LAUNCH VEHICLE BUFFETING WITH AEROELASTIC COUPLING EFFECTS

Launch vehicle structural responses can couple with transonic flow state transitions at the nose of payload fairings. This self-sustained coupling yields a nonlinear equation of motion that can be analyzed using the force–response relationship and the periodicity condition. The traditional analysis approach for this phenomenon, however, linearizes the equation of motion by converting the alternating flow forces into an aerodynamic damping term and defines a stability criterion as the response amplitude that yields zero net system damping. This work clarifies the relationship between the present and traditional methods, and compares results and conclusions. The feasibility of modifying a launch vehicle response analysis of buffeting (random pressure fluctuations caused by turbulent flow) to include aeroelastic coupling effects is also explored. The aerodynamic stiffness and damping terms formulated herein are consistent with trends observed in wind-tunnel test data. It is shown, however, that the modified buffet analysis can be inaccurate, particularly when the aeroelastic coupling contribution does not dominate the system response.     

ON THE AEROELASTIC BEHAVIOUR OF RECTANGULAR CYLINDERS IN CROSS-FLOW

An experimental and numerical study of the aeroelastic behaviour of elongated rectangular and square cylinders is presented. The main results are for a rectangular section with an aspect ratio of 2. The experiments were performed with a flexible cylinder clamped at both ends. This configuration leads to unusual lock-in of the vortex shedding with different bending modes, although the final steady oscillations occur in the fundamental mode. The galloping regime is also investigated, and the effect of free-stream turbulence intensity. Critical velocities are detected which do not correspond to calculations using the quasi-steady theory. A simple modelling of galloping is proposed to better fit the experiments, but it is shown that some of the configurations, in turbulent flow, are probably interacting with the vortex shedding and make the modelling inefficient. Numerical simulations on a 2-D rectangular section are presented and the resulting wall pressure distributions are analysed using the proper orthogonal decomposition technique. Indicators are proposed in order to link the proper functions with their contribution to the aerodynamic force components, and then a classification of the proper shapes of the decomposition is done. It is shown by comparison between the static case and forced oscillations, in the galloping range, that secondary vortices inside the shear layer become symmetrical and their effect on the forces is cancelled.     

飞机结构气动弹性分析与控制研究

随着主动控制技术的发展,飞机结构设计理念已由提高结构刚度的被动设计转变为随控布局的主动设计.主动设计理念不再刻意回避气动弹性问题,而是采用主动控制技术实时调节结构气动弹性,进而减轻结构重量、优化飞机性能. 在飞机随控布局主动设计中,必须深入分析结构与气流之间的耦合,才能更好发挥气动弹性主动控制技术的作用. 从20 世纪80 年代起,航空科技界对该问题进行了长期研究,对飞机结构-空气动力-主动控制相互耦合后的关键力学问题有了深入理解. 然而,已有研究多基于简化模型,导致研究结果难以直接应用于工程. 本文将针对气动弹性动态问题,综述空气动力非线性、控制面间隙非线性、时滞诱发失稳、颤振主动抑制、突风载荷减缓、风洞实验验证等方面的国内外研究进展,重点介绍近年来作者团队所提出的若干方法及相关算例和风洞实验. 最后,指出今后一个时期值得研究的若干气动弹性分析与控制问题.      

跨声速机翼阵风减缓研究

阵风响应分析是大型民用飞机设计必不可少的工作. 利用操纵面的主动偏转实现机翼阵风减缓是未来民用飞行器的一个关键技术. 基于CFD/CSD耦合的气动弹性仿真方法,将阵风视为输入,翼根弯矩作为输出,通过系统辨识方法建立跨音速阵风响应的状态空间分析模型. 而后将副翼作动位移视为系统输入,建立副翼作动对应的机翼响应分析模型. 耦合上述2个模型,通过最优控制方法设计副翼偏转的控制律,实现跨音速机翼的阵风响应减缓. 通过设计状态观测器得到最优控制反馈所需的状态量. 通过数值算例验证了所设计的阵风减缓控制律的有效性,能将翼根弯矩减少60%～80%.      

STABILITY AND ACCURACY OF NUMERICAL BOUNDARY CONDITIONS IN AEROELASTIC ANALYSIS

This paper analyses the accuracy and numerical stability of coupling procedures in aeroelastic modelling. A two-dimensional model problem assuming unsteady inviscid flow past an oscillating wall leads to an even simpler one-dimensional model problem. Analysis of different numerical algorithms shows that in general the coupling procedures are numerically stable, but care is required to achieve accuracy when using very few time steps per period of natural oscillation of the structure. The relevance of the analysis to fully three-dimensional applications is discussed. © 1997 by John Wiley & Sons, Ltd.     

NUMERICAL INVESTIGATIONS OF THE AERODYNAMICS AND THE AEROELASTIC STABILITY OF OSCILLATING ANNULAR WINGS

The nacelles of modern aeroengines are constantly increasing in size. Thus, engine air-loads are becoming more powerful and their importance for the aeroelastic stability is becoming more significant. The principal goal of this study is to answer the question of how unsteady airloads vary while shifting to transonic Mach numbers. The investigations are carried out by applying a finite volume Euler method to a harmonically oscillating annular wing. The results show that transonic effects in the case of an annular wing are essentially weaker than in the case of an airfoil. The order of magnitude of the variations is around 10%. Possible consequences for the aeroelastic stability are examined with the example of an elastically mounted annular wing in transonic flow. The shifts of the stability curves also remain within a range of 10%. In addition, an actuator disk method, which is frequently used for the simulation of the fan jet, is expanded in such a way that unsteady flows can be treated. Some unsteady air-loads are strongly dependent on the pressure jump across the fan.     

加劲环和加劲肋对冷却塔动力特性的影响

为提高冷却塔的自振频率和抗风性能,以某大型冷却塔为例,通过增设环向加劲环或子午向加劲肋,分析了各自的尺寸、位置、数量等参数对动力特性的影响. 冷却塔的动力特性主要受环向刚度控制,在适当的位置布置加劲环可以有效提高结构的频率,而子午向加劲肋则无此效果. 加劲环对结构频率的提高源自结构整体振型所激发的加劲环刚度参与程度,加劲环的模态变形幅值越大,环向谐波越多,其参与度就越高,对结构频率的提高效果也越明显. 实际应用中,可在塔筒中部等间距布置3~5 道加劲环,这样就可以使结构频率有显著提高.     

加劲环和加劲肋对冷却塔动力特性的影响简

为提高冷却塔的自振频率和抗风性能,以某大型冷却塔为例,通过增设环向加劲环或子午向加劲肋,分析了各自的尺寸、位置、数量等参数对动力特性的影响. 冷却塔的动力特性主要受环向刚度控制,在适当的位置布置加劲环可以有效提高结构的频率,而子午向加劲肋则无此效果. 加劲环对结构频率的提高源自结构整体振型所激发的加劲环刚度参与程度,加劲环的模态变形幅值越大,环向谐波越多,其参与度就越高,对结构频率的提高效果也越明显. 实际应用中,可在塔筒中部等间距布置3~5 道加劲环,这样就可以使结构频率有显著提高.     

FINITE ELEMENT SIMULATION OF GUST LOADING

In the structural design of civil aircraft the critical loads are often those encountered in a gust or atmospheric turbulence. The traditional ‘indicial’ solution is restricted to a simple plate. In this paper a finite element formulation is proposed for an aerofoil or arbitrary shape entering a uniform sharp-edged or sinusoidal gust. The thin rotational gust front and wake in an irrotational flow field are successfully modelled by a novel superposition technique. The finite element solutions are compared with the Kussner function and results by other numerical methods. The agreement is good.     

干燥和水饱和花岗岩的动态断裂特性

利用霍布金森压杆实验研究了干燥和水饱和花岗岩试件的动态应力应变关系。实验得到了干燥和水饱和花岗岩试件的平均动态拉断强度,表明水饱和花岗岩试件和干燥花岗岩试件的抗拉强度与加载速率具有不同的关系。对实验中实测试件层裂片的厚度进行了计算分析,对岩石类介质的动态断裂准则提出了初步见解。     

热过屈曲功能梯度壁板的气动弹性颤振

功能梯度材料的宏观物理性能随空间位置连续变化,能充分减少不同组份材料结合部位界面性能的不匹配因素.功能梯度壁板用作高速飞行器的热防护结构,能有效消除气动加热带来的壁板内部热应力集中.本文考虑热过屈曲变形引入的结构几何非线性,分析功能梯度壁板的气动弹性颤振边界.基于幂函数材料分布假设,采用混合定律计算功能梯度材料的等效力学性能.根据一阶剪切变形板理论、冯·卡门应变-位移关系和一阶活塞理论,基于虚功原理建立超声速气流中受热功能梯度壁板的非线性气动弹性有限元方程.采用牛顿-拉弗森迭代法数值求解壁板的热屈曲变形,分析超声速气流对热屈曲变形的影响机理.在壁板热过屈曲的静力平衡位置分析动态稳定性,确定了壁板的颤振边界.研究表明,当陶瓷-金属功能梯度壁板的组份材料沿厚度方向梯度分布时,会破坏结构的对称性导致壁板在面内热应力作用下发生指向金属侧的热屈曲变形.超声速气流中壁板热屈曲变形最大的位置随气流速压增大向下游推移,并伴随屈曲变形量的减小.热过屈曲壁板的几何非线性效应会提高壁板的颤振边界,这种影响在高温、低无量纲速压且壁板发生大挠度热屈曲变形时表现显著.较高无量纲气流速压下由于壁板的热屈曲变形被气动力限定在小挠度范围,几何非线性效应不明显.      

短裂纹群体行为及疲劳寿命预测

综述了疲劳短裂纹群体行为研究的进展与现状,包括短裂纹群体行为的实验观察,裂纹数密度演化与守恒,群体裂纹损伤演化的蒙特卡洛模拟以及统计方法与随机分析预测材料疲劳寿命      

竹/塑复合材料力学性能评定及其应用

<正> 复合材料从利用天然材料到利用人工材料,从原始经验到高技术的发展,标志了材料发展史上,从第一代利用天然材料的复合材料到第四代先进复合材料的进程。先进复合材料性能优越,但高性能的碳纤维、芳纶纤维等造价高,影响了广泛应用。利用天然纤维采用新的复合工艺,制成性能良好而又价廉的复合材料,将是广泛应用于生产、生活的材料新品种。      

中央电视塔气动弹性风洞模拟试验

按照空气动力弹性相似性准则设计了中央电视塔准仿气动弹性模型，在大气边界层风洞中进行了实验。应用应变仪测定了塔根部的动态弯矩，利用光纤－光点摄影摄像法测定了塔楼和天线顶端的风振运动轨迹，从而得到了中央电视塔对风响应的有关动态特性。     

翼型厚度对气动弹性特性的影响

结合基于$k$-$\omega$的SST两方程湍流模型,求解雷诺平均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性运动方程,在时间域内模拟了不同厚度对称翼型在不同迎角下的气动弹性动态过程,并重点研究了较大迎角下的不同厚度翼型流场特征和气动弹性的性质,研究结果表明：在论文所涉及的参数情况下,对于迎角从零到大迎角范围,翼型颤振临界速度随迎角的变化不是单调的. 翼型颤振临界速度迅速下降的起始迎角比最大升力系数对应的迎角小很多.     

变后掠翼的参变气动弹性建模与分析

参变气动弹性建模是可变后掠翼气动弹性研究中的难点之一. 当地建模技术是一种构造线性参变 (LPV) 模型的实用方法, 但一直缺乏有效途径来解决当地气动弹性模型的不一致问题. 气动弹性模型的不一致性体现在当地结构动力学模型和非定常气动力模型随参数变化的不连续性. 本文提出了一种自下而上的方法, 对变后掠翼不一致的当地气动弹性模型进行了一致性处理. 首先, 采用匈牙利算法跟踪结构模态并按模态分支进行排序, 使得匹配后的模态能够保证结构动力学模型的一致性; 其次, 对有理函数拟合表达式中的系数矩阵进行缩放处理, 解决了空气动力系数矩阵的不一致问题. 采取上述两项措施后, 最终生成了一致的当地状态空间气动弹性模型. 这样, 对一致的状态空间模型进行插值, 就可快速生成任意后掠角下的气动弹性模型, 使得系统的稳定性分析和慢参变响应计算得以高效进行. 数值仿真结果验证了一致性处理的必要性:未经一致性处理的原始模型经插值后得到的模型会出现严重的模型误差. 本文为变后掠翼的参变气动弹性系统建模提供了一种实用、准确和高效的建模方法.      

中央电视塔气动弹性风洞模拟试验

按照空气动力弹性相似性准则设计了中央电视塔准仿气动弹性模型，在大气边界层风洞中进行了实验，应用应变仪测定了塔根部的动态弯矩，利用光纤－光点摄影像法测定了塔楼和天线顶端的风振运动轨迹，从而得到了中央电视对风响应的有关动态特性。     

液晶高分子取向特征及其流变性质研究

研究液晶高分子取向特征及其流变性质，在向矢输运方程基础上，研究了管内Posieulle流动和纺丝拉伸流动中一维向矢部分，应用偏光显微镜研究了热致性和溶致性液晶高分子织构，显示出液晶态的各向异性特征，测定了溶致性液晶高分子羟基丙基纤维素（HPC）的流变特性。     

大长细比导弹的气动弹性降阶模型

对于大长细比导弹,需要在设计阶段准确计算气动弹性/气动伺服弹性,但其复杂的气动力给计算带来困难,因此气动力降阶模型是突破大长细比导弹跨音速气动弹性分析与控制瓶颈的关键技术.虽然气动力模型降阶方法已在预测二维机翼结构的气动弹性方面取得重要进展,但几乎未见关于全机模型的气动力降阶模型研究报道.本文基于递归Wiener模型的气动力降阶方法,利用CFD计算的气动力作为模型辨识数据,用鲁棒子空间和Levenberg-Marquardt算法辨识降阶模型参数,建立了大长细比导弹气动力降阶模型.在此基础上与大长细比导弹有限元模型相结合,构造出气动弹性降阶模型,并在数值仿真中测试气动弹性降阶模型在不同马赫数下的适用性.数值仿真结果表明,该气动弹性降阶模型能够精确预测导弹模型在不同飞行条件下的非定常气动力和导弹模型的气动弹性频率响应特性.     

考虑结构失稳特征的复合材料机翼气动弹性优化设计

从工程数学求解和有限元分析角度对复合材料结构的稳定性分析方法进行研究,基于这两个方面分别建立了同时考虑壁板稳定性约束和气动弹性约 束的气动弹性优化技术,并以大展弦比复合材料机翼为对象,进行气动弹性综合优化设计。研究表明,机翼气动弹性优化中若不考虑稳定性约束条件,虽然可以获得较小结构重量,但往往不满足稳定性要求;相比从有限元角度考虑结构失稳特征的气动弹性综合优化设计方法,通过工程数学方法对机翼结构进行分区失稳分析优化可以更加精准地控制变量,在满足各项性能指标,特别是稳定性约束的同时,进一步减轻了结构重量,提高了结构失稳因子。