【摘 要】
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飞机载荷计算是飞机设计流程中的重要环节,作为结构强度设计的初始数据输入,准确的飞行载荷关乎飞机结构减重设计的效果,与飞机的安全性、经济性密切相关.对于大型民用飞机而言,大展弦比柔性机翼的结构弹性变形会对气动载荷分布产生显著影响,因此,对刚体气动载荷进行准确的弹性修正至关重要.本文提供了一种根据风洞试验测压数据进行载荷弹性修正计算并选取飞机极限状态下关键载荷的方法，并得到以下结论：插值方式的选取对载
【机 构】
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中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 气动与声学研究部,北京 102211
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飞机载荷计算是飞机设计流程中的重要环节,作为结构强度设计的初始数据输入,准确的飞行载荷关乎飞机结构减重设计的效果,与飞机的安全性、经济性密切相关.对于大型民用飞机而言,大展弦比柔性机翼的结构弹性变形会对气动载荷分布产生显著影响,因此,对刚体气动载荷进行准确的弹性修正至关重要.本文提供了一种根据风洞试验测压数据进行载荷弹性修正计算并选取飞机极限状态下关键载荷的方法，并得到以下结论：插值方式的选取对载荷计算精度影响较大；静气动弹性效应对载荷计算影响显著，一般地，弹性载荷比刚性载荷小；根据弹性载荷筛选出的关键载荷将用于结构强度设计。
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本文基于ANSYS商用软件,采用CFD/CSD流固耦合的分析方法,仿真分析某飞翼无人机舵面(包括开裂式方向舵、升降舵、副翼)操纵效率.研究了舵面偏角以及飞行状态参数等因素引起的操纵效率变化.研究发现,无尾布局飞机的操纵效率随舵偏角增大而下降,飞行参数对操纵效率的影响中,飞行速度与操纵效率成正相关关系,而迎角的变化会对俯仰、滚转和偏航操纵效率产生不同的影响.
变弯度连续后缘舵面(Variable Camber Continuous Trailing Edge Flaps,VCCTEF)系统的使用对减小跨音速柔性飞机的巡航阻力、增加升阻比提供了很大帮助.由于VCCTEF系统的使用,机翼可以根据不同的飞行状态改变机翼形状.首先建立引入加入收敛技术的经气动弹性分析方法,为进行弹性机翼的VCCTEF系统优化设计奠定计算基础.在优化中选用undeformed C
本文阐述了基于理论线化气动力、引入外部刚性气动力以及CFD/CSD流固耦合方法进行静气动弹性分析的相关理论,基于上述三种方法对某型战斗机的典型舵面效率进行静气动弹性修正,并对计算结果进行了对比分析.表明引入外部刚性气动力的静弹分析一定程度上可以提高计算精度,但基于CFD/CSD耦合的方法是气动弹性分析的关键.
本文针对一种大展弦比飞翼式布局的飞机,基于线性气动力进行静气动弹性分析.主要研究了影响其操纵面效率的因素,不同状态下的配平分析以及不同操纵方式下的载荷分布.研究表明,采用线性气动力方法,舵面效率与攻角、舵偏无关,而是随着动压的增大而降低.气动弹性效应随着机动载荷的增加而更加明显.机翼载荷随操纵方式的不同而有差异.
在基于线性气动力的静气动弹性分析方法的基础上,进行了引入非线性CFD刚体气动力分析方法的研究.搭建了CFD气动模型和结构有限元模型数据的传递接口,发展了一种基于CFD/CSD松耦合迭代的静气动弹性分析方法,验证了该方法方法的正确性.通过具体算例对比了三种方法前后缘垂直位移、剖面扭角等静气动弹性响应和载荷分布的差别.CFD/CSD松耦合迭代方法能够更准确的反映结构真实变形和载荷分布,而其他两种方法能
采用带预处理技术的Roe方法求解非定常可压缩N-S方程,对低雷诺数下NACA4415翼型上表面振动流场展开数值模拟.研究表明翼型上表面采用适当的参数振动,升阻力特性显著提高,时均化分离泡尺寸减小,分离区范围缩小,流动结构显著改善.在此基础上,文章详细探讨了翼型上表面振动频率对气动特性和流动结构的影响规律,激振频率在有效频率区间内可显著改善层流分离流动结构,提高升力系数与升阻比,初步分析表明翼型表面
基于流-固耦合分析的思路对不同初始攻角、不同振幅和不同Re数时NACA0012翼型的气动特性进行分析.利用基于分块迭代耦合(block-iterative coupling)的改进型网格控制算法,采用自有程序结合商用软件解决流-固耦合问题.计算了NACA0012翼型的气动导数,并与理论值进行比较.通过对计算结果和流场特性进行分析,描述了不同条件下NACA0012翼型气动特性的变化情况.分析结果表明
阵风载荷研究一直是气动弹性力学的一个重要方面.本文以某常规布局飞机为研究对象,采用“1-cosine”型离散阵风模型,计算比较飞机在不同后掠角角度下离散阵风载荷结果.研究发现,在9°到35°范围内该飞机后掠角取约25°时,阵风产生的翼尖加速度最小.后掠角变化对于飞机阵风载荷影响较大.
阵风减缓是弹性飞行器研究的重要方面,针对某大展弦比弹性无人机,通过耦合刚体模态俯仰控制回路提出了阵风减缓的控制方案,通过模型降阶设计得到一个低阶的输出反馈鲁棒控制律,结果显示对于离散突风翼尖加速度响应最大振幅减小21.8％,重心加速度响应最大振幅下降39％;对于连续阵风整个频带内阵风响应都得到有效控制,且在6.024Hz处翼尖过载响应振幅下降53％,重心过载响应振幅下降45％.
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