一种跨音速伺服气动弹性分析方法
超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法
超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法
张伟伟;樊则文;叶正寅;杨炳渊
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】2003(021)006
【摘要】针对超音速和高超音速流动的特点,分析并检验了各种气动力工程算法(牛顿法,切楔/切锥法,活塞理论,激波膨胀波法等),并将其推广运用于超音速和高超音速机翼的非定常气动力的计算中.通过与机翼结构运动方程的联立求解,在时间域内实现了超音速和高超音速机翼颤振的数值模拟.通过与实验结果的比较,证明该方法具有较高精度,误差能控制在10%左右.
【总页数】5页(P687-691)
【作者】张伟伟;樊则文;叶正寅;杨炳渊
【作者单位】西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072;西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072;西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072;上海航天局,上海,200233
【正文语种】中文
【中图分类】V215.3;O354.3
【相关文献】
1.一种超音速高超音速动导数的高效计算方法 [J], 刘溢浪;张伟伟;田八林;叶正寅
2.结构非线性机翼的超音速和高超音速颤振 [J], 郑国勇;杨翊仁
3.超音速、高超音速飞行器动导数的高效计算方法 [J], 卢学成;叶正寅;张伟伟
4.高超音速双楔形升力面的主动热气动弹性控制问题的研究(英文) [J], Laith K Abbas;陈前;Piergiovanni Marzocca;Gürdal Zafer;Abdalla Mostafa
5.一种高超音速热气动弹性数值研究方法 [J], 张伟伟;夏巍;叶正寅
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基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究
流场划分网格， 假定流体守恒量 Ｑ定义在每个格子中心 ， 且在每个格子中是常数 ， 将
积分方 程用 于每 个小格子 ， 可得 如下离 散方 程 ：
＝
（） ２
ｈ 为 网格单 元的体 积 ，
网格单 元 的有粘 净通量 。
为流体 流出 网格单 元 的无粘 净通 量 ， ） 为流体流 出 ∞（
变形越接近刚性变形 ， 越靠近外边界变形越小。余弦函数Ｉ ’ Ｉ 就满足这样的条件。
Ｊ Ｏ（ ＝ＧＳ
）
＿ｌ ～ ，
则当 ＿ （ 『 内边界 ） Ｏ ＝１当 Ｊ （ ＝１ 时 ｔ ， ＝ ｉ 。 外边界） 以 ＝ ， 时 ０ 由于可 以将计算网格当作 准二维网格 ，而且气动弹性变形仅仅在法向变形量值又很小，故气动网格点法向坐标变
第３ 期
基于 Ｅ ｌ ／ Ｓ ｕ ｒＮ— 方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究 ｅ
２ ５
１４ 计 算模 型及 网格 ．
本文算例采用的模型是 Ｏ Ｅ Ａ Ｍ Ｎ Ｒ ６机翼 ， 展弦比为 ３８ ， ．０ 梢根 比为 ０５ １ ， ．６８ 前缘后 掠角 ２ ．０ 。后缘后掠角为 １．。展长 ７４ 米 ， ９ ９８， ５ ８， ．ｌ 刚轴位于机翼弦剖面 ２％弦长处。 ７ 状态
对 于 Ｅ ｌ 方程 物面上 采用 无穿 透速度 边 界条件 ， ｕｅ ｒ 而对 于 Ｎ—Ｓ方 程物 面上采 用无滑
移速度边界条件。Ｅ ｌ 方程和 Ｎ— 方程都采用绝热壁边界条件 、 ｕｒ ｅ ｓ 对称面边界条件和远 场无 反射 边界 条 件 。
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化 由下式确 定 ， 另外 两个 方 向的坐标不 变 ：
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第 ２ 卷第 ３ ３ 期
一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法
真 。文献 ［ ２ 运 用 该 模 型在 状 态 空 间实 现 了气 １］ 动弹性 系统 的时域 分 析 。文 献 ［０ １ ，２ 中给 出 的 １ ，１ １ ］ 算 例表 明 ， 当地流 活塞理论 在 马赫 数从 １ ２到 ｌ ． ０范 围 内， 迎角 在 １。 对 ５ 内的尖头 和钝头 外形 都具 有与非 定 常 Ｅ ｌｒ ｕ 方程相 当 的计算 精度 ， ｅ 而其计 算效 率却 高
气动伺 服 弹性 问题是 由于伺 服控 制 系统 的引入 而产 生 的飞行控 制与 气动 弹性 力学相 互耦 合 的气动 弹性 问题 。飞行 器在 飞行 中传感 器 除 了接 收 飞行器
的飞行 姿态 信号 外 ， 同时还 会接 收结 构 的振 动信 号 ，
件下气 动力 计算精 度 与计算 效率之 间 的矛盾
出 ２ 量级 。这 种改 进 的当地流 活塞 理论对 弹 头 的 个
钝体外 形 和弹翼 的尖 薄 外 形都 有 不 错 的适 应 性 ， 从
而使 得全 弹 的非 定 常气动 力表 达式 可 以很好 地 统一 起 来 ， 便于 系统 的分析 。 更 对气 动 伺 服 系统 稳 定性 的分析 ， 目前 采用 得 比
。
张 伟 伟 等人 运 用 现 代 Ｃ Ｄ技 术 对 当 地流 活塞 Ｆ
理论进行 了改进 。并 将其 应用 到 时域气 动 弹 性仿 。，
该信 号通过 控制 器作 用将 反馈 于舵 面形成 舵面 的高 频振 动 。这 一高 频振 动模 态与原 有 的结构振 动模 态 耦合 ， 可能 会降低 原有 气动 弹性 系统 的稳 定性 ， 而 从
响 。算 例 结 果 与理 论 分 析相 吻 合 ， 明 该 方 法 能 简 便 的 对 全 机 、 弹 复 杂 外 形 的 气 动 伺 服 弹 性 正 问 题 进 行 高 效 准 表 全
国外飞行器气动伺服弹性研究概况
武器系统 本文2000-04-07收到,作者系中国航天机电集团公司三院三部研究员图1 气动伺服弹性力学三角形国外飞行器气动伺服弹性研究概况陈 文 俊 摘 要 简述了下列问题:结构固有振动和非定常气动力计算方法;气动伺服弹性建模及模型简化;气动伺服弹性分析方法和计算机程序;结构/控制一体化设计;气动加热对气动伺服弹性不利影响;气动伺服弹性分析和设计技术的应用情况。
主题词 气动伺服弹性力学气动伺服热弹性力学 结构/控制一体化设计概 述气动伺服弹性力学主要是研究飞行器在弹性力、惯性力、空气动力和控制力(乃至热力)的作用下所引发的各种力学现象的一门综合性学科。
也可概括地说,气动伺服弹性力学是结构动力学、非定常空气动力学和自动控制系统动力学三者的交叉科学(见图1)。
气动伺服弹性力学现象十分广泛,基本上可归结为两类问题,即稳定性问题(如颤振和发散)和响应问题(如抖振和突风响应)。
它们影响飞行器的疲劳寿命、乘坐品质和有效载荷,特别是不稳定现象降低了机动性,限制了飞行包络,甚至会导致灾难性事故。
随着飞行速度的提高和智能材料的开发,气动伺服弹性力学势必面临更严峻的挑战。
气动伺服弹性力学已经成为国际上的热门研究课题。
气动伺服弹性研究是随着人类航空航天活动和飞行器的发展而不断进化的。
在结构分析方面,由简单梁理论发展为复杂的有限元分析;空气动力理论则由片条、活塞和准定常理论进化为完全非定常升力面理论;控制系统分析亦由单变量输入/单变量输出系统的频域乃氏稳定性判断扩大到多变量输入/多变量输出系统的状态空间鲁棒性估计;智能材料正在与复合材料相结合;结构/控制一体化设计必将取代结构和控制设计分别进行的传统做法。
1 结构分析和非定常空气动力计算1.1 结构固有振动分析结构的模态参数(固有频率、固有振型、广义刚度、广义质量和阻尼系数)是气动伺服弹性分析的原始数据。
对于细长机(弹)身和大展弦比升力面,可用梁模拟其变形形态,并用Rayleig h -Ritz 能量法计算其固有振动特性;对于小展弦比复杂结构升力面,则通常采用有限元建模,并用子空间迭代法、兰佐斯法、吉文斯-豪斯霍德法求解矩阵特征值问题。
某民用飞机气动弹性设计技术研究
某民用飞机气动弹性设计技术研究摘要：近年来，民用飞机已经成为人们出行的主要工具，为人们生活带来了诸多便利条件，广受大众欢迎和青睐。
但是，与其他发达国家相比，我国飞机设计技术研究较晚，在气动弹性设计方面存在一些争议。
就民用飞机来说，气动弹性设计是飞机整体设计的重要组成部分，也是关键技术。
一般情况下，民用飞机将发动机吊挂在翼下，飞机机翼安装过程中，必须结合翼尖、翼梢特点综合考虑，分析其对气动弹性变形、气动载荷重新分布、气动弹性稳定性可能产生的影响，为气动弹性设计提供参考依据。
同时，设计过程中，应按照相关法律法规运用技术、开展工作。
关键词：民用飞机；气动弹性；设计技术；研究民用飞机气动弹性设计，是为了确保飞机飞行过程中气动弹性稳定性。
气动弹性指的是气流中，弹性物体的力学行为，其设计要考虑到气动力与弹性体间的相互影响关系。
气动力和惯性力共同作用于飞机结构，进而造成动、静态弹性变形，反之弹性变形对气动力、弹性力和惯性力产生影响。
这种相互作用被称为气动弹性效益。
气动弹性设计与飞机性能、品质、安全性密切相关，若气动弹性设计技术使用不当，设计不合理，则会成为其他结构设计的不利因素，甚至遗留安全风险，进而气动弹性设计成为飞机设计中的核心技术之一。
1.民用飞机气动弹性设计问题早期制造民用飞机过程中，由于气动弹性设计问题留下安全隐患引发安全事故例子有很多，我们必须接受教训，对气动弹性设计技术研究加强重视程度。
设计后进行试验模拟，确保飞机飞行包线内不发散、颤振、嗡鸣，保证气动伺服弹性与其他弹性稳定，设计过程中，需要制定周密计算、安排、试验才得以实现。
试验中若飞机包线内发生不稳定现象，则必须找到原因、改进结构，严格控制飞机进入飞行阶段后的飞行状态。
民用飞机气动弹性设计目的除了预防飞机发生气动弹性不稳定状况，还有就是通过气动弹性特点，促进飞机性能的提升，所以应将气动弹性设计纳入整体设计目标中，结合飞机其他关键设计共同研究。
基于能量法的跨声速风扇叶片气弹稳定性研究
基于能量法的跨声速风扇叶片气弹稳定性研究赵瑞勇;杨慧;王延荣【摘要】Based on energy method,the aeroelastic stability of transonic fan blade was analyzed by weak coupling method.The data exchange ofCSD/CFD was achieved by the 3D linear interpolation method.The mode shape and natural frequency of the blade was calculated by the Finite Element（FE） method.The numerical simulation of the unsteady flow field for NASA R67 fan blade in the different vibration modes was conducted by the FLUENT dynamic mesh technology.The cycle accumulated aerodynamic work and aerodynamic damping of blade surfaces at the first three vibration mode was obtained.The effect of shock wave on the aeroelastic stability of transonic fan blade was discussed.%基于能量法原理,采用弱耦合的方法对跨声速风扇叶片进行气弹稳定性分析;采用3维线性插值算法编程实现CSD/CFD数据交换。
利用有限元法计算叶片的模态振型和固有振动频率;应用FLUENT动网格技术,对NASA R 67风扇叶片在不同模态振动下的非定常流场进行数值模拟,给出在前3阶模态振动下叶片表面的周期累积气动功和气动阻尼,并探讨了激波对跨声速风扇叶片气弹稳定性的影响。
综合运用试验和计算研究方法解决飞机气动伺服弹性问题
综合运用试验和计算研究方法解决飞机气动伺服弹性问题王朋
【期刊名称】《试飞研究》
【年(卷),期】2000(000)003
【总页数】7页(P2-8)
【作者】王朋
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V215.3
【相关文献】
1.气动伺服弹性技术在飞机设计中的应用 [J], 陈桂彬;邹丛青
2.飞机的气动伺服弹性横侧向风洞试验研究 [J], 章俊杰
3.民用飞机气动伺服弹性稳定性分析研究 [J], 匡群;赵晶慧;刘军
4.民用飞机气动伺服弹性试飞激励响应仿真研究 [J], 雷鸣;杨飞;霍幸莉
5.BW-1变稳飞机纵向地面伺服弹性问题试验研究 [J], 赵利群
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第24卷第11期 V ol.24 No.11 工 程 力 学 2007年 11 月 Nov. 2007 ENGINEERING MECHANICS158————————————————收稿日期：2006-04-20；修改日期：2006-07-03基金项目：国家自然科学基金(10432040, 10572120)；西北工业大学博士论文创新基金(CX200402)作者简介：*张伟伟(1979)，江苏人，博士，主要从事流体力学和流固耦合力学的研究(E-mail: zww12345@)；叶正寅(1963)，湖北人，教授，博士，翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室主任，主要从事流体力学和流固耦合力学的研究(E-mail: yezy@)；张陈安(1982)，广西人，博士生，主要从事流体力学和流固耦合力学的研究(E-mail: zhch_a@).文章编号：1000-4750(2007)11-0158-06一种跨音速伺服气动弹性分析方法*张伟伟，叶正寅，张陈安(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室，西安 710072)摘 要：基于CFD 技术，运用系统辨识方法，建立了基于模态坐标的跨音速气动力降阶模型(ROM)。
耦合气动状态方程、结构状态方程和伺服状态方程，建立了一个适合跨音速伺服气动弹性分析的数学模型。
算例首先通过对比基于ROM 技术的分析结果和直接仿真结果，以证明该模型的正确性和精度。
在保证精度的同时，其计算效率比直接耦合CFD 技术的仿真方法高1个～2个数量级。
算例还研究了传感器安放位置和结构陷幅滤波器对该导弹伺服气动弹性特性的影响，结果显示结构陷幅滤波器的引入可以显著地降低开环气动弹性系统和控制系统的 耦合。
关键词：跨音速；伺服气动弹性；颤振；导弹；CFD 中图分类号：V211; O354.5 文献标识码：AA METHOD FOR AEROSERVOELASTIC ANALYSISIN TRANSONIC FLOW*ZHANG Wei-wei, YE Zheng-yin, ZHANG Chen-an(National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)Abstract: Based on computational fluid dynamics and system identification technique, the reduced order model (ROM) for transonic unsteady aerodynamics stemmed from the structural mode coordinates is firstly established. Coupled aerodynamic state equations, structural state equations and servo state equations, a model for transonic aeroservoelastic analysis are developed. The results computed by analytical method based on ROM are compared with those by CFD direct simulation method, which are used to demonstrate its correctness and precision. The computational efficiency is improved by 1~2 orders while retaining the accuracy of the CFD based direct simulation method. Then the examples show the effect of the sensor’s locations on the aeroservoelastic system. Finally, the study indicates that the addition of structural filter can reduce the effect of the active control system on the open loop aeroelastic system.Key words: transonic flow; aeroservoelasticity; flutter; missile; CFD气动弹性分析是现代飞行器设计中一个非常重要的环节。
跨音速流动中，由于激波位置对结构的振动很敏感，并且存在较强的迟滞效应，飞行器的颤振边界在跨音速区常常出现一个凹坑，使得跨音速颤振问题成为整个飞行包线内气动弹性问题的瓶颈。
就国内而言，大多数型号研制过程中都或多或少地遇到了跨音速气动弹性问题，并耽搁了研制进程。
工程力学 159对于细长体导弹而言，控制系统一般是针对刚体和定常气动特性设计的。
然而，实际飞行中，传感器不仅将刚体运动的信号，而且将弹身弹性运动的信号送入控制器，引起控制面的动态运动，控制面的气动力又反馈作用于振动的弹性体。
由于结构、气动力与控制系统三者的耦合，使系统的动态特性产生很大变化，从而形成伺服气动弹性问题。
对于亚、超音速伺服气动弹性问题而言，工程上通常使用一些简化的气动力模型[1~3]，如适用于弹身的细长体理论、适用于翼面的准定常模型、希尔道生理论、活塞理论等。
但是这些模型针对不同部件和计算状态的表达式不统一，不便于伺服气动弹性系统的统一分析和设计；其使用范围有限，不能用于跨音速、大攻角等非线性流场的气动力分析。
20世纪90年代以来发展的基于Euler/NS方程的非线性流场分析技术为跨音速气动弹性的数值分析提供了一种新的途径。
Bennett等在文献[4]中给出了详细的综述。
在国内，叶正寅[5]、陆志良[6]、Yang Guowei[7]等先后运用CFD 技术开展了带有气动力非线性的气动弹性研究。
这种直接耦合方法主要的局限是计算量太大，不适合气动弹性的定性分析和参数设计。
因此，就目前的气动弹性研究现状来看，该学科出现了两对矛盾：计算效率和计算精度；系统的复杂性和易分析、易设计性。
如何解决或缓和这两对矛盾成为该学科的研究热点。
基于CFD技术的降阶气动力模型(Reduced Order Model, ROM)。
在一定程度上可以解决这两对矛盾。
Dowell[8,9]等、Lucia[10]等和Raveh[11]分别侧重不同方法进行了综述和展望。
Stephens[12]等运用系统辨识方法建立ROM模型，基于Matlab环境，运用Simulink技术，实现了跨音速伺服气动弹性的时域仿真。
本文在文献[13]的基础上，建立了跨音速导弹伺服气动弹性分析模型，在状态空间实现了系统的稳定性特性分析，并研究了传感器安放位置对系统特性的影响。
1 研究方法1.1 非定常气动力模型精确的非定常气动力模型是开展气动弹性研究的基础。
近年来发展的基于CFD技术的跨音速非定常气动力的降阶方法(ROM)为跨音速伺服气动弹性分析和设计作了很好的准备。
相比于直接耦合流场求解器的气动弹性仿真方法而言，基于ROM 技术的气动弹性分析方法具有效率高、容易实现复杂系统的定性分析等优点。
基于Euler方程的流场求解技术已经可以模拟存在强激波和激波运动的非定常流场，与基于NS 方程的流场求解技术相比更成熟，计算量更小。
本文采用基于非结构动网格技术的Euler方程计算气动力，可以用于全机、全弹等复杂弹性体动态变形时非定常流场的计算。
其具体过程详见文献[14]。
通过给定的模态运动(输入)，运用上述的流场求解器计算出非定常模态气动力(输出)。
承接文献[12,13]的基础，运用现代系统辨识方法实现了跨音速非定常气动力模型的降阶，得到如下状态空间的气动力模型：()()()()()()a a a aa a a a at t tt t t=+⎧⎨=++⎩x A x Bξf C x Dξf(1)其中：ax为状态向量，由结构广义位移ξ、速度ξ以及气动力增广项组成；af为广义模态气动力系数；0af为静态气动力系数。
由于静态气动力不影响动气动弹性的稳定性，故在下文的分析中都没有计入静态部分。
详细过程可参考文献[12,13]。
1.2 开环气动弹性模型结构运动方程可以表达为如下形式的状态方程：()()()()()()s s s s as s s s at t q tt t q t=⋅+⋅⋅⎧⎨=⋅+⋅⋅⎩x A x B fy C x D f(2)其中：sx为结构方程中模态位移和速度组成的状态变量；q为来流动压；sy为输出的模态位移；()af t 为模态气动力系数。
令T[,]of s a=x x x，组合结构状态方程(2)和状态方程(1)，可得到开环气动弹性状态方程(3)：T()()()()[,]()()() of of of ofof y z s of of of t t tt a t t t ω=⋅+⋅⎧⎪⎨==⋅=⋅+⋅⎪⎩x A x B Fy E x C x D F(3) 其中：s s a s s aofa s aq q+⋅⋅⎡⎤=⎢⎥⎣⎦A B D C B CAB C A，of⎡⎤=⎢⎥⎣⎦sBB，[]of of=⋅⋅sC E C,A0，[]of of=⋅⋅sD E C,B0，1111/,,/,00,,,n nn nzx z zx zzx zx××∂∂∂∂⎡⎤=⎢⎥⎣⎦E""，()tF为模态气动力，yω和za分别表示传感器安放处的俯仰角速率和法向加速度，zx i为传感器安放处的弹身纵向的各160 工 程 力 学阶振型值，n 为结构模态数。
1.3 闭环气动弹性模型建立了开环气动弹性模型之后，闭环气动弹性系统(ase)就可视为开环气动弹性系统(of)、伺服控制系统(c)和舵面气动力系统(ac)这三个子系统组合而成。
如图1所示。
图1 闭环气动弹性系统框图Fig.1 Block diagram of aeroservoelasticity伺服反馈系统的动态特性是由传感器、控制器、舵机等机构的动态特性组合而成的，我们用下面的伺服状态方程来表达：()()()()()()c c c c of c c c of t t t t t t β=+⎧⎪⎨=+⎪⎩xA xB yC xD y (4) 其中：β为操纵面的偏角(下偏为正)；c D 一般为零矩阵。