大展弦比机翼非线性颤振特性研究

为了研究大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合时的颤振特性,首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性,建立了大展弦比机翼非线性颤振分析的简化模型,即盒段模型;然后通过组合不同的水平弯曲频率、扭转频率形成不同的接近模式,系统分析了不同接近模式对盒段模型非线性动力学特性的影响规律,提出了水平弯曲频率和扭转频率发生模态交换的存在条件。在此基础上通过对盒段模型进行非线性颤振分析发现:水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度,增大水平一弯的频率有助于该类颤振速度的提高;在水平一弯频率和扭转频率逐步接近时,会导致机翼颤振速度显著下降,且颤振类型会由水平一弯和垂直弯曲耦合的颤振转化为水平一弯和扭转耦合的颤振。     

外挂物对大展弦比直机翼颤振特性的影响

为提高带外挂物大展弦比直机翼的颤振速度,基于假设模态法提出一种带集中质量弯扭组合梁模态分析手段,结合片条理论考察外挂物不同质量及布置形式对机翼颤振特性的影响。首先,基于弯扭组合梁建立带外挂物大展弦比直机翼的结构动力学模型,并利用假设模态法得到其弯曲和扭转模态。其次,引入片条理论近似计算有限翼展升力面的气动力,调整外挂物的质量、数目及其在机翼展向和弦向的相对位置,得到外挂物对机翼颤振特性的影响规律。最后,利用在机翼前缘附近悬吊小质量外挂物可提高机翼颤振速度的优势,探究颤振速度恢复方法并提出颤振速度恢复的优化问题,使得携带外挂物的机翼与不携带外挂物的机翼颤振速度基本相同。研究结果表明,外挂物的不同悬挂方式可引起机翼颤振模态的跳转,在以俯仰为颤振主模态的机翼上可调整外挂物位置以恢复原机翼的颤振速度。     

基于传递函数法的大展弦比机翼阵风响应分析1)

将传递函数法应用于大展弦比机翼的阵风响应分析。首先,基于二元机翼的运动方程和准定常片条理论建立机翼的阵风响应微分方程,对其进行Laplace变换,并转换为状态空间方程形式。然后,运用传递函数方法,获得机翼响应在频域的解析解,通过Laplace数值逆变换求得机翼在时域内的响应。通过与已有文献结果对比,验证了本文方法的正确性。最后,采用该方法求解了“1-cos”型阵风和连续大气湍流作用下的机翼响应,并对结果进行了分析讨论。     

基于螺旋桨滑流效应的大展弦比机翼气动弹性分析

以高空长航时大展弦比太阳能无人机机翼为研究对象,针对分布式电驱螺旋桨滑流和大展弦比机翼之间耦合的复杂气动干涉问题,采用滑移网格方法、动网格技术、SST k-ω RANS湍流模型和CFD/CSD （Computational Fluid Dynamics/Computational Structural Dynamics）双向流固耦合技术,研究了螺旋桨不同转速、布局方式和气动阻尼对机翼气动弹性响应的影响。数值计算结果表明,螺旋桨滑流会改变机翼表面的压力分布;螺旋桨流场对机翼的扰动频率接近机翼的结构固有频率时,机翼会发生共振;螺旋桨的位置越靠近翼尖,或螺旋桨的数量增多,都将增加机翼气动弹性响应的幅值。     

小长径比弹丸加装大展弦比尾翼的气动特性研究

为了提高小长径比弹丸射击质量,设计了一种大展弦比张开式尾翼,采用AUSM+格式、SST(shearstress transport)湍流模型和隐式算法(lower-upper symmetric Gauss-Seidel implicit method, LU-SGS),求解三维RANS 方程,对前体形状完全相同,不同展弦比的3 种尾翼弹进行了数值模拟,得到了三者在马赫数1.5~3.5 下的气动力特性的差异,分析其原因,并给出了不同展弦比张开式尾翼的适用范围. 计算结果表明:C型弹的升阻比较B 型弹在1.5 马赫数区域附近增加了7% 以上,当马赫数达到2.5 以上时,A 型弹的升阻比大于B 型弹和C 型弹,在3.5 马赫数区域附近A 型弹的升阻比较B 型弹增加了5.4% 以上. 3 种弹丸的俯仰力矩系数随着马赫数的增大而负向减少,且减少的趋势随着展弦比的增加而增大. A 型弹、B 型弹、C 型弹的静稳定裕度的变化范围分别为4%~20.3%,8.5%~23.2%,11.4%~25.6%.     

铺层参考方向选取对大展弦比机翼静气弹特性影响

以大展弦比机翼为研究对象,利用流固耦合方法对复合材料机翼铺层参考方向进行了数值模拟研究,分析了铺层参考方向轴偏角的改变对大展弦比机翼静气动弹性的影响．研究表明：铺层参考方向轴偏角的改变会对机翼气动弹性产生显著的影响．机翼的总体变形与扭转变形随着参考方向轴偏角的改变呈现周期分布;沿着机翼各个方向的挠度也会因为参考方向轴偏角的改变而产生不同的响应．     

基于卷积神经网络和松鼠优化算法的机翼结构混合优化设计#br#

针对大展弦比机翼的结构轻量化优化设计,提出了一种高效的布局和尺寸混合优化方法．在CFD/CSD气动弹性计算的基础上,对不同的结构变量进行统一编码,使用一维卷积神经网络建立代理模型,并使用松鼠优化算法建立了混合优化模型进行搜索寻优．以某型太阳能无人机的机翼结构优化为例,优化结果表明翼肋的布局变量和翼梁的尺寸变量之间存在着耦合关系,使用松鼠优化算法相比于遗传算法节省了35 %~45 %的计算成本,且混合优化后的结构比原始结构减重4.1 %,验证了该方法的有效性．     

基于传递函数法的带多个外挂机翼颤振分析

基于带外挂机翼结构和气动特点，使用带有半解析半数值特性的传递函数方法进行处理．首先，通过机翼的运动微分方程、二元机翼非定常气动力Therdorson 模型、结合外挂挂载处的内力平衡与位移状态条件，得到了三维的带多个外挂大展弦比机翼的颤振微分方程．进而，使用传递函数方法，先将颤振计算方程整理成为状态空间方程形式，结合求解复特征值的方法，完成了带多个外挂大展弦比机翼的动气动弹性稳定性分析．对比已有文献的计算结果以及通过有限元方法进行的仿真结果，证实了文章所提计算方法的准确性和高效性，结合传递函数方法的优势，进一步将文章方法拓展到机翼的固有频率和发散速度求解．文章结尾，分析了外挂数量、外挂质量、转动惯量及位置分布等变量对带多个外挂大展弦比机翼的动气动弹性稳定性的影响．     

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

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。     

基于动力学响应的多组件系统布局优化方法

针对圆形安装板上多组件布局问题,以组件系统静平衡性为约束,以系统在随机振动下的动力学响应为优化目标,建立了多组件系统的动力学布局优化模型。针对所建立的优化模型,提出采用序列二次规划方法和改进遗传算法相结合的策略进行多约束条件下的组件布局优化。最后,对两个典型算例进行了动力学优化计算,结果表明,本文所建立的优化模型在多约束的情况下可提高组件系统的动力学性能,满足静力学和动力学性能要求。     

Effects of aspect ratio on flapping wing aerodynamics in animal flight

Morphology as well as kinematics is a critical determinant of performance in flapping flight.To understand the effects of the structural traits on aerodynamics of bioflyers,three rectangular wings with aspect ratios（AR）of1,2,and 4 performing hovering-like sinusoidal kinematics at wingtip based Reynolds number of 5 300 are experimentally investigated.Flow structures on sectional cuts along the wing span are compared.Stronger K-H instability is found on the leading edge vortex of wings with higher aspect ratios.Vortex bursting only appears on the outer spanwise locations of high-aspect-ratio wings.The vortex bursting on high-aspect-ratio wings is perhaps one of the reasons why bio-flyers normally have low-aspect-ratio wings.Quantitative analysis exhibits larger dimensionless circulation of the leading edge vortex（LEV）over higher aspect ratio wings except when vortex bursting happens.The average dimensionless circulation of AR1 and AR2 along the span almost equals the dimensionless circulation at the 50%span.The flow structure and the circulation analysis show that the sinusoidal kinematics suppresses breakdown of the LEV compared with simplified flapping kinematics used in similar studies.The Reynolds number effect results on AR4 show that in the current Re range,the overall flow structure is not sensitive to Reynolds number.     

Aerodynamic optimization of 3D wing based on iSIGHT

A method for combining the CFD software,Fluent,with the iSIGHT design platform is presented to optimize a three-dimensional wing to ameliorate its aerodynamics performance.In the optimization design,two kinds of genetic algorithms,the Neighborhood Cultivation Genetic Algorithm（NCGA）and the Non-dominated Sorting Genetic Algorithm（NSGAII）,are employed and the Navier-Stoke（N-S）equations are adopted to derive the aerodynamics functions of the 3D wing.The aerodynamic performance of the optimized wing has been significantly improved,which shows that the approach can be extended and employed in other cases.     

高升阻比乘波构型优化设计

在M∞ =6, 30km高空条件下,以升阻比为目标函数,进行了锥形流乘波体的黏性优化设计,讨论 了影响乘波体升阻比的因素,并对优化结果进行了数值验证. 结果表明：对于升阻比最大的 黏性优化乘波体,存在最优圆锥角使得源自该基本流场的乘波体升阻比最大;摩阻和波阻处 于同一量级;体积率、细长比和展长比都随着基本流场圆锥角的增大而增大.     

高空长航时无人机高升阻比两段翼型设计研究

针对某特定无人机的使用设计要求,在单段翼型设计研究的基础上,尝试了高升阻比低雷诺数两段翼型的设计方法的分析与研究.采用求解椭圆型方程加控制点约束条件的"椭圆-控制点切割法"完成了两段翼型外形的生成,并针对巡航构型的襟翼偏角对缝道参数进行了优化;应用MSES计算分析程序对所设计的两段翼型的气动特性进行了分析评估.计算结果表明:本文所设计的两段翼型的最大升力系数达到2.72,最大升阻比为158.71;与原始单段翼型相比,最大升力系数增大了74.35%,最大升阻比增大了28.64%.     

基于遗传算法的水轮机振动参数识别

通过对水轮机现场测试数据的频域分析，建立了测点位移响应的参数正模型。并基于遗传算法，建立了在时域内识别结构振动参数的数值方法，采用该方法对水轮机位移响应正模型的待定参数识别进行了研究。计算结果表明，所建立的基于遗传算法的参数识别方法具有良好的稳定性、抗观测噪声能力和较高的识别精度，能够反演出比较符合实际情况的位移响应振动模型。这就为荷载识别、结构优化和预报减震效果等后续工作提供了可靠的实施前提。     

The role of plastic deformation on the impact behaviour of high aspect ratio aluminium foam-filled sections

The main objective of this work is to investigate the role of the plastic deformation of metal foams on the dynamic behaviour of aluminium foam-filled columns with respect to their energy absorbing capabilities. The influence of the cross-section shape as well as other parameters is thoroughly studied. A comparison with correspondent hollow-sections is performed concerning the dissipation of kinetic energy and the obtained deformed profiles. For this particular purpose, three-dimensional finite element modelling dynamic analyses are carried out using ABAQUS/Explicit in order to achieve an in-depth study of the structural crash behaviour, during which energy needs to be absorbed in a controlled manner. A comprehensive numerical study of the crush behaviour of aluminium foam-filled sections undergoing axial compressive loading is performed. The results obtained are also analysed with respect to the reduction in the length of the structural element and impact time, the effect of friction between the foam and the outer skin, the energy decomposition, the role of plastic deformation, the influence of the skin material and impact velocity, and the influence of the shape of the cross-section on the impact behaviour. A comparison with existing analytical expressions is made in order to corroborate the numerical results.