【摘 要】
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以气弹特性与变形量为设计约束,利用MDO技术得到设计对象的结构刚度分布特性,以此建立刚度设计目标作为型号研制中的结构设计参考,使得设计出的对象结构满足相关气弹特性与变形量要求,以显著减少研制过程中的迭代次数,有效缩短研制周期,节约经费.本文采用的结构设计目标建立方法在当前型号研制中具有重要的应用价值.
【机 构】
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成都飞机设计研究所,成都,610091
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以气弹特性与变形量为设计约束,利用MDO技术得到设计对象的结构刚度分布特性,以此建立刚度设计目标作为型号研制中的结构设计参考,使得设计出的对象结构满足相关气弹特性与变形量要求,以显著减少研制过程中的迭代次数,有效缩短研制周期,节约经费.本文采用的结构设计目标建立方法在当前型号研制中具有重要的应用价值.
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阵风载荷研究一直是气动弹性力学的一个重要方面.本文以某常规布局飞机为研究对象,采用“1-cosine”型离散阵风模型,计算比较飞机在不同后掠角角度下离散阵风载荷结果.研究发现,在9°到35°范围内该飞机后掠角取约25°时,阵风产生的翼尖加速度最小.后掠角变化对于飞机阵风载荷影响较大.
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本文围绕弹性飞机进行滚转机动响应及载荷减缓控制分析.基于刚弹耦合理论和非定常气动力有理函数拟合,建立弹性飞机的状态空间方程,加入舵机系统及控制系统,得到闭环系统的状态空间方程;针对某小展弦比正常式布局飞机,建立结构有限元模型并划分气动网格,采用多控制面联合作动的控制方案,减缓滚转机动中飞机关键部位载荷.仿真结果表明,本文所提出的控制方案对载荷减缓是有效的.
飞机载荷计算是飞机设计流程中的重要环节,作为结构强度设计的初始数据输入,准确的飞行载荷关乎飞机结构减重设计的效果,与飞机的安全性、经济性密切相关.对于大型民用飞机而言,大展弦比柔性机翼的结构弹性变形会对气动载荷分布产生显著影响,因此,对刚体气动载荷进行准确的弹性修正至关重要.本文提供了一种根据风洞试验测压数据进行载荷弹性修正计算并选取飞机极限状态下关键载荷的方法，并得到以下结论：插值方式的选取对载
由于大变形几何非线性效应的影响,传统线性气动弹性的分析方法无法准确描述大展弦比机翼的阵风响应特性.本文采用非线性有限元与曲面非定常涡格法,对大展弦比机翼进行结构动力学分析与非定常气动力计算.建立了大展弦比机翼简谐阵风激励下的时域气动弹性响应进行非线性理论分析并与风洞试验进行对比.同时在大展弦比机翼的非线性静平衡位置进行线化,进行了机翼大变形的颤振分析.讨论在机翼在不同载荷静变形以及不同阵风激励下的
非线性控制环节如舵机限速、时间延迟和控制面间隙等会影响到飞行器的性能和安全,阵风减缓中需要根据传感器信号迅速偏转操纵面,研究这些非线性环节的影响是非常必要的.以往的文献在阵风建模计算中,将舵机考虑成三阶传递函数或者改写成状态空间形式,不能考虑限速、限幅;本文使用时域方法在Matlab/Simulink(R)中构建阵风仿真框架,给出了可以考虑限速、限幅以及控制面间隙的舵机模型.针对某风洞试验飞翼模型
本文以国外飞翼布局飞机为参考,从总体设计方案、模型有限元设计、结构详细设计、传感器布置等方面进行弹性飞机低速风洞模型的设计研究.通过风洞、加工厂、仿真计算几方面的协调确定最终的模型方案,并动手完成制作工作.最后得到了可以进行阵风减缓试验的风洞模型.
飞行器遭遇大气湍流等阵风作用将导致飞行器结构剧烈振动,影响旅客舒适度,严重的将导致结构破坏.CFD(Computational fluid dynamics)模拟目前广泛应用于飞行器气动分析、优化设计当中.如何将高精度的CFD模型应用于控制设计及阵风减缓中,在工程设计中具有重要意义.对此,本文从非线性流固耦合系统方程出发,通过对流固耦合系统微扰理论而建立考虑阵风影响的气动伺服弹性系统状态空间方程,
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