后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点,以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象,首先建立结构有限元模型,并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态,采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力;然后采用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换,建立两种构型机翼的气动弹性模型;最后利用线性高斯二次型(LQG)法设计控制律进行颤振主动抑制,分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%,其提升效果优于常规舵面,所需舵面偏转峰值更小。

针对翼型后缘连续变弯度运动中后缘边界精确数值模拟的问题,提出了基于二维多项式的时空曲面拟合方法,实现了对后缘边界时空位置的精确模拟。在此基础上,基于OpenFOAM发展了翼型后缘连续变弯度与大幅度俯仰运动耦合的运动边界数值模拟,并计算了翼型耦合运动的气动力,讨论了后缘线性/非线性变形对翼型大迎角动态气动特性的影响规律。结果表明后缘运动对翼型俯仰运动的升阻特性影响显著,特别在翼型大幅度俯仰时后缘非线性变形对升阻特性改善效果比线性变形大6%~10%。同时还研究了翼型俯仰与后缘变形运动相位差对气动特性的影响。特别地,当相位差为180°时,后缘运动使动态失速时的最大升力提高50.3%,平均升力提高34.6%;当2种运动相位差为0°时,后缘运动使动态失速时的最大阻力降低39.7%,平均阻力降低30.2%,最大升阻比提高22.3%,平均升阻比提高16...