提出了一种大展弦比机翼管路的抗大变形设计与优化方法。首先建立了大展弦比机翼平板-不同布局管路的装配简化模型;然后分析了在机翼大变形下,管道的弯曲位置、弯曲半径、横向距离、弯曲角度等几种不同布局参数,对管路根部应力、最大应力和卡箍处变形的影响关系。结果表明弯曲位置与横向距离对应力有较大影响,弯曲位置靠近机翼根部可以降低管道根部应力,但是最大应力显著增加,横向距离的增加可以降低管路根部应力以及最大应力;弯曲位置和弯曲半径对卡箍处变形有较大影响,随着弯曲位置从机翼板根部向变形处移动,卡箍处变形量均先减小后增加,弯曲半径的增加会降低卡箍处变形量。采用遗传算法得到在机翼大变形下最优的管形布局,结果表明,卡箍附近最大应力比直管降低了51%。

机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

介绍了一种地面电磁干风洞的实验方法,可以利用电磁场和安培力实现气动力的模拟,在不接触模型的条件下对模型进行静态和动态加载。这在一些非气动力因素起主导作用的多学科动力学过程的研究中具有重要意义。为了验证实验技术的有效性,进行了一系列的验证试验,给出了静载荷试验和动态准模态试验的结果,证明了实验技术的可行性和有效性。试验结果与经典有限元仿真计算结果基本一致,研究表明,电磁干风洞装置可以准确地进行加载,取得合理的试验结果。

近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战。本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考。

机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显。针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较。结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高。采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10%以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7%;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大。

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-ωRANS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。

目的研究大展弦比机翼在飞行过程中，由于大变形造成几何非线性效应带来的几何非线性颤振问题。方法针对几何非线性颤振问题，设计相应的风洞试验模型，并完成不同变形下的颤振风洞试验，对机翼不同变形下的试验结果进行比较，摸清其几何非线性颤振特性。结果在几何非线性的影响下，机翼的颤振速度随着变形的增大而下降，并且发散模态及颤振频率都发生改变，大变形下的颤振速压下降到小变形时的71.7%。结论在研究大柔性、大展弦比机翼的气动弹性特性时，必须考虑几何非线性效应的影响，否则其颤振特性结论会存在较大的误差。

针对大展弦比复合材料机翼的非线性静气动弹性问题,采用CFD/CSD双向松流固耦合的计算方法,对相同厚度的复合材料机翼和铝合金机翼的非线性静气动弹性特性进行了研究。以Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,对气动载荷进行了求解,耦合求解了非线性结构运动方程;对不同攻角下复合材料机翼的结构特性、纵向气动特性及稳定性进行了研究,并将结果与等厚度的铝合金材料机翼进行了比较。研究结果表明:与铝合金机翼相比,复合材料机翼减重达到25.95%;在升力方向的弹性变形上,复合材料机翼比铝合金机翼增大约29.6%;复合材料机翼的刚度相比铝合金有所降低。

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.