěn)定性問題最為嚴(yán)重的區(qū)域。大變形改變了線性結(jié)構(gòu)特性，是引起機翼極限環(huán)振蕩(LCO)的重要因素。跨音速、大變形等非線性使得相應(yīng)的計算分析和物理機理趨于復(fù)雜，由此展開的非線性氣動彈性計算研究成為當(dāng)前的理論熱點和分析難點。提高跨音速氣動力分析效率以滿足工程設(shè)計需求，也是氣動彈性領(lǐng)域的前沿課題。
　　 本論文緊扣上述研究進展，在高精度氣動彈性計

2、算和耦合界面插值方法、氣動力降階模型及高效顫振分析、典型機翼的氣動彈性特性研究等方面開展了一些探索和應(yīng)用性工作。
　　 發(fā)展了一種基于計算流體力學(xué)，計算結(jié)構(gòu)動力學(xué)(CFD/CSD)的非線性氣動彈性分析方法，并用于涉及大變形結(jié)構(gòu)的跨音速LCO計算研究。1)建立了厚薄通用的四邊形板單元和高性能的四邊形膜單元，二者組合構(gòu)成線性平板殼元分析；應(yīng)用更新的拉格朗日(UL)格式，推導(dǎo)了適用于大變形、大轉(zhuǎn)動、小應(yīng)變的平板殼元幾何非線性列式，并采

3、用Newmark時間積分方法實現(xiàn)非線性動力分析。2)發(fā)展了一種新型的局部形式界面插值方法，利用薄板樣條插值位移，相應(yīng)函數(shù)的定義域選取局部形式。給出定義域的高效設(shè)置過程并由能量守恒原則推導(dǎo)出氣動力的插值矩陣。3)以Euler方程作為流動控制方程，采用格心式有限體積法和雙時間步長推進格式分別進行流場的空間和時間離散，且按照分區(qū)并行方式加速CFD計算。結(jié)構(gòu)分析和界面插值模塊以子程序形式和CFD求解器進行聯(lián)接，進而形成完整的流固耦合分析能力。機

4、翼的跨音速顫振計算表明了所建CFD/CSD方法的有效性。應(yīng)用該方法研究了切尖三角翼的大幅LCO現(xiàn)象，其計算精度明顯優(yōu)于已有結(jié)果。
　　 實現(xiàn)了基于CFD技術(shù)的非定常氣動力ARMA降階模型(ROM)，并開展跨音速顫振問題的高效計算研究。針對“3211”型多步訓(xùn)練輸入，借鑒CFD/CSD方法完成關(guān)鍵的ROM訓(xùn)練過程?；贛ATLAB系統(tǒng)辨識工具箱進行ARMA模型的參數(shù)估計和模型驗證，并耦合結(jié)構(gòu)模態(tài)疊加法構(gòu)成顫振和伺服顫振分析。標(biāo)準(zhǔn)翼

5、型和機翼的跨音速顫振計算體現(xiàn)了ARMA/ROM技術(shù)的精度和效率。應(yīng)用該方法進行BACT二元翼段的伺服顫振分析，適當(dāng)?shù)亩婷嬷鲃悠D(zhuǎn)有效提高了跨音速顫振速度。
　　 基于通用流固耦合分析程序，對新型運輸機機翼和切尖三角翼模型的跨音速顫振和LCO特性進行了計算研究。運輸機基本機翼的顫振結(jié)果接近于試驗值，相應(yīng)LCO現(xiàn)象是由大幅激波運動所引起的。翼梢小翼和C型翼梢對基本機翼的顫振特性產(chǎn)生了明顯不利影響。分析中還采用虛擬質(zhì)量方法分離了翼梢裝