大展弦比气弹机翼柔性非线性变形的气动力效应分析与风洞试验

从飞行器刚弹耦合动力学模型出发，引入柔性机翼准定常假设，建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程，利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为，开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证，采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算，发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性，均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.      

基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术

基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式，发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例，通过与VLM、三维CFD计算数据的比较，对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明，HVLM在大幅降低时间成本的前提下可以获得和三维CFD方法预测值十分接近的计算数据，对线化VLM方法的修正效果显著.然后，HVLM与悬臂梁有限元求解耦合，实现了一种面向三维机翼的快速静气动弹性数值模拟技术，并通过矩形直机翼算例进行了验证.耦合算例的时间分析数据表明，HVLM/Beam耦合的方式能够在10 s以内完成1次三维机翼静气动弹性分析，在气动/结构耦合分析、优化设计方面展示出了良好的应用前景.      

吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用

对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据.     

基于修正面元法的机翼静气动弹性计算

针对静气动弹性弱耦合解法多次迭代耗时较长的问题,提出一种斜率修正面元法计算气动力.该方法以机翼在不同迎角下的CFD数据作为修正基础,以直线段近似曲线段升力线,弥补面元法无法考虑非线性因素的缺陷.通过M6机翼气动力损失以及迎角补偿等静气动弹性的计算表明,相对于CFD技术,该方法保持了较高的准确度并且计算效率较高,适用于复杂结构优化.     

CFD/CSD耦合飞行器多学科优化设计新方法

文章以飞行器巡航外形为设计对象, 构建了一种新的飞行器的气动和结构特性评估方法, 即结构模型反迭代方法.该方法较传统的松耦合静气动弹性方法效率提高了4倍以上.以此为基础建立了一种新的飞行器气动/结构耦合多学科优化设计框架, 将优化效率提高4倍以上.采用数值求解N-S方程和结构有限元方程方法作为气动和结构学科的分析工具, 保证了设计结果的可信性.算例表明以巡航外形作为设计对象能够获得与传统方法一致的飞行器气动与结构特性, 以此为基础开展的无人机气动外形优化设计也获得了良好的设计结果.      

带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟

共同研究模型（common research model，CRM）机翼/机身/平尾组合体构型（CRM-WBH）是第4届AIAA阻力预测研讨会（Drag Prediction Workshop IV，DPW IV）选择的基准构型，DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采用CFD方法和流固耦合方法数值模拟了带支撑装置的CRM机翼/机身/平尾组合体模型（CRM-WBHS）的气动特性，主要目的是评估支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.通过与CRM-WBH模型CFD数值模拟结果和欧洲ETW风洞（European Transonic Wind Tunnel）测力、测压和模型变形测量结果的对比分析，表明模型支撑装置导致机翼上翼面激波位置前移，升力系数、阻力系数下降，俯仰力矩系数增加；静气动弹性变形主要影响机翼上表面激波位置和外翼处激波位置前负压，导致升力系数、阻力系数进一步下降，俯仰力矩系数进一步增加.CRM-WBHS模型的流固耦合数值模拟结果更加接近试验结果.      

激光辐照高超声速舵面热力响应研究

建立了基于流固耦合的高超声速飞行器舵面结构在激光辐照下静气动弹性模型,流体控制方程为三维雷诺平均N-S方程,分别采用了中心格式和AUSM+up格式对粘性项和对流项进行空间离散,时间推进采用了高斯-塞德尔隐式推进方法,湍流粘性系数求解使用Menter SST模型。利用冯·卡门研究所高超风洞实验结果对模型进行了校核,预估了激光辐照对高超舵面的热力影响。结果表明,气动力/热计算模型与实验数据符合较好,能够准确模拟高超飞行器的热力参数,根据模型外推结果,激光在较低功率下加热高超飞行器舵面可能导致舵面材料弹性模量大大降低,继而发生弯曲发散而折断,高超飞行器可能因此发生气动失稳而坠毁。     

高超声速飞行器热气动弹性仿真计算方法综述

高超声速飞行器遭遇的热气动弹性问题具有危险性和复杂性，而型号设计又对计算环境下的热气动弹性仿真提出了效率和精度的双重要求.针对此问题，首先回顾了热气动弹性分析中气动力、气动热、结构热传导、热结构动力学等子学科的仿真计算方法，包括工程方法、数值模拟及降阶建模方法.其中，降阶建模方法有望解决目前计算效率和精度的矛盾，是调研的重点.之后，从时空耦合的角度总结了热气动弹性分析的多场耦合计算架构，包括单向、双向空间耦合策略，以及全耦合、松耦合、时域-频域耦合等时间耦合策略.在结论中，提出了基于子学科降阶模型进行多场耦合仿真的思路，并对热气动弹性分析的发展趋势进行了展望.      

面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法

针对现代飞机设计对于高效率、高精度飞行载荷分析的迫切需求，建立了面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法，并以此为基础构建了飞机各设计阶段气动弹性优化框架，以加快各阶段的迭代，提高设计效率.概念设计阶段的气动力分析采用低阶面元法，可适应该阶段为确定气动外形参数范围所需的大量计算.初步设计阶段采用高阶面元法开展气动力分析，以兼顾求解精度和效率的需求.详细设计阶段的飞行载荷分析方法在基本面元法的基础上引入了外部高精度CFD气动力或试验气动力，以进一步提高飞行载荷的精度并兼顾求解效率.研究结果表明，所建立考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法具有较强的工程实用性，可以满足现代飞机各个设计阶段的需要.      

高速动能弹温度场数值模拟

随着兵器发射技术和空气动力学技术的发展,动能弹的发射初速和飞行状态正从超声速向高超声速发展,由此产生了气动热问题.准确预测动能弹温度场是其气动力和热防护设计的关键技术.采用CFD预测温度场的方法,包括平衡流流动控制方程及差分格式,构造平衡流通量Jacob矩阵,在差分格式矢通量分裂过程中嵌入平衡流真实气体模型模拟温度场,获得平衡流气体状态方程.对典型高速动能弹热环境进行验证,考察方法的合理性.对设计的一种新型高超声速动能弹温度场进行数值模拟,为其气动设计及热防护提供了较可靠的数据.     

基于CFD/CSD的舵面控制气动弹性数值模拟方法

在动态网格上通过耦合求解流动控制方程和结构动力学方程, 发展了一种舵面控制下飞行器运动响应过程中气动弹性数值模拟研究方法.流动控制方程采用N-S方程, 结构动力学采用线性模态叠加方法, 其中流动控制方程空间离散采用基于非结构网格的有限体积方法, 对流通量采用计算HLLC格式, 非定常时间离散采用基于LU-SGS的双时间步长方法.模拟中, 气动运动和结构变形在双时间步长方法推进过程中采用改进松耦合方法, 气动网格与结构网格之间信息交换采用无限平板样条法实现, 飞行器的运动和变形采用基于重叠网格和Delaunay图映射变形网格相结合的方法进行处理.采用多个考核算例对发展的数值方法进行考核验证, 结果表明该方法可以高效精确模拟舵面开环控制下飞行器运动响应过程中的气动弹性特性.      

基于Kriging代理模型的飞行器结构刚度气动优化设计

大飞机具有轻质大柔性特点,使得气动/结构耦合作用增强,在设计过程中需要考虑这种耦合效应,直接调用CSD/CFD方法计算周期长,无法满足工程需要.代理模型方法由于能显著提高工程优化设计的效率,已广泛应用于飞行器气动外形优化设计中.采用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到需添加的样本点以更新代理模型,提高代理模型的拟合精度,结合改进的粒子群最优化方法对大飞机的结构刚度进行了优化设计.结果表明,该优化方法能够处理复杂目标的全局优化问题,在保证升力系数及纵向稳定性能不恶化的前提下,降低飞机巡航状态的飞行阻力.      

大型风力机叶片非线性气弹模型

大型柔性叶片在实际运行过程中存在明显的几何非线性变形问题。本文基于自由涡尾迹方法,与FAST进行耦合建立了完善的风力机叶片气弹模型。并通过NREL PhaseⅥ风力机对气动部分进行了验证,最后用耦合后的气弹模型对两种极端工况进行了数值仿真。结果表明,自由涡尾迹方法能够更好的模拟风力机叶片的气动变化过程。耦合后的气弹模型能够很好的模拟极端风切变下的结构变化。     

A high-efficiency aerothermoelastic analysis method

In this paper,a high-efficiency aerothermoelastic analysis method based on unified hypersonic lifting surface theory is established.The method adopts a two-way coupling form that couples the structure,aerodynamic force,and aerodynamic thermo and heat conduction.The aerodynamic force is first calculated based on unified hypersonic lifting surface theory,and then the Eckert reference temperature method is used to solve the temperature field,where the transient heat conduction is solved using Fourier’s law,and the modal method is used for the aeroelastic correction.Finally,flutter is analyzed based on the p-k method.The aerothermoelastic behavior of a typical hypersonic low-aspect ratio wing is then analyzed,and the results indicate the following:(1)the combined effects of the aerodynamic load and thermal load both deform the wing,which would increase if the flexibility,size,and flight time of the hypersonic aircraft increase;(2)the effect of heat accumulation should be noted,and therefore,the trajectory parameters should be considered in the design of hypersonic flight vehicles to avoid hazardous conditions,such as flutter.     

Investigation on transonic flutter active auppression with CFD-Based ROMs

The calculation of accurate unsteady aerodynamic forces is critical in the analysis of aeroelastic problems,however the efficiency is low because of high computational costs of the computational fluid dynamics(CFD)portion.Additionally,direct integrated CFD and computational structural dynamics(CSD)technique is unsuitable for the analysis of ASE and the flutter active suppression in state-space form.A reduced-order model(ROM)based on Volterra series was developed using CFD calculation and used to predict the flutter coupled with the structure.The closed-loop control systems designed by the sliding mode control(SMC)and linear quadratic Gaussian(LQG)control were constructed with ROM/CSD to suppress the AGARD 445.6wing flutter.The detailed implementation of the two control approaches is presented,and the flutter suppression effectiveness is discussed and compared.The results indicate that SMC method can make the controlled object response decay to the stable equilibrium more rapidly and has better control effects than the LQG control.     

Integrated analysis on static/dynamic aeroelasticity of curved panels based on a modified local piston theory

A flow field modified local piston theory, which is applied to the integrated analysis on static/dynamic aeroelastic behaviors of curved panels, is proposed in this paper. The local flow field parameters used in the modification are obtained by CFD technique which has the advantage to simulate the steady flow field accurately. This flow field modified local piston theory for aerodynamic loading is applied to the analysis of static aeroelastic deformation and flutter stabilities of curved panels in hypersonic flow. In addition, comparisons are made between results obtained by using the present method and curvature modified method. It shows that when the curvature of the curved panel is relatively small, the static aeroelastic deformations and flutter stability boundaries obtained by these two methods have little difference, while for curved panels with larger curvatures, the static aeroelastic deformation obtained by the present method is larger and the flutter stability boundary is smaller compared with those obtained by the curvature modified method, and the discrepancy increases with the increasing of curvature of panels. Therefore, the existing curvature modified method is non-conservative compared to the proposed flow field modified method based on the consideration of hypersonic flight vehicle safety, and the proposed flow field modified local piston theory for curved panels enlarges the application range of piston theory.     

飞行器大攻角非定常气动特性神经网络建模

大攻角气动特性预测与气动建模是新型飞行器提升飞行性能的重要内容.以轴对称导弹简化模型为研究对象，首先采用计算流体力学方法，对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟，计算方法基于RANS的N-S方程，湍流模型采用SA模型，对流场采用有限体积法离散，无黏项采用Roe通量差分分裂格式，黏性项采用中心差分，时间推进采用LU-SGS格式的双时间步法.飞行器运动模式采用强迫振荡的方式，对5种不同振荡频率进行了非定常数值计算，并记录每一内迭代周期最终的气动力和力矩数值.其次，以CFD预测结果作为气动建模的样本，采用动导数模型、多项式模型等传统方法，进行气动建模，并分析其有效性和精度.最后采用神经网络方法对大攻角非定常气动力进行建模，并和动导数模型、多项式模型进行精度对比.结果表明，基于神经网络的人工智能气动建模方法具有较高的精度和适应性.该方法为飞行器大攻角非定常非线性气动建模，大攻角飞行稳定性分析与控制提供理论参考.      

Limit cycle oscillation of missile control fin with structural non-linearity

Non-linear aeroelastic characteristics of a deployable missile control fin with structural non-linearity are investigated. A deployable missile control fin is modelled as a two-dimensional typical section model. Doublet-point method is used for the calculation of supersonic unsteady aerodynamic forces, and aerodynamic forces are approximated by using the minimum-state approximation. For non-linear flutter analysis structural non-linearity is represented by an asymmetric bilinear spring and is linearized by using the describing function method. The linear and non-linear flutter analyses indicate that the flutter characteristics are significantly dependent on the frequency ratio. From the non-linear flutter analysis, various types of limit cycle oscillations are observed in a wide range of air speeds below or above the linear divergent flutter boundary. The non-linear flutter characteristics and the non-linear aeroelastic responses are investigated.