根据大展弦比飞机机翼弯曲变形大、配平试验风速变化范围广等特点,在已有数据处理方式基础上,结合地面加载试验,基于数据聚类思想建立了一种新的快速数据处理方法。通过对某大展弦比柔性飞机风洞配平试验数据聚类分析,快速得到各风速下机翼的应变量,并与地面加载试验拟合函数进行插值,使得在风洞试验过程中可以对柔性机翼载荷进行快速计算,从而更好地指导不同车次风洞试验,提高试验的安全性与效率。与风洞天平试验数据处理结果的对比也表明:改进的聚类方法处理结果准确,对高频率的数据采集结果有较高效率和可靠性。

以AGARD445.6硬机翼为研究对象,发展了基于计算流体力学与模态叠加的并行流固耦合方法,计算该机翼在不同初始迎角、不同来流速度的气动弹性时域响应,结果表明初始迎角小于7°时,该机翼颤振速度随着初始迎角增加而降低;初始迎角7°~10°,颤振速度随着迎角增大而增加。在10°迎角条件建立了基于径向基神经网络的非定常气动降阶模型,准确预测不同速度、减缩频率的非定常气动力,并使用时域龙格库塔法和频域VG法预测10°迎角的颤振特性;建立考虑初始迎角输入的非定常气动降阶模型,预测机翼不同初始迎角的颤振特性。基于降阶模型的初始迎角对颤振边界影响的机理分析表明小迎角时,随着迎角的增加广义力系数幅值比增加,导致颤振速度的下降;迎角大于7°后展向涡改变了机翼表面压强分布,导致一扭广义力系数幅值比降低,从而增加该机翼颤振速度。

采用气动力/热/结构耦合的方法对高速细长体飞行器结构热静气动弹性问题进行了研究.为保证耦合计算精度,达到准确预测热气动弹性特性的能力,气动力和气动热计算采用CFD数值模拟方法,热应力和热变形计算采用有限元方法并通过热考核试验验证.以该简单细长体飞行器模型为研究对象,对其热静气动弹性特性进行了计算与分析,计算结果表明:CFD/CSD耦合可准确模拟热气弹问题,且气动加热造成结构温升不均衡是结构变形的主导因素,力热耦合静气弹变形与单纯受力分析变形形式不同,对飞行器气动特性影响规律不同.准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要.

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.