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基于CFD和CSM耦合的通用静气弹分析方法

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航空动力学报 2018年第2期33卷 355-363页

作者：周强李东风陈刚李跃明西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安交通大学航天航空学院先进飞行器服役环境与控制陕西省重点实验室西安710049

提出了一种适用于有限元精细化建模的流固耦合插值点选择方法,通过RBF(径向基函数)方法实现流固耦合面的数据交换,实现了基于CFD/CSM(computational fluid dynamics/computational structural mechanics)耦合的通用非线性静气弹分析方... 详细信息

提出了一种适用于有限元精细化建模的流固耦合插值点选择方法,通过RBF(径向基函数)方法实现流固耦合面的数据交换,实现了基于CFD/CSM(computational fluid dynamics/computational structural mechanics)耦合的通用非线性静气弹分析方法。以HIRENASD(high Reynolds number aero-structural dynamics)风洞试验模型为验证对象,数值结果很好地与风洞试验结构变形、气动压力分布吻合,验证了所发展非线性CFD/CSM耦合静气弹求解器的精度。详细研究了HIRENASD模型在大迎角(AOA)流动下的静气动弹性特性,以及该模型弹性变形对机翼气动特性影响规律。研究表明:HIRENASD弹性模型变形后其升力小于刚性模型;在小迎角范围内刚性、弹性模型升力差随迎角增大呈线性增长;当迎角大于4°后,升力差先减小后基本保持不变,呈非线性关系。

关键词：静气弹流固耦合非线性有限元方法高雷诺数气动弹性(HIRENASD)模型

大展弦比后掠机翼静气弹效应对气动载荷的影响实验与分析

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应用力学学报 2017年第3期34卷 570-575页

作者：张建刚孙仁俊金鑫中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院西安710089

通过实验与理论分析结合的方法,针对静气弹效应对大展弦比后掠机翼气动载荷影响的问题进行了研究。加工了三副刚度各不相同的机翼,在一系列工况中进行风洞实验,对各个模型的气动载荷进行测量,通过对比可以得到机翼弹性对气动载荷的影响... 详细信息

通过实验与理论分析结合的方法,针对静气弹效应对大展弦比后掠机翼气动载荷影响的问题进行了研究。加工了三副刚度各不相同的机翼,在一系列工况中进行风洞实验,对各个模型的气动载荷进行测量,通过对比可以得到机翼弹性对气动载荷的影响量。在理论分析中通过工程梁理论计算弹性机翼变形,通过升力面理论计算弹性变形引起的气动力增量,在二者之间迭代收敛后得到机翼弹性对气动载荷的影响量,并将其与实验结果进行对比。对比结果表明理论分析和实验吻合程度较好,表明了在机翼气动载荷计算中计入静气弹效应后,大展弦比后掠机翼的弯矩会有显著的降低,对于减轻结构重量有重要的意义。

关键词：气动载荷静气弹风洞实验

基于最小F-范数修正面元法的高速直升机平尾静气弹计算

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飞行力学 2024年第1期42卷 62-69页

作者：程云鹤张威中国直升机设计研究所江西景德镇333001

与常规构型直升机相比,高速直升机平尾面临更加明显的静气弹效应,工程面元法是静气弹数值计算领域广泛使用的气动建模方法。为了改进面元法计算精度方面的缺陷,同时保持其形式简单且计算高效的优势,提出了一种最小F-范数修正面元法。利... 详细信息

与常规构型直升机相比,高速直升机平尾面临更加明显的静气弹效应,工程面元法是静气弹数值计算领域广泛使用的气动建模方法。为了改进面元法计算精度方面的缺陷,同时保持其形式简单且计算高效的优势,提出了一种最小F-范数修正面元法。利用以原始刚性模型和预设扭转模型的CFD数据为基础获得的修正系数矩阵,可使平尾弹性变形状态下气动载荷的面元法与CFD计算结果保持较高一致性。基于所提修正面元法,结合结构有限元模型开展了高速直升机平尾的静气弹数值计算,证明了所提方法在静气弹分析中的适用性和有效性。

关键词：静气弹最小F-范数修正面元法高速直升机平尾

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考虑静气弹特性的风力机叶片优化设计

兰州理工大学学报 2014年第1期40卷 46-49页

作者：杨从新张强兰州理工大学能源与动力工程学院甘肃兰州730050

风力机叶片在运行状态下受到气动弹性影响产生弯曲和扭转变形,弯曲使叶片产生一定挠度减小了叶素到旋转中心距离,扭转使叶片产生附加扭角.根据叶素动量理论和梁理论对叶片进行初步设计,以叶片输出功率和叶尖偏移量为约束,叶片弦长、扭... 详细信息

风力机叶片在运行状态下受到气动弹性影响产生弯曲和扭转变形,弯曲使叶片产生一定挠度减小了叶素到旋转中心距离,扭转使叶片产生附加扭角.根据叶素动量理论和梁理论对叶片进行初步设计,以叶片输出功率和叶尖偏移量为约束,叶片弦长、扭角、铺层厚度为变量,叶片重量为目标,考虑静气弹特性对叶片的影响,采用遗传算法进行气动结构一体化优化设计.通过计算,预加应力优化设计所得结果更加合理,静气弹特性在一定程度上能提高叶片气动性能.

关键词：风力机叶片遗传算法优化设计气动结构静气弹

基于机翼静气弹变形对缝翼噪声的影响仿真研究

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成都大学学报（自然科学版） 2020年第4期39卷 400-405页

作者：罗望张世全巫大秀航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心四川成都610092

机翼在飞行过程中会受到静气弹作用而发生变形.为研究机翼结构在进场过程中的受力变形分布,以及变形结构对缝翼远场噪声的影响,采用单向流固耦合的方法研究了带缝翼半机翼模型在气动力作用下的静气弹变形,并分析了变形结构对缝翼远场噪... 详细信息

机翼在飞行过程中会受到静气弹作用而发生变形.为研究机翼结构在进场过程中的受力变形分布,以及变形结构对缝翼远场噪声的影响,采用单向流固耦合的方法研究了带缝翼半机翼模型在气动力作用下的静气弹变形,并分析了变形结构对缝翼远场噪声的影响.结果表明:机翼在静气弹作用下会产生扭转及位移变形,该变形在一定程度上会影响缝翼远场噪声.

关键词：缝翼静气弹缝翼噪声气动噪声

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两种高精度高效率静气弹数据传递函数

航空计算技术 2011年第6期41卷 45-48页

作者：贾欢孙秦西北工业大学航空学院陕西西安710072

遵循静气弹问题中气动/结构网格之间的数据传递要求,引入了基于径向基函数的流固耦合界面数据传递方法,确定了紧支半径的选取原则,并编制相应的计算程序。以M6机翼为例,将不同径向基函数的插值精度及计算效率进行比较,结果表明体样条(Vo... 详细信息

遵循静气弹问题中气动/结构网格之间的数据传递要求,引入了基于径向基函数的流固耦合界面数据传递方法,确定了紧支半径的选取原则,并编制相应的计算程序。以M6机翼为例,将不同径向基函数的插值精度及计算效率进行比较,结果表明体样条(Volume Spline)函数和C2函数具有良好的插值精度和计算效率。这两种流固耦合界面数据传递方法非常适用于工程应用。

关键词：流固耦合径向基函数数据传递静气弹

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考虑静气弹效应的大展弦比机翼舵面效率研究

考虑静气弹效应的大展弦比机翼舵面效率研究

探索创新交流（第7集）——第七届中国航空学会青年科技论坛

作者：张强周洲北京空天技术研究所西北工业大学航空学院

采用松耦合方式,耦合计算流体力学和计算结构动力学,对考虑静气弹效应的机翼舵面效率包括平直翼和后掠翼两种构型进行了计算分析,并研究了静气弹效应导致机翼舵效降低的成因。结果表明:静气弹变形后,平直翼沿展向发生负扭转变形,并且随... 详细信息

采用松耦合方式,耦合计算流体力学和计算结构动力学,对考虑静气弹效应的机翼舵面效率包括平直翼和后掠翼两种构型进行了计算分析,并研究了静气弹效应导致机翼舵效降低的成因。结果表明:静气弹变形后,平直翼沿展向发生负扭转变形,并且随来流动压的增加,负扭转变形量增大,舵面效率的损失也随之增大;与平直翼相比,后掠翼由于存在弯扭耦合,舵效损失更为严重,在来流动压较大时甚至出现操纵反效。基于舵效损失成因的分析,通过增加后掠翼的弯曲刚度,改善了静气弹效应对舵面效率的不良影响。

关键词：松耦合静气弹扭转变形舵面效率操纵反效弯扭耦合

来源： cnki会议评论

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cnki会议

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复材机翼气弹特性工程化设计分析技术

航空学报 2020年第6期41卷 326-334页

作者：杨军常楠甘学东甘建刘健中国航空工业成都飞机设计研究所成都610091

本文在静气弹的基本原理分析基础上,发展了机翼气弹特性工程化设计方法:基于参数化的机翼气动弹性模型,研究了复合材料机翼整体蒙皮重要设计参数对舵效、静变形和静强度的影响,采用变参分析方法进行了灵敏度分析,获取影响舵效的关键参... 详细信息

本文在静气弹的基本原理分析基础上,发展了机翼气弹特性工程化设计方法:基于参数化的机翼气动弹性模型,研究了复合材料机翼整体蒙皮重要设计参数对舵效、静变形和静强度的影响,采用变参分析方法进行了灵敏度分析,获取影响舵效的关键参数变化趋势,用以指导舵效气动弹性剪裁优化设计。对优化设计结果进行了工程化的处理并进行校核,获得了工程可用的蒙皮铺层设计方案,在改善舵效使其满足飞机性能要求的同时,还获得了满意的减重105kg(总质量的14%)效益。

关键词：静气弹机翼变参分析气动弹性剪裁舵效

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充气机翼的褶皱与失效行为研究

航空学报 2016年第10期37卷 3044-3053页

作者：李斌董楠楠冯志壮牛文超西北工业大学航空学院西安710072

在经典工程梁理论的基础上,结合张力薄膜的应力状态分析,提出充气机翼褶皱失稳的判据。计入表面薄膜褶皱引起的刚度退化效应,将机翼等效处理为一个变截面刚度的梁,建立了充气悬臂机翼的等效梁模型,并采用微分求积法进行充气机翼弯曲变... 详细信息

在经典工程梁理论的基础上,结合张力薄膜的应力状态分析,提出充气机翼褶皱失稳的判据。计入表面薄膜褶皱引起的刚度退化效应,将机翼等效处理为一个变截面刚度的梁,建立了充气悬臂机翼的等效梁模型,并采用微分求积法进行充气机翼弯曲变形分析。计算结果与充气机翼的静力弯曲试验结果相吻合,验证了充气机翼弯曲变形分析方法的有效性。应用片条理论引入气动力模型,并与所建立的等效梁模型相耦合,建立充气机翼的静气动弹性耦合模型,并用迭代算法进行求解。考虑起皱和失稳两种判据,并计算获取了试验机翼的起皱动压和皱褶失稳动压形式,计算结果与风洞试验结果一致。根据所建立的充气机翼静气动弹性分析方法,可以预测充气机翼表面褶皱区的扩展和弯曲变形,进而绘制充气机翼的静气弹许用包线,为充气机翼的设计提供必要的安全边界参考依据。

关键词：充气机翼褶皱变刚度静气弹失稳