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.      

浮式垂直轴风机的动力学建模、仿真与实验研究

考虑气动力和水动力的耦合研究浮式垂直轴风机系统的运动响应,将固定式垂直轴风机的气动载荷计算方法进一步推广到海上浮式垂直轴风机的气动载荷计算.考虑阻尼力、波浪力、风载荷、系泊力等,建立了浮式垂直轴风机系统的纵荡-垂荡-纵摇运动方程.考虑动态失速和浮式基础运动,基于双致动盘多流管理论,推导了风机叶片气动载荷计算公式,编制了数值计算程序.以Sandia 17 m风机为例,验证了气动载荷计算程序的正确性.最后进行了模型实验,其中模型的风机为Φ型达里厄垂直轴风机,支撑基础为桁架式Spar型浮式基础,将模型实验结果与数值计算结果进行了对比,验证了耦合计算程序.结果表明,数值计算得到的风机系统的垂荡、纵摇运动的RAO(幅值响应算子)曲线与模型实验结果吻合较好,验证了耦合程序的正确性.然而,由于数值计算与模型实验在运动自由度、阻尼、风载荷等方面存在差别,数值计算结果与模型实验结果仍有一定的差异.     

气动加载与振动激励耦合试验方法研究

飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用,这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容,所以有必要对此类试验的可行性及其耦合加载方式进行研究。此次试验以气囊加载静载/常规疲劳载荷状态下试件的振动响应测试为目的,设计符合试验要求的试件和整套试验装置。得到了气囊5种不同加载情况下试件振动响应变化情况,并对此试验结果进行了理论分析,得出以下结论:a)气囊模拟静载/常规疲劳载荷加载不会大幅改变结构本身振动特性,此耦合试验方法所模拟环境比较接近飞机结构真实载荷环境;b)加载气囊的个数、部位及加载力的不同对试件结构的振动响应有一定影响,应增加气囊蓄能器或在试验前进行分析以选择合理的加载点。     

基于数值模拟方法的自然通风器风载体型系数研究

基于Fluent软件平台,采用混合网格划分,选用Realizable k-ε湍流模型,对某自然通风器的风场进行三维数值模拟研究.选择0°、45°、90°、135°和180°等风向,每个风向考虑39m/s风速,此外对0°、180°两风向还考虑了57m/s风速.通过模拟,得到了主通风器导流片的风载体型系数.经计算,0°,180°两个风向的风场对导流片抗风影响较大,基于此对这两个风向的计算结果进行了详细分析.在数值模拟过程中引人多孔介质阶跃模型模拟次通风器导流片,在降低模型复杂程度和减少计算量的同时,保证了数值模拟结果的可靠性.分析表明,基于数值模拟方法得到的风载体型系数在不同风向和风速的情况下呈现一定的变化规律性,为确定自然通风器类结构的风载体型系数提供了合理依据.     

两个相邻建筑物周围风环境的数值模拟

高层建筑物及其群体周围所引起的风环境问题正日益受到人们的重视。本文用数值模拟方法对两幢串列布置高层建筑周围的流场进行了模拟，讨论了建筑物高度、间距比等因素对风环境特性的影响。为了与两个相邻建筑物的流场进行比较，本文同时计算了单个建筑物周围流动的分布情况。数值模拟结果对揭示高层建筑群区域内再生风载荷的形成机理提供了一定的分析方法，为城市规划和高层建筑住宅小区设计提供了一定的理论参考和依据。     

抗阵风载荷的小型无人飞行器设计及相关风洞舵效比较

本文目的在于探索验证微小型飞行器的气动布局与抗突风载荷能力的关系,结合风洞试验验证了结果并进行了数据分析。在低雷诺数条件下采用大边条、小展弦比非常规的气动布局设计,根据性能指标要求对飞行器的机翼面积、翼展、翼型等相关参数进行了分析设计;运用数值模拟等手段对全机简化模型进行了气动力计算,对结果进了行初步的定性分析,为初始的设计提供了验证;结合实际的靶机制作得到了实际飞机的风洞验证缩比模型,对其进行了风洞的常规测力实验。根据风洞试验结果对飞机升降舵舵面与副翼舵面偏转0°、±15°、±30°的气动性能进行了评估,为进一步的理论分析提供依据。结合实际外场飞行实验情况得出飞行器的实际气动性能,并对大量相关风洞试验数据进行了分析;探索性地给出了一条适用于微小型飞行器进行的新设计方法和设计流程,为设计适应于阵风载荷等恶劣气候条件下微小的型飞行器提供了参考新思路。     

飞机模型高速撞击钢筋混凝土载荷特性实验研究

为得到大型商用飞机撞击的冲击载荷特性及其计算方法,基于火箭橇加载试验平台,搭建了飞机模型撞击钢筋混凝土运动靶体测试系统,开展了两种不同尺寸飞机模型的撞击试验,利用高速摄影技术获得了飞机模型撞靶前的姿态、着速及飞机模型撞靶的破坏过程。采用加速度测试系统和激光干涉测速系统,分别得到撞击过程中运动靶体的加速度和速度历史,据此得到靶体受到的冲击载荷-时间曲线,二者吻合,验证了测试系统的可靠性。通过飞机模型上安装的机载存储过载测试系统,获得了撞击过程中飞机模型的负加速度-时间曲线,由此确定了修正的Riera理论模型中的静载荷项,并进一步计算得到靶体受到的冲击载荷-时间曲线,与通过测试靶体的加速度或速度得到的结果一致,验证了使用修正的Riera理论模型计算飞机模型冲击载荷的合理性及计算方法的正确性,同时确定了适合于本试验中飞机模型的修正系数α。     

六自由度静定支持与约束技术在飞机载荷校准试验中的应用

在研究以往飞机载荷校准试验时非静定支持与约束方式的基础上,首次提出了飞机六自由度静定支持与约束方法;根据载荷校准试验得到的飞机受力分析结果,对飞机起落架支持与约束载荷进行了分解和简化,建立了飞机六自由度静定支持与约束工程模型;结合某型飞机的载荷校准试验对该方法进行了试验验证,结果表明:采用该方法可实现对飞机约束载荷的理论计算和实时监控,保证了飞机机翼等复杂结构部件在高载校准工况下试验过程的安全、可控;使飞机机翼的试验载荷量级提高到了限制载荷的43%,机翼载荷建模精度可控制在3%以内。     

冲击风稳态流场CFD模拟及三维风速经验模型研究

建筑结构抗风设计中相当多地区的设计风速,往往参考当地气象观测到的雷暴冲击风的最大风速值,但雷暴冲击风的风场与目前抗风设计采用的大气边界层流场相差悬殊,使得设计风速与设计风场并不匹配.本文将在CFD计算结果与已有文献资料进行比较以验证CFD计算模型及参数准确性的基础上,进行了风场特性的全面研究,主要通过改变冲击风描述参数,来研究雷暴冲击风水平风速及竖向风速的分布特性变化情况,研究成果较为完整的描述了冲击风风场特性.最后提出了用于结构抗风设计的水平风速及竖向风速经验模型,较为简明地反映了雷暴冲击风三维风速的空间分布情况,并得到了CFD模拟、实测以及试验结果的验证.该经验模型为雷暴冲击风下的抗风设计计算提供了理论基础.     

变转速共轴旋翼载荷建模及实验验证

对共轴双旋翼无人飞行器操纵结构的简化,会引起旋翼载荷变化更加复杂。共轴双旋翼转速控制方法有助于飞行控制系统的实现,但是在飞行控制律设计时,需要透彻了解变转速旋翼的气动载荷变化,建立精准的旋翼载荷模型。本文深入分析了旋翼变转速情况下单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼入流分布,建立了单旋翼变转速旋翼载荷计算方法,提出了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法。明确了低雷诺数对微型旋翼飞行器的旋翼载荷计算影响,引入雷诺数修正系数完成对旋翼翼型升阻系数气动参数的修正和验证,提高了变转速共轴双旋翼载荷模型的计算精度。设计了一套变转速单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼载荷测量实验装置,通过实验测试完成了对共轴双旋翼载荷计算方法的验证,表明了所提出的变转速共轴双旋翼载荷模型和实验测试装置是可信的。     

大型固定翼民用飞机系留载荷非线性计算分析

采用有限元法,充分考虑了固定翼民用飞机机体结构刚度分布对超静定问题求解的影响、起落架缓冲支柱"行程-载荷"之间的非线性关系、系留绳索单向承力特性以及起落架与地面之间的接触非线性,建立了大型固定翼民用飞机系留载荷计算模型并给出了相应计算流程;计算分析了风载作用方向、飞机重量、起落架机轮与地面摩擦系数、系留绳索刚度对飞机系留载荷的影响规律。分析发现:风载方向与航向平行(不平行)时,系留载荷较小(较大);由摩擦系数和飞机重量变化所引起最大系留载荷的差异分别为9%和35%,摩擦系数对最大系留载荷存在一定影响,而飞机重量对其影响显著;飞机重量越小,则最大系留载荷越大,在计算系留载荷时需要考虑可能的最小飞机重量;系留绳索刚度越大,则系留载荷越大,但飞机最大位移越小,在选取系留绳索材料时应同时考虑系留载荷和系留作用下飞机最大位移。     

考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律

在输入受限的情况下,为了满足导弹拦截机动目标时高精度制导的需求,首先建立了满足输入受限和考虑导弹自动驾驶仪一阶动态特性的制导模型,其把目标加速度视为未知有界的外界干扰,通过设计自适应控制估计干扰的上界来避免对干扰上界的先验要求,同时结合滑模控制,设计了一种考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律,并且基于Lyapunov稳定性理论证明了制导系统状态渐进收敛到零。最后,在所设计的制导律下,对目标余弦机动和阶跃机动两种情况进行了仿真,得到的脱靶量分别为0.040 m和0.036 m,拦截时间分别为6.460 s和7.833 s。仿真结果表明所设计的制导律不仅保证导弹有效击中目标,并且具有较高的制导精度。     

复杂工况下的大型风力机气动性能和尾迹研究Investigation of aerodynamic performance and wake of the large scale wind turbine in complicated conditions

在复杂工况下,大型风力机非定常特性会更严重,导致风力机气动性能变化和尾迹预测更加复杂。本文主要针对稳态偏航、动态偏航、风剪切和随机风速场等复杂工况,基于自由涡尾迹方法,嵌入复杂工况的模块,加入了动态失速模型和三维旋转效应模型修正,实现了复杂工况数值模拟计算,比较了不同复杂工况的气动载荷和尾迹形状。最后,得出了风力机在复杂工况下的气动性能、载荷和尾迹叶尖涡线特性,并计算出风力机在复杂工况下的气动载荷超调量和迟滞时间。对推进自由涡尾迹方法应用于风力机工程的大批工况载荷计算,提高大型风力机的载荷计算精度和设计水平等具有重要意义。     

机翼/外挂颤振主动抑制的控制律研究

本文介绍了对机翼/外挂系统的颤振抑制控制律的研究。并用三种控制律的结果进行了风洞实验验证。结果表明:控制律的设计是成功的,理论计算与实验结果吻合良好。 文中重点介绍了两种控制律,它们都是以现代控制理论为基础。首先,把最优控制理论与颤振分析的状态空间法相结合,得到状态反馈。然后导出不同的输出反馈。文中,还讨论了该系统的阵风减缓和稳定裕度。 为对比起见,还给出了在同一模型上,用气动能量概念方法导出的控制律。由此,可看出它们在颤振抑制效益上的差异。     

屋面光伏板风荷载特性数值分析

风荷载在屋面光伏阵列结构体系设计中起控制作用。采用计算风工程的方法分析讨论了屋面光伏板的风荷载特性。数值算法采用分离涡模拟方法。数值计算结果与现有风洞实验数据的比较,验证了本文方法的正确性。考虑影响光伏板风荷载的因素主要有光伏板在屋面上的安装位置、安装倾角、光伏阵列之间的距离和风向等。计算结果表明,屋面处脱落的涡对安装在不同位置的光伏阵列风荷载的影响较明显。当倾角由15°增加到45°时,电池板受到的风荷载随着倾角的增加而增大。在一定阵列间距范围内,光伏板风荷载主要表现为前排对下游光伏板的遮挡影响。本文方法与结果能为屋面光伏建筑结构设计提供重要参考。     

有界控制导弹攻击防御性飞机的制导律

为提高攻击导弹同时面对目标飞机及其防御导弹情况下的命中概率,基于微分对策理论,对攻击导弹的制导律进行了设计。应对独立控制的多对象博弈问题,微分对策理论具有天然的优势,且相比于最优制导律,微分对策制导律对于目标机动估计误差和机动策略具有更强的鲁棒性。所推导的微分对策制导律进一步考虑了攻击导弹的控制有界性,且适用于攻击导弹、目标飞机和防御导弹具有高阶线性控制系统动态的情形。为验证制导律性能,进行了非线性系统仿真,结果表明该制导律在成功归避防御导弹的同时可实现趋于零脱靶量的目标拦截。攻击导弹为实现规避和攻击的双重任务,仅需要保持相比于防御导弹两倍左右的机动优势。     

摩擦板式电流变阻尼器在抑制转子突加不平衡响应中的应用

设计了用于转子振动控制的摩擦板式电流变阻尼器,建立了电流变阻尼器－转子系统的分析模型,根据文献「７」中建立的突加不平衡模型,理论分析了电流变阻尼器抑制转子系统突加不平衡响应,计算分析结果发现：随着外加电压的升高,电流变阻尼器能有效地抑制突加不平衡响应。     

涡桨飞机整机振动响应预计与乘员舒适性评估

为了在设计阶段预估涡桨飞机的振动水平并分析舱内振动环境的影响,亟需建立一套全机级振动响应预计与评估技术。从人体舒适性和健康风险指标出发,建立涡桨飞机振动控制设计流程,识别关键环节及要素。研究解决振动载荷获取、振动分析模型建立、振动响应计算、舱内振动环境评估等核心问题。通过全机地面共振试验和缩比模型振动响应测试风洞试验结果,验证了整机振动分析模型和振动响应计算方法的准确性。所建立的方法、实施流程和途径可为涡桨飞机的振动控制正向设计提供参考。     

基于弯扭组合梁元的多段折叠翼离散突风响应

基于弯扭组合梁元对大展弦比多段折叠翼的离散突风响应特性进行了研究。首先，将平面一般梁元叠加扭转自由度得到一种新的弯扭组合梁元，建立包含折叠角参数的缩减有限元模型。其次，对片条理论进行修正以得到不同折叠角度下弯扭组合梁元上的气动力，构建多段折叠翼在离散突风作用下的动力学方程。最后，引入Laplace变换处理动力学方程中的积分微分项，得到折叠角对翼尖加速度、翼根弯/扭矩等响应的影响。一个近地面无人机三段式折叠翼的算例结果表明，机翼固有频率会随着折叠角的变化呈现非线性性态，相比舒展状态，折叠角的存在虽不能明显减小翼尖加速度，但能够有效减小翼根弯/扭矩响应。     

高耸建筑物爆破定向倾倒运动风载计算分析

目前,高耸建筑物爆破中风载荷影响以静力矩研究为主,忽略了风载的动力学特性.将风速和风载荷相互转换,得出高耸建筑物倾倒时形成运动风载荷的计算方法.通过对45m高砖烟囱的数值模拟,得出运动风载主要影响简体的顶部,3/4高度以上为危险区,会促进倾倒顶部前冲,这与风载的静力学分析是迥然相反的.运动风载荷的计算方法可供高耸建筑物爆破设计参考.