大展弦比无人机机翼预变形研究

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大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析

⼤展弦⽐机翼的有限元模态及谐响应分析2019-10-30【摘要】本⽂⾸先介绍了对机翼进⾏模态分析和谐响应分析的重要性和必要性[1]；以⼤展弦⽐全球⽆⼈机为例，⽤catia有限元软件进⾏机翼的建模，利⽤⽹格前处理软件icem进⾏流场域和机翼的⽹格划分；将⽹格⽂件代⼊fluent计算出在飞⾏中机翼所受到的⼒，将所受到的⼒代⼊ANSYS中进⾏机翼的模态分析，得到机翼的前六阶频率和变形量；之后再进⾏机翼的谐响应分析，得出机翼的频谱图；综合模态分析和谐响应分析，得出材料为钢的的机翼共振频率为700Hz（±10Hz）。

【关键词】模态分析；谐响应分析；频谱图；共振频率Modal and Harmonic Response Analysis of Large Aspect Ratio WingJIA Xi-lin CHEN Bai-song（The Aviation University of Air Force， Changchun Jilin 130000， China）【Abstract】Firstly introduces the necessity and importance of the modal analysis and harmonic response analysis of the wing ； Such as the exhibition string than global unmanned aerial vehicle ， Using finite element software catia to modal the wing ，using the grid processing software icem to mesh the flow filed and the wing； put the grid file into fluent to calculate the force of the wing， put the force into ansys to analysis the modal of the wing to achieve the first six order frequency and deformation ； analysis the harmonic response of the wing to achieve the wing figure of spectrum ； Combined with the modal analysis and harmonious response analysis，get the resonant frequency of the wing made of steel is700Hz（±10Hz）.【Key words】Modal analysis； Harmonic response； Figure of spectrum； Resonant frequency0 引⾔现代飞机利⽤增⼤展弦⽐的技术来获取飞机性能的提升和亚⾳速航程的增⼤，但在飞⾏中，⼤展弦⽐飞机的机翼更容易受到来⾃不同⽅向的⽓流扰动，造成机翼的弯曲变形，扭转变形，甚⾄损坏。

大展弦比飞翼结构形状_尺寸综合优化设计

2007年10月强度与环境 Oct.2007 第34卷第5期STRUCTURE & ENVIRONMENT ENGINEERING V ol.34, No.5大展弦比飞翼结构形状、尺寸综合优化设计王伟杨伟常楠（西北工业大学航空学院，西安 710072）摘要：为了降低无人机机翼的结构重量，对某型大展弦比复合材料飞翼结构进行了形状与尺寸综合优化设计。

在形状优化层次重点考虑主承力元件翼梁的位置，尺寸优化主要考虑各元件的几何尺寸。

采用NASTRAN进行尺寸优化，并将优化结果作为复合形法进行形状优化迭代的根据。

最后对整个结构的优化结果进行了详细有效的分析，可以看出，优化结果符合结构受力特点，减重效果明显。

关键词：大展弦比飞翼；形状优化；尺寸优化；复合形中图分类号：V221 文献标识码：A 文章编号：1006-3919(2007)05-0049-09Integrate shape/size optimization into a high aspect-ratioflying wing designWANG Wei YANG Wei CHANG Nan(College of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China) Abstract: In order to reduce structural weight of aircraft, in this paper, integrate shape/size optimization was utilized to a high aspect-ratio flying wing structure design. The shape optimization was mainly used to find the optimal locations of the longitudinal wing spars and the size optimization removes the redundant weight on all structural components. To begin with the integrate shape/size optimization, NASTRAN was used in size optimization, and then the results were transfer to the complex methods which were used to dealwith shape variables as the basic of the complex operation. Finally, the results of the optimization were analyzed effectively, it is shown that the optimization results agree with loading conditions and the weight reduction was obvious.Key words: high aspect-ratio flying wing; shape optimization; size optimization; complex method1 引言结构优化设计通常是指在给定结构外形，给定结构各元件的材料和相关载荷以及整个结构的强度、刚度、工艺等要求的条件下，对结构进行整体和元件优化设计。

大展弦比飞翼结构拓扑形状与尺寸优化设计

密度法和ＥＳＯ（ＥｖｏｌｕｔｉｏｎａｙｒＳｔｒｕｃｔｕｒｅＯｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ）方法，并对ＥＳＯ方法进行改
进，使之适合机翼结构的拓扑优化设计优化设计，将复合形法与ＮＡＳＴＲＡＮ的改进的可行方向法相结合，分别优化翼梁的位置和机翼各元件的几何尺寸，两者相互交替，相互嵌套，最终完成了机翼结构的布局优化设计。在整个布局优化设计中，拓扑优化是独立的，形状优化与尺寸优化是相互关联的。第一级优化是第二级优化的基础，第二级优化是第一级优化的修正与发展。通过对大展弦比飞翼结构优化说明，本文所提的两级三层优化方法是可行的和有效的，有着很好的减重效果。关键字：大展弦比飞翼结构，布局优化，拓扑优化，ＥＳＯ，复合形法，
ｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｖａｒｉｏｕｓｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｒｅｄｕｃｅｄｔｈｅｄｅｇｒｅｅｏｆｃｏｍｐｌｅｘｉｔｙａｎｄｔｈｅｎｕｍｂｅｒｓｏｆｄｅｓｉｇｎｖａｒｉａｂｌｅｓ，ｗｅｍａｉｎｌｙｓｏｌｖｅｔｈｅｌａｙｏｕｔｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｓｐａｒｓ，ｗｉｔｈｔｈｅｓｔｒａｔｅｇｙｏｆｈｉｅｒａｒｃｈｙｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ，ｐｒｅｓｅｎｔａｔｗｏ－ｌｅｖｅｌａｐｐｒｏａｃｈｉｎｗｈｉｃｈｔｏｐｏｌｏｇｙ，ｓｈａｐｅａｎｄｓｉｚｉｎｇｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｗｅｒｅｉｎｃｌｕｄｅｄ．ＩｎｔｈｅｆｉｒｓｔｌｅｖｅｌａｎｉｍｐｒｏｖｅｄＥＳＯ（ｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｙｒｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ）ａｎｄｖａｒｉａｂｌｅｄｅｎｓｉｔｙｍｅｔｈｏｄｗｓａｕｓｅｄｔｏｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｔｈｅｏｐｔｉｍａｌｎｕｍｂｅｒａｎｄｐｏｓｉｔｉｏｎｏｆｓｐａｒｓａｎｄｉｎｔｈｅｓｅｃｏｎｄｏｎｅｈｙｂｒｉｄａｌｇｏｒｉｔｈｍｗｈｉｃｈｃｏｎｓｉｓｔｓｏｆｃｏｍｐｌｅｘｍｅｔｈｏｄａｎｄＭＳＣ．ＮＡＳＴＲＡＮｗｅｒｅｕｓｅｄｔｏｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｔｈｅｐｒｅｃｉｓｅｐｏｓｉｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｓｉｚｅｏｆａｌｌｗｉｎｇｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ．Ｔｈｅｃｏｍｐｌｅｘｍｅｔｈｏｄｉｓｕｓｅｄｔｏｏｐｔｉｍｉｚｅｔｈｅｓｈａｐｉｎｇｄｅｓｉｇｎ

大展弦比柔性机翼气动特性分析_马铁林

2007年7月第33卷第7期北京航空航天大学学报Journa l o f Be iji ng U nivers it y of A eronauti cs and A stronauti cs July 2007V o.l 33 N o 17收稿日期:2006-06-28作者简介:马铁林(1978-),男,黑龙江齐齐哈尔人,博士生,mati eli n@yahoo .co .大展弦比柔性机翼气动特性分析马铁林马东立张华(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100083)摘要:长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD )软件FLUENT 和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN 联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD /CSD 耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.关键词:CFD /CSD;大展弦比柔性机翼;静气动弹性;气动特性;一体化设计中图分类号:V 221;V 211.41文献标识码:A 文章编号:1001-5965(2007)07-0781-04Aerodyna m i c charact eristi c ana l y sis of hi g h -aspect rati o el a sti c w i n gM a T ielin M a Dong li Zhang H ua(S chool of Aeronau tic S ci en ce and E ngi neeri ng ,B eiji ng Un i vers i ty ofA eronau tics and A stron auti cs ,Beiji ng 100083,Ch i na)Abstr act :The aerodyna m ic perfor m ance and flying safety of l o ng -endurance unm anned aer i a l veh icle (UAV )are largely affected by the aer oe lastic d istortion of its high-aspect ratio w ing .H i g h -aspect rati o w i n g o fUAV is bended and t w isted by the air l o ad duri n g flight and couldn p t be treated as a traditi o na l rig i d w ing .The effect of static aeroe lastic distorti o n to t h e aerodyna m ic characteristic for a rea l h i g h -aspect ratio sweepfor w ar d w ing o f co m posite m ateria lunder d ifferen t load statusesw as analyzed .The i n tegrated design m ethod co m bined aerodyna m ic w ith str ucturalw as adopted in this ana l y sis using assoc i a ted co m puta ti o na l fl u i d dyna m ics (CFD )progra m FLUE NT and co m puta ti o na l str uctua l dyna m ics (CSD)progra m NASTRAN.The resu lt show s a lif-t drag ratio drop and a re m arkable i n crease on r o lli n g and ya w ing m o m ents wh ich a ffect the portra it and latera l aerodyna m ic perfor m ance ofUAV negatively .The result a lso show s that the CFD /CSD coupli n g co m putati o na l m ethodo logy is re liable to be used aerodyna m ic -str uctural i n tegrated desi g n of elastic w i n g .Key wor ds :CFD /CSD;h i g h -aspect rati o e lastic w i n g ;static aeroe l a stics ;aerodyna m ic characteristic ;i n tegrated desi g n现代长航时无人机为提高飞行性能减小起飞重量,飞机结构大量采用碳纤维复合材料,尤其是在机翼和尾翼等部件.在布局上普遍选用大展弦比机翼来提高飞机的升阻比,而这种复合材料大展弦比机翼在受到气动载荷时,产生很大的上翘和扭转变形[1],此问题属于气动弹性静力问题.柔性机翼的这种静气弹变形严重影响着飞机的气动性能,尤其是横侧向气动特性,使飞机偏离原设计点,影响无人机的飞行安全.国外研究机构对此问题进行了很多相关研究,提出了各种解决途径.20世纪80年代俄罗斯中央流体动力研究院开发了多学科飞机设计的综合设计软件ARGON,90年代后期,美国M SC 公司推出了能够进行气动力-结构一体化耦合计算只是采用了平板气动力计算方法,都没有将飞机的非线性气动力和结构变形同时考虑到飞机的飞行载荷计算中[2].21世纪初,国外学者又提出了H I SSS/NASTRAN方法[3]、CFL3D/GFEC方法[4]、ZAERO/NASTRAN方法[5]等气动/结构一体化的设计手段,这些方法都将结构的弹性变形考虑到了飞机设计中,同时为研究柔性机翼的静气动弹性问题提出了很好的解决途径.国内学者针对柔性机翼的静气弹问题也开展了相应的研究[6-7],提出了可行的研究手段,但所选择的计算模型较简单,尤其是结构模型不能反映实际飞机结构的特点.本文针对长航时无人机的特点,机身和尾翼的弹性变形相对机翼来说对飞行性能影响较小,利用结构/气动一体化设计的方法,将CFD软件FL UENT和CSD软件NAS-TRAN结合起来,对某无人机大展弦比前掠翼机翼进行了静气弹计算,并详细分析了结构弹性对机翼气动特性的影响.1前掠翼机翼模型选择某长航时无人机方案的大展弦比前掠机翼作为研究对象,模型的俯视图和正视图见图1.图1前掠翼模型全机的滚转力矩主要由机翼产生,机翼上反角和后掠角是影响全机滚转力矩最大的几何参数[8],机翼的滚转力矩导数可由公式(1)近似表示,可以看出机翼前掠降低了机翼的滚转稳定性,为了弥补这个缺陷,适当增加机翼上反角来提高全机的滚转稳定性.所以此方案所选择的机翼为带有一定上反角的大展弦比前掠机翼,同时为了增加机翼根部的容积,方便结构布置,翼根处加大了弦长,并前缘后掠.C l B=-C A L#¸y p/2-si n+1/2C L¸y p/2(1)式中,C l B为机翼的滚转力矩导数;C A L为机翼的升力线斜率;C L为机翼的升力系数;#为机翼上反角;+1/2为机翼1/2弦线后掠角,后掠为正,前掠为负.2气动/结构一体化计算方法为研究机翼静气弹变形对气动性能的影响,荷分布,然后计算在这种载荷状态下机翼的变形情况,有了变形数据,再重新进行气动计算,这样迭代下去就可以得到最终的结果.求解弹性机翼气动力的基本思想有弱耦合法和强耦合法.弱耦合法将气动分析模式和结构分析模式结合起来,首先完成气动分析,将收敛的气动力分布转移到结构模型中,用结构有限元方法计算出结构变形,针对变形的机翼重新生成气动计算网格,再进行气动分析,重复上述过程,直至气动或结构满足收敛条件,通常经过4~7次迭代即可收敛[7].而在强耦合法中,气动方程和结构方程是同时求解的,即在气动方程求解迭代期间,间断地按照还未收敛的气动力来计算结构变形,再把变形量计入气动力计算的迭代过程中去,直到变形和气动力都收敛[7].强耦合法更接近于实际情况,但实现起来比较复杂,尤其针对实际复杂机翼结构.本文采用弱耦合的方法,利用FL UENT和NASTRAN进行联合计算,得到了可信的结果,计算流程如图2所示.图2计算流程计算步骤为:①利用FLUE NT计算选定飞行状态的机翼气动性能(第一次迭代时,选择刚性机翼气动模型);②将气动计算得到的机翼物面压力分布,通过插值加到结构模型的机翼物面节点上;③利用Nastran计算机翼在此载荷状态下的弯曲和扭转静气弹变形;④根据结构弹性变形,重新进行建立气动模型.重复①~④步直到满足预选的收敛标准.气动模型和结构模型分别建模,气动模型物面网格点密,机翼前缘和后缘进行加密处理.结构模型物面网格点较稀,气动计算得到的压力分布要通过插值的方法加到结构模型的网格节点上.本文所选用的结构模型为一满足强度要求的实际多墙式结构,迭代过程中结构模型不变,每一次迭代气动模型要根据上一轮结构模型变形结果进行调整.机翼是对整个飞机性能影响最大的部件,研究单独机翼的气动特性的变化可以反映出这种弹性变形对全机气动性能的影响.针对高空长航时无人机飞行过程中无机动,过载小的特点,选择0b~6b小迎角、0b~4b小侧滑角范围进行研究,同时选择1g,3g两种载荷状态进行对比分析.782北京航空3柔性机翼静气弹计算与结果分析经过3轮迭代以后1g过载下翼尖挠度由最初的516mm变化到517.3mm,气动计算发现结构变形的这种微小增量对气动性能的影响很小,可以认为计算已经稳定,这也说明气动的收敛早于结构收敛.图3表示了刚性机翼以及弹性机翼在1g和3g过载下的变形情况.1g过载和3g过载下弹性机翼延展向的弯曲变形情况如图4所示,扭转变形如图5所示.在1g过载情况下,机翼翼尖挠度为517mm,扭角为0.36b;3g过载情况下,翼尖挠度为1072mm,扭角为0.85b.图3机翼变形图图4弯曲变形图图5扭转变形图图6为3种状态下的机翼升力延展向的分布情况,可以看出3g过载下机翼的升力环量分布相比其他2种状态明显提高,但在展向2m处升力分布有一/凹陷0,这是因为3g过载下机翼载荷加大,展向流动也随之增强,前掠翼外翼展向流动向翼根方向堆积,由于机翼内翼后掠,所以内翼展向流动又向翼尖方向堆积,这就造成中外翼对接处气流提前分离,升力降低.机翼弹性变形对各气动参数的影响如图7~图6升力沿展向的分布图7升力曲线图8阻力曲线图9升阻比曲线图7升力曲线中3g过载情况,升力也明显增大,这是因为大展弦比机翼受载后弯曲和扭转变形都很严重,机翼正扭转角加大相当于加大了机翼的零升迎角,这主要影响纵向气动性能,使相同迎角下机翼的升力增大,但升力曲线线性段斜率基本不变;随着过载的增大,机翼阻力随之增大,升阻比减小,见图8、图9,CD为机翼阻力系数,K为机翼升阻比;机翼扭转对升力线性段的纵向力矩导数影响不大,但相同迎角下纵向力矩随着过第7期马铁林等:大展弦比柔性机翼气动特性分析图10纵向力矩曲线图11滚转力矩曲线图12 偏航力矩曲线载的增大而增大,如图10,C m 为纵向力矩系数.机翼弯曲变形使机翼上翘相当于加大机翼上反角,这严重影响着机翼的横侧向力矩特性,如图11、图12所示,C l 为滚转力矩系数;C n 为偏航力矩系数.各计算状态在A =0b 时的滚转力矩导数C l B 和偏航力矩导数C n B 见表1.表1 横侧向气动特性对比项目C l B C n B 刚性机翼-0.00090.000021g 过载弹性机翼-0.0022-0.00013g 过载弹性机翼-0.0035-0.0003机翼在1g 过载下,滚转力矩导数绝对值为刚性机翼的2.44倍,3g 过载下为刚性机翼的3.89倍.同时可以看出,机翼受载同时产生了稳定的偏航力矩,一般来说,飞机的偏航力矩都是由垂尾产生的,而大展弦比机翼弹性变形使滚转力矩与偏航力矩都有很大的提高.实际飞行过程中机翼严重的弹性变形,使得在初始设计阶段按刚性机翼设计横侧向气动性能匹配的飞机偏离原设计点,4 结论本文采用气动/结构一体化的设计方法,对大展弦比柔性机翼的气动特性进行了深入研究,得出以下结论:①机翼受载后的弹性变形对纵向和横侧向气动性能都有影响,弹性变形使升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大.②弹性变形使飞机纵向气动性能降低,但不影响飞行安全;横航向气动参数的改变,对飞机横航向的稳定性产生了严重的影响,滚转力矩导数C l B 过大,飞机易产生荷兰滚或飘摆不稳定.③对于大展弦比无人机,气动计算时应考虑到弹性对气动特能的影响,调整参数时不能为增大滚转稳定性一味的增大机翼上反角.④FLUE NT /NASTRAN 结合的CFD /CSD 耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.参考文献(References )[1]Pal aci os R ,C esn i k C.S tatic non li near aeroel astici ty of flexi b leslenderw i ngs i n co m pressi b le flo w [R].A I AA-2005-1945,2005[2]邓立东,李天.柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究[J].飞行力学,2004,22(4):85-88Deng L i dong ,L iT ian .Researc h of non li near fli ght load s cal cu -lati on on a fl ex i b l e aircraft[J].F li gh t Dyna m ics ,2004,22(4):85-88(i n Ch i n ese)[3]Pes on en U,Agar w al R .A rtifici al n et w or k pred icti on of ai rcraftaeroelas tic b ehavior[R].A I AA-2002-0947,2002[4]Gum bert C ,Ne wm an P ,H ou G.E ffect of rando m geom etric un -certai n t y on the co m putational des i gn of a 3-D flexi b lew i ng[R ].A I AA-2002-2806,2002[5]Panza J ,M ak S .Aeroservoelasti c anal ys i s of a NASA -ALTA I Rai r veh icle[R ].AI AA -2003-6500,2003[6]徐敏,安效民,陈士橹.一种CFD /CSD 耦合计算方法[J ].航空学报,2006,27(1):33-37Xu M i n,An X i ao m i n,Chen Sh il u .CFD /C SD coupi ng nu m er-i cal co m pu tati on alm et hodol ogy[J].Act a Aeronauti ca et A stro -nau ti ca S i n ica ,2006,27(1):33-37(i n Ch i n ese)[7]刘金辉.考虑弹性变形的机翼气动-结构多学科优化设计[D ].西安:西北工业大学,翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,2005L i u Ji nhu.i M u lti d i sci p li nary aerodyna m i c -stru cture op ti m i zati on d es i gn of the el asti c w i ng[D].X i p an :N ati on alK ey Laboratory of A erodyna m ic Des i gn and Res earch ,N ort hw ester n Po l ytechn i cal Un ivers it y ,2005(i n Ch i nese)[8] B.埃特肯著.大气飞行动力学[M ].北京:科学出版社,1979E t k i n B .Dyna m i cs of at m ospheri c fli ght [M ].Beiji ng :S ci en ce Press ,1979(i n Ch i nese)(责任编辑:张嵘)784北京航空。

大展弦比无人机翼梁结构刚度优化设计

大展弦比无人机翼梁结构刚度优化设计作者：郭文杰聂小华王立凯罗利龙段世慧来源：《航空科学技术》2018年第12期摘要：以某型无人机翼梁结构为研究对象，应用结构拓扑优化设计技术对其进行刚度优化设计。

将翼梁腹板划分为多种不同的拓扑优化设计子区域，以结构刚度最大化为设计目标，考虑子区域材料用量、结构强度、翼尖变形等约束，对比了不同子区域划分方式下的设计结果，获得了适用于大展弦比机翼翼梁结构拓扑优化的腹板子区域划分方式，对原始翼梁结构进行改进，改进后的翼梁结构满足强度、刚度设计要求。

关键词：大展弦比;翼梁;拓扑优化，减重;强度中图分类号：V214.19 文献标识码：A经过几十年的发展，结构拓扑优化设计技术已经成为结构概念设计阶段的重要技术手段[1]。

随着飞行器性能的不断提升，飞行器结构的设计要求也变得非常苛刻。

尽管结构拓扑优化设计技术已经被证实为一种高效的结构概念设计方法，但是在结构设计领域，尤其在航空航天结构轻量化、高性能设计过程中面临着巨大挑战[2]。

无人机（UAV）的出现大大提高了作战、侦察等的效率，结构重量（质量）无疑是制约无人机性能的重要因素之一[3]。

大展弦比、长直翼高空巡航无人机的应用前景十分广阔[4]。

翼梁作为该类无人机中重要的承载部件之一，承受着弯、扭等复杂载荷。

如何以最轻的结构重量承载众多重要的载荷是设计人员不变的追求[1]。

应用结构拓扑优化设计技术对大展弦比机翼翼梁结构进行设计，如果将整个腹板作为单一拓扑设计区域，由于翼尖处结构应力水平低，一般很难获得清晰的结构构型，这就难以对工程问题提供有效的指导，结构往往存在重量冗余。

Zhao等提出了基于子结构的结构拓扑优化设计技术，对翼面结构进行拓扑优化子区域划分，在原理上证明了该方法在获得翼面加筋清晰布局上的可行性[5]。

本文以结构拓扑优化设计技术为基础，在Zhao等[5]工作的基础上，考虑结构强度、翼尖变形等约束，对某大展弦比无人机翼梁结构开展刚度优化设计。

大展弦比无尾飞翼布局飞行器上反角对横向动稳定性的影响

大展弦比无尾飞翼布局飞行器上反角对横向动稳定性的影响摘要：这篇文章主要讨论大展弦比无尾飞翼布局飞行器上反角对横向动稳定性的影响。

一架大展弦比无尾飞翼飞行器是研究对象，沿着展向的上反角被分成了三个部分。

基于涡格的稳定导数法、横向模型的小扰动线形方程法在此被应用来确定模型的动力学特征。

通过比较7056种不同的上反角布局形式，提出了两组优化的上反角布局形式。

在没有电子增稳系统的情况下，运用优化的布局形式飞行器的飞行品质可以达到2级。

1.简介无尾布局的飞行器有许多气动和结构效率上面的优势，因为他们一般外形简单，一直吸引着军机界和民机界的目光。

民用飞行的飞翼包括了波音的X-48,Crandfield大学研制的低噪声运输机，莫斯科中央流体研究所在研的飞翼飞机和北航大学的250座级的飞翼概念机。

在军用飞行器中，一些国家发展了使用无尾布局的无人战斗机，比如X-45，X-47B，nEURO等等。

一个理想的飞翼布局是将机翼和机身融合为一个升力体，较之常规布局没有水平和垂直尾翼，它具有低抗偏刚度和低偏航阻尼，因为缺少垂尾。

因此，无尾布局的飞机经常表现出较差的横向动稳定性。

一直以来有两种方法解决这个问题。

第一种方法是由诺-罗提出的，该方法起源于他们在19世纪40年代开始的对无尾飞行器的研究。

对无尾飞行器飞行品质的研究导致了增稳系统的发展。

以此为基础后来成功应用的飞翼布局，比如著名的B-2轰炸机。

另外一种方法来源于德国的霍顿兄弟，在19世纪30年代他们在一架由滑翔机改装的飞机上进行对无尾布局飞机的研究。

在他们著名的无尾布局飞机—H0.229上，在没有电子增稳系统下，通过使用一种合适的后掠角和根梢比的布局获得了良好的横向的飞行品质。

在近来发展的无尾布局飞机，主要采用的是电子增稳系统。

相比较下，这篇文章检验了一种通过优化上反角布局的方法来增加无尾飞机的横向稳定性。

考虑到受众的地域和来自不同学科，飞机沿展向的每个部分的平面形状和翼型被设计成满足一定的气动要求和低可见性要求。

大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析

大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析机翼是飞机的重要组成部分，其曲率和结构参数对机体飞行性能有重要影响。

随着科学技术的不断发展，有限元方法逐渐成为机翼设计与分析的重要手段之一。

其中，大展弦比机翼因其优异的空气动力性能，在飞机领域中得到广泛应用。

本文将介绍大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析。

一、大展弦比机翼的结构特点大展弦比机翼是指翼展较长而翼弦较窄的机翼类型。

相比短小精悍的机翼，大展弦比机翼减少了空气动力阻力，提高了飞机的滑翔能力和燃油经济性。

一些常见的大展弦比机翼包括战斗机F-16、客机A380等。

二、有限元模态分析有限元模态分析是一种用于研究结构振动特性的方法。

模态分析的核心思路是将结构分解为一系列自由振动模态，求解结构的阻尼、刚度和质量等参数。

这些参数可以用于预测结构在不同外力作用下的振动响应。

对于大展弦比机翼而言，其在飞行过程中会遭受多种载荷，例如空气动力等力的作用，以及在着陆和起飞过程中受到的惯性和弯曲力的影响。

因此，我们需要对大展弦比机翼进行有限元模态分析，以预测其振动特性。

在有限元模态分析中，我们可以通过数值方法计算得到机翼的共振频率和振动模态。

进一步，我们可以对沿着机翼展开的不同振动模态进行分析，了解其对飞机的振动响应和疲劳寿命所产生的影响。

三、谐响应分析大展弦比机翼的谐响应分析可以帮助我们更好地理解其在不同载荷和振动频率下产生的响应。

谐响应分析的步骤是：首先对机翼进行模态分析，然后对诸如冲击载荷、风荷载和惯性载荷等载荷进行分析，以评价机翼的稳定性和疲劳寿命。

机翼的谐响应分析一般分为两个步骤：启动计算和稳态计算。

在启动计算中，我们采用某种特定形式的受力来唤起机翼的振动。

在稳态计算中，我们对机翼进行调研，并计算其响应频率。

根据不同载荷的强度和特性，我们可以计算机翼的接受力，并分析结构的疲劳寿命。

四、应用案例以A380机翼为例，我们展示了大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析。

大展弦比机翼随动加载方法与装置研究

大展弦比机翼随动加载方法与装置研究郭蔡果荟，杨军*（航空工业北京长城计量测试技术研究所，北京 100095）摘要：大展弦比机翼载荷标定实验中，随着载荷的增加，机翼会发生弯曲变形，导致加载点的法向载荷方向发生变化，对载荷标定实验的准确性产生影响。

为解决此问题，设计了一套大展弦比随动加载装置，该装置通过电缸控制加载点竖直方向的位移，通过位移台控制电缸水平方向的位移，利用联动控制系统使载荷标定实验中施加在机翼翼面的作用力与翼面始终保持垂直，保证机翼所受载荷始终沿法向。

开展随动加载与砝码垂向加载对比实验，结果表明：随动加载获得的数据相关系数达到0.999，相较砝码垂向加载获得的数据相关系数0.976更优，验证了随动加载装置的有效性。

该装置不仅具有体积较小、操作简便的优点，还为推动大展弦比机翼性能研究提供了有力支撑。

关键词：随动加载装置；大展弦比机翼；固定法向载荷；相关系数；对比实验中图分类号：TB93；V216 文献标志码：A 文章编号：1674-5795（2024）01-0094-06Research on tracking loading method and device ofwings with high aspect ratioGUO Caiguohui, YANG Jun*(Changcheng Institute of Metrology & Measurement, Beijing 100095, China)Abstract: In the load calibration experiments of wings with high aspect ratio, the wings will bend and deform with the increase of load, resulting in a change in the direction of the normal load at the loading point, which affects the accu‐racy of the load calibration experiments. To solve this problem, a set of high aspect ratio tracking loading device was de‐signed. The device controls the vertical displacement of the loading point through an electric cylinder, and the horizontal displacement of the electric cylinder through a displacement table. The linkage control system is used to keep the force ex‐erted on the wing surface in the load calibration experiment perpendicular to the wing surface, so as to ensure that the load on the wing is always in the normal direction. The comparison experiment between the tracking loading and the verti‐cal loading was performed, and the results showed that the correlation coefficient of the data obtained by the tracking load‐ing reached 0.999, which was better than the correlation coefficient of 0.976 obtained by the vertical loading of the weight, which verified the effectiveness of the tracking loading device. This device possesses the advantages of compact size and straightforward operation, thereby offering support for advancing the research on the performance of high aspect ratio wings.Key words: tracking loading device; high aspect ratio wing; fixed‐normal load; correlation coefficient; comparison experimentdoi：10.11823/j.issn.1674-5795.2024.01.09收稿日期：2024-01-15；修回日期：2024-02-22基金项目：国家民用飞机专项科研项目（XXXX-XXXX）引用格式：郭蔡果荟，杨军.大展弦比机翼随动加载方法与装置研究［J］.计测技术， 2024， 44（1）： 94-99. Citation：GUO C G H， YANG J. Research on tracking loading method and device of wings with high aspect ratio ［J］. Metrology & Measurement Technology， 2024， 44（1）：94-99.0　引言设计亚音速飞机时，一般情况下会通过提高升阻比来降低摩擦阻力。

低空大展弦比无人机翼梢磁梯度测量探头气动特性及影响

低空大展弦比无人机翼梢磁梯度测量探头气动特性及影响余奕甫;时晓天;王强【摘要】针对一种低空大展弦比无人机,文章进行全机和翼梢磁梯度测量探头数值模拟.全机计算给出翼梢磁梯度测量探头对全机气动特性和操稳特性的影响;翼梢磁梯度测量探头计算实现了气动外形优化设计,在保持全机操稳特性的前提下,最大程度地减小全机气动阻力增量.结果表明,磁梯度测量探头对全机气动阻力增量在9%之内,俯仰力矩变化在5%之内,对全机操稳特性的影响不大,气动外形优化设计基本满足该低空大展弦比无人机的安全飞行技术要求.【期刊名称】《气体物理》【年(卷),期】2016(001)003【总页数】6页(P47-52)【关键词】无人机;磁梯度测量探头;优化设计;数值模拟;气动阻力【作者】余奕甫;时晓天;王强【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京100074【正文语种】中文【中图分类】V211.1航空磁梯度测量的实用化是航空磁探测技术的一大进展, 近几年由于磁力仪灵敏度和飞机磁补偿技术的提高, 航空磁梯度系统呈现出急剧增加的趋势[1-2]. 目前, 大多数航空磁探测服务商都提供磁梯度测量服务, 这在航空磁探测中已占据主要位置. 固定翼航空磁梯度测量装置是重要的航空磁探测设备. 固定翼无人机磁梯度测量作为一种低成本、易操作、无危险的空中移动探测技术, 很好地满足了当今高效率资源勘查的需要[3]. 通常, 磁梯度测量装置会对搭载无人机的气动特性产生一定影响, 如气动阻力等. 获得并分析这些影响的规律, 进而对其气动外形加以优化, 是十分必要的.本文采用数值模拟方法, 对一种低空大展弦比无人机的翼梢磁梯度测量探头绕流场进行了计算分析, 开展了气动外形优化设计, 以期为航空资源勘查无人机的安全飞行提供参考.固定翼无人机磁探测主要利用能够高速飞行的特点, 在短时间内进行大范围的搜索, 克服复杂地形带来的飞行安全隐患等因素. 这种航空磁探测方法将航空磁探测设备安装在无人机上, 通过探测地面或水中目标的磁性异常信号, 来探测并识别目标[4-7].图1为固定翼无人机搭载某种典型磁梯度测量探头的全机效果图. 两个三分量磁梯度测量探头安装在机翼的两侧翼梢, 向前水平伸出; 两个两分量磁梯度测量探头分别安装在机头和机尾. 这样, 由各探头测得的磁场值就可表示出机身中间点处的总磁场和磁场梯度. 一方面, 要保证探头的结构强度和彼此之间的距离足够大; 另一方面, 还要保证无人机的安全飞行.根据航空磁探测资源勘查的要求, 考虑图1所示的低空大展弦比无人机, 在此无人机基础上略去进气道及推进螺旋桨, 在左右机翼翼梢处各侧向伸出一组航空磁探测设备, 且磁梯度测量探头通过3根不同尺寸的支杆连接于翼尖. 同时, 为了保持全机操稳特性, 需最大程度地减小探头带来的气动阻力增量[8-9]. 如图2所示, 采用水滴状外形对探头进行整流减阻, 3根支杆的剖面采用一定相对厚度的对称翼型, 也起到了整流减阻的作用. 为了满足探头导线的要求, 前支杆整流剖面的厚度和尺寸较大, 辅助支杆整流剖面的厚度和尺寸较小.图2 磁梯度测量探头与翼尖连接方式Fig. 2Connectionmodeofthemagneticgradientmeasuringprobeandtipofthewing 流动控制方程为积分形式的三维可压缩Reynolds平均Navier-Stokes方程, 即[7] 对于远场边界, 要求源自物形附近的扰动波不会反射回流场内部. 假定远场边界附近为局部一维流动, 根据特征线理论, 可利用一维流动中的两个Riemann不变量处理法向流动, 而两个切向流动可通过流场内部变量向外插值获得. 特别地, 来流入口边界设给定速度边界条件, 下游出口边界设压力边界条件. 对于物面边界, 采用无滑移、无穿透边界条件, 物面为绝热壁且法向压力梯度为0.基于积分形式的Navier-Stokes方程, 采用有限体积法, 通过通量项的差分和插值, 在每个网格单元上离散得到以网格单元中心物理量为未知量的代数方程组进行求解. 空间离散方式采用Jameson提出的显式中心差分格式, 时间推进方式采用隐式LU-SGS方法[11].数值模拟的网格采用包含边界层的结构网格或非结构网格, 分别进行全机计算和翼梢磁梯度测量探头计算. 全机计算的网格为结构网格, 单元总数约为5×106个, 法向第1层网格高度为10-4m(见图3). 翼梢磁梯度测量探头计算的网格为非结构网格, 法向第1层网格高度也为10-4m(见图4).选取的低空大展弦比无人机的参考面积为9.44m2, 参考弦长为1.5283m. 为了便于对比分析, 考虑全机和翼梢磁梯度测量探头两种绕流情形, 并使来流条件、网格密度等参数基本相同. 主要飞行参数为：来流速度为40m/s, 飞行高度为1000m, 计算Reynolds数Re=2×107, 飞行攻角α = 0, 3, 6°, 飞行侧滑角β = 0, 5, 15°. 主要气动性能的评估要求是, 安装探头后对全机配平特性的影响足够小.在不同的飞行攻角和飞行侧滑角下进行无探头和有探头两组计算, 给出轴向力Ca, 法向力Cn, 俯仰力矩Cmz, 偏航力矩Cmy, 滚转力矩Cmx, 升力系数Cl, 阻力系数Cd, 压心位置Cp等气动特性参数. 表1为无探头计算结果, 表2为有探头计算结果.从表中对比可以看出, 探头及其连接支杆由于尺寸相对较小, 对全机的升力系数和俯仰力矩影响较小. 由于已对探头外形及其连接支杆进行了整流设计, 计算结果表明, 连接探头后, 全机气动阻力增量在9%之内, 对升力系数的影响在7%之内, 对滚转力矩和偏航力矩的影响均在10%之内. 图5和图6分别为阻力系数和升力系数随攻角的变化曲线, 直观显示了连接探头后对气动特性的影响, 该变化基本可以保证无人机安全飞行.在攻角为3°, 侧滑角为15°的飞行状态下, 连接探头后, 全机气动阻力增量约为5.26%, 升力系数增量在1.5%之内, 压心位置相对平均气动弦长(1.519m)后移约1%, 对滚转力矩和偏航力矩的影响均在2.0%之内, 对俯仰力矩的影响在2.7%之内. 图7和图8为飞行状态下无探头和有探头时全机表面压力分布等值云图, 整体特征基本相近.进一步计算全机的翼根弯矩可知, 无探头时为-0.434, 有探头时为-0.440, 增加了约1.4%, 处于可以接受的范围之内.经过整流设计的磁探头设备外形由于连接支杆有一定厚度, 对阻力影响不可忽略. 表3为在攻角为0°, 无侧滑飞行状态下的阻力系数和阻力随弦长的变化关系, 翼型剖面的绝对厚度为32mm. 可以看出, 通过局部数值模拟可以快速优化连接支杆的气动布局, 达到减小全机气动阻力的目的.图9为翼型剖面阻力预测结果, 对于一定绝对厚度的翼型, 支杆弦长为100mm时, 翼型阻力值最小. 因此, 基于减阻因素和导线通过的要求, 整流外形剖面翼型弦长定为100mm.探杆展长有两种方案, 方案1展长L = 600mm和方案2展长L = 400mm. 从已有的计算结果(见表4)可以看出, 相对于无磁探头设备外形, 方案1气动阻力增加5%, 方案2气动阻力增加4%; 两种方案升力变化在5%以内. 如图10所示, 在计算攻角为3°, 侧滑角为15°的巡航状态下, 方案2经过探头整流罩的气流没有影响到飞机垂尾的气动特性. 基于减小探杆根部弯矩及减小翼根弯矩, 降低探杆抖振风险及其掉落带来对无人机本体控制的风险, 最终确定探杆展长为L = 400mm.(1) 根据数值模拟的结果, 通过整流设计的磁梯度测量探头及其连接支杆对全机气动阻力的增加量在可以接受的范围内, 满足飞机巡航要求.(2) 磁梯度测量探头设备的增加对全机巡航状态下气动压心位置变化在1%左右, 升力影响在7%以内, 对无人机操稳特性影响较小.(3) 通过磁探头设备局部数值模拟, 优化连接支杆剖面翼型弦长及支杆展长, 使其对全机气动阻力的增量贡献达到最小, 以保障无人机巡航的可靠性和安全性. XiongSQ.ThestrategicconsiderationofthedevelopmentofChina’sairborneg eophysicaltechnology[J].GeologyinChina, 2009, 36(6): 1366-1374(inChinese).XiongSQ.Thepresentsituationanddevelopmentofairbornegravityandmagnet icsurveytechniquesinChina[J].ProgressinGeophysics, 2009, 24(1): 113-117 (inChinese).FahlstromPG,GleasonTJ.IntroductiontoUAVsystems[M].WuHP,translated．B eijing:PublishingHouseofElectronicsIndustry,2003: 2-4(inChinese). WangSA,YinGL.TheapplicationofCFDinaircraftdesign[J].AeronauticalScience andTechnology, 2002, 6: 33-36.。

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

第17卷第30期2017年10月1671 — 1815(2017)030-0343-05科学技术与工程Science Technology and EngineeringVol. 17 No.30 Oct. 2017©2017 Sci.Tech.Engrg.航空、航天大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法韩小进郭志强温晓月闫楚良(北京飞机强度研究所，北京100083)摘要将大展弦比飞机机翼筒化为变截面悬臂梁结构。

基于线性叠加原理，将变截面梁划分为H段，推导出梁挠度的计算方程。

根据机翼实际尺寸，并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型，将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。

利用A N S Y S有限元软件中几何非线性迭代方法，分析变截面梁受均布载荷时的变形。

理论计算结果和有限元仿真结果吻合，验证了该计算方法的有效性。

为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形，在机翼上布置应变计并进行地面标定试验，得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。

通过采集飞行实测应变数据，结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程，再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。

为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。

关键词标定机翼弯曲变形飞行实测中图法分类号V214. 11% 文献标志码A飞机在飞行过程中，机翼受到气动载荷产生变形。

尤其大展弦比机翼的飞机，在实际飞行过程中外翼、翼尖会产生较大弯曲变形，从而改变机翼的气动压力分布，对机翼结构局部应力产生一定的影响，研究飞行时机翼的实时变形状态对机翼载荷分布、机翼关键部位疲劳寿命有重要的音,（1，2]飞机在空中机翼的实时变形，目前无法直接测得;但飞机飞行时机翼的载荷分布可以通过试验获得。

阎楚良等[3,4]通过在机翼结构上布置应变电桥，结合地面加载标定试验的方法，建立载荷输人与应变输出的关系方程；以此获得飞机机翼在实际飞行过程中的载荷-时间历程。

26347994_大展弦比复合材料机翼的有限元分析

作者简介：刘嘉（1990-），男，硕士研究生，主要研究方向为飞机结构强度设计。

收稿日期：2021-07-30随着复合材料及其成型工艺技术的快速进步，在飞机结构设计中先进复合材料的应用比例也越来越高。

相对于大型商用飞机和军机而言，通用飞机最大起飞重量、最大巡航速度和翼面气动载荷均较小，因此降低了复合材料在通用飞机上的使用难度。

新型通用飞机使用先进复合材料的比例开始逐年提升，统计数据表明，2020年复合材料在通用飞机结构设计中的使用比例高达69%，某些小型飞机的复合材料用量甚至超过了飞机总重量的90%以上。

目前复合材料成型工艺主要有手糊成型法、纤维缠绕成型法、热压罐成型法、模压成型法、喷射成型法、真空袋压成型法、RTM 成型法等等。

国内自20世纪50年代开始采用真空袋压法来制作飞机的雷达罩，70年代初又采用热压罐成型法制作碳纤维复合材料机翼后缘板和硼纤维复合材料起落架后舱门等[1]。

真空袋压法是目前在航空领域应用比较成熟的技术，通过将被压紧件用封闭的真空袋包裹起来,再对真空袋内部抽真空去气泡,使大气压力传递到被压复材件的表面,从而达到胶接固化的目的。

本文介绍了一种双发通用飞机复合材料机翼的真空袋压成型制作方法，根据制作工艺铺层设计在CATIA 软件中建立了该机翼的三维模型，在确定材料属性、气动载荷分布及其大小的基础上，利用有限元分析软件MCS.Patran 对机翼结构进行铺层设计和静力强度分析[2]，获得了机翼的应力分布及变形量的大小，为后续的静强度试验提供了数据参考。

1　机翼结构简介该通用飞机机翼为双翼梁式长方形结构，分左、右两个组件，由机翼主承力结构、翼尖小翼、外襟翼和副翼组成。

机翼主承力结构由前梁、后梁（盒形梁与工字梁的组合体）、加强肋板、后缘纵樯和上下蒙皮组成。

燃油箱为分块式油箱，分三块利用软管连接，并通过加强肋板固定在前后翼梁之间，加强肋主要用来保持机翼横截面形状和支撑上下蒙皮,以此来提高机翼在气动压力下的稳定性。

大展弦比机翼气弹设计的某些关键问题研究

大展弦比机翼气弹设计的某些关键问题研究气动弹性问题伴随着飞行器发展的全过程,一直是飞行器设计中高度重视的问题。

大展弦比机翼造成水平一弯频率下降,大变形的几何非线性效应引起了水平弯曲和扭转模态产生运动耦合,出现了机翼水平弯曲模态参与耦合的颤振型,其影响形式随水平弯曲频率与垂直弯曲频率和扭转频率的接近程度而呈现不同的结果。

因此对该类非线性颤振特性和设计方法的研究具有重要的工程意义。

首先,建立了一种考虑几何非线性的颤振分析方法,研究了大展弦比机翼的颤振特性,分析了非线性颤振设计的可行性,在此基础上提出了简化模型——细长盒段模型,通过组合不同的水平弯曲频率和扭转频率的接近模式,系统分析了该接近模式对细长盒段非线性动力学特性的影响规律,提出了水平弯曲频率和扭转频率发生模态交换的存在条件。

进一步非线性颤振分析,发现水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的颤振速度,增大水平一弯的频率有助于该类颤振速度的提高;同时在水平一弯频率和扭转频率逐步接近时,会导致机翼颤振速度显著下降,颤振型式会由水平一弯和垂直弯曲的耦合颤振转化为水平一弯和扭转耦合的颤振。

然后,研究了复合材料的铺层主刚度方向角对机翼非线性振动特性和颤振特性的影响规律,提出了大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计的新方法。

结果表明主刚度方向角的变化主要引起了水平一弯模态振型的改变,一般表现为主刚度方向角从机翼后梁向后缘偏转,该阶模态的相对扭转振型节线位置向前缘移动;反之,该节线位置后移。

进一步非线性颤振分析,发现水平一弯模态振型的变化引起了该阶模态参与耦合颤振速度的明显改变,主要表现为该颤振型的颤振速度随该阶模态的相对扭转振型节线位置前移量的增加而增大。

通过两个算例验证了本文结论的正确性;同时研究中还发现,当主刚度方向角从机翼后梁向后缘偏转会引起翼尖产生正扭转,进一步非线性发散分析表明过大的翼尖正扭转将显著降低机翼静发散速度。

总体而言,复合材料机翼主刚度方向角的设计是一个综合性设计过程,提高颤振速度与提高发散速度是相互矛盾的,为了得到一个较为满意的设计方案,必须同时兼顾结构颤振、发散等都满足设计要求。

大展弦比柔性机翼气动特性分析

大展弦比柔性机翼气动特性分析随着我国经济、科技的迅猛发展，我国越来越重视高空长航时飞机，为使其在侦察监控、环境监测、通信中继等军用和民用中有良好的应用创造条件。

但因目前高空长航时飞机普遍采用大展弦比机翼，容易受到气动载荷作用，使大展弦比机翼扭曲变形，进而影响飞机的正常飞行。

所以，面对此种情况，应当基于相关理论，对飞机大展弦比柔性机翼气动和结构这两方面进行分析，进而优化飞机大展弦比柔性机翼气动特性，为提升高空长航时飞机的飞行效果创造条件。

1 大展弦比机翼气动弹性理论说明1.1 考虑几何非线性的结构振动分析大展弦比机翼属于几何非线性结构，那么其结构振动就与刚度矩阵、几何位置有很大关系，并容易受这两种因素影响，使几何非线性结构应用性不佳。

因此，为了提高几何非线性结构的大展弦比机翼的应用性，就需要利用平衡方程式对结构的刚度矩阵及几何位置进行分析。

基于此点，可以说明结构的刚度矩阵是几何变形的函数，利用平衡方程可以表示为：F（u）-R=0注：u表示为结点位移；F（u）表示为结点内力；R表示为外部节点载荷。

为了进一步了解结构受载荷影响情况，依据虚位移原理，首先给出结构受载荷平衡时影响的外力虚功，即：注：？啄u表示为虚位移；？椎表示为内外力向量的总和；？啄？着表示为虚应变；？滓表示为结构应力。

基于以上关系式，可以描述出位移与应变的关系式，即：注：B表示为结构应变矩阵。

由此，可以得到关于结构非线性问题的平衡方程式，即：注：BO表示为线性分析的应变矩阵项；BL表示为有非线性变性引起的应变矩阵项。

对此平衡方程式作进一步的计算，得到关于位移u的线性函数，即：注：K表示为线性刚度矩阵；KL表示为几何非线性结构的切线刚度矩阵。

由于理论分析是相对理想化的，所以这里对振动分析建立在无阻结构上，基于以上公式对大展弦比机翼非线性几何结构的刚性矩阵、几何位置进行分析，可以确定结构刚度矩阵的变化与几何位移均会影响非线性几何结构，基于动力学特性来设置非线性几何结构是非常必要的。

大展弦比飞翼式无人机气动弹性研究

大展弦比飞翼式无人机气动弹性研究新型飞翼无人机以其独有性能,在气动、结构上有可能获得更高的效率优势成为无人机研究热点。

大展弦比飞翼式无人机采用翼身融合和梁式翼面的构型,其飞行过程又会面临一些流动分离及其它的气动干扰这些一些非线性特性及不同特征,这会使得无人机的结构响应特性与无人机气动载荷间的相互交耦作用变得更会严重,这将可能产生一些特别复杂气弹性现象。

随着CFD与CSD求解技术的发展,因此有必要发展一种CFD/CSD耦合气动弹性数值计算方法研究大展弦比飞翼无人机的气动弹性特性。

基于此研究背景本文研究工作包括飞翼无人机CFD/CSD气动弹性计算和偶极子网格法的颤振抑制及鲁棒颤振研究两大部分,本文的研究内容及创新点如下:阐述气动弹性计算方法原理及气动结构耦合插值技术,介绍计算流体力学中的流体控制方程、有限体积法、空间离散格式、时间推进方法及湍流模型等,基于流固耦合界面插值技术,发展一种无人机的CFD/CSD耦合气动弹性数值求解技术,依据CFD的用户自定义函数的程序接口和动网格能力,将CSD有限元分析结果以UDF形式实现气动结构双向耦合界面数据的传递。

首先验证计算NACA0012、NACA0006与M6机翼谐和振动的非定常气动力,并与实验值进行对比分析。

其次验证计算AGARD445.6颤振特性与切尖三角翼的极限环颤振特性,并与实验结果对比验证发展的CFD/CSD耦合技术的合理性。

建立飞翼式布局的无人机气特性计算的模型与飞翼式无人机的结构特性计算模型,采用雷诺平均的气动N-S方程和SST形式的湍流模型建立起无人机的结构动力学特性及飞翼式无人机流体控制的计算飞翼式松耦合求解法;选取三维的插值技术进行飞翼式无人机耦合面上出现结构的变形位移与无人机气动力载荷数据的相互传递;采用LU-SGS形式迭代时间推进求解的方法与HLLEW形式的空间离散方法求解无人机的气动力。

首先通过气动结构松耦合技术研究飞翼无人机静气动弹性响应,对比分析刚性与弹性气动特性;分析高度、马赫数、迎角及侧滑角静气弹参数响应;其次研究单一舵偏与组合舵偏的静气动弹性特性,分析结构几何非线性对静气动弹性的影响;然后分析飞翼无人机不同阻力方向舵开裂角对静气弹的影响;最后研究不同舵面不同马赫数下的操纵效率。

基于柔性梁模型的大展弦比无人机动力学建模与分析

第６期
李满等：基于柔性梁模型的大展弦比无人机动力学建模与分析
・８５９．
机翼建立局部坐标系ｂ，如图１所示，原点取在机翼展向刚心轴上，在机翼未变形时，原点距离机翼中点
的曲线位移为ｓ。在无人机运动和变形过程中，局部坐标系的轴平行于当地翼弦线指向前，Ｙ轴沿中性轴切线方向指向右，轴按右手法则确定。
中图分类号：Ｖ２１２．１
超大展弦比平直机翼布局气动效率优越，在高
空长航时（ＨＡＬＥ）无人机上有很大的应用前景。这类布局的无人机机翼细长，具有远大于常规飞机的
展弦比，为追求更轻的机体重量，在结构设计上采用轻质材料，使得这类无人机机翼体现出大柔性，在飞
整个无人机的结构变形采用空间自由梁变形来
表示。
Байду номын сангаас
为了动力学研究的方便，本文采用Ｈｏｄｇｅｓ几何精确完全本征梁模型Ｌ】描述大展弦比机翼的细长柔性结构，将梁变形问题解耦为一维非线性梁运动
的无人机的纵向飞行品质，结果显示由于静弹性变形改变无人机配平状态下的俯仰转动惯量，导致无人机的纵向短周期频率减小，阻尼增大。由于机翼柔性的影响，无人机纵向长周期运动与结构弯曲变
形运动发生耦合。

大展弦比无人机机翼预变形研究

II
three-dimensional model of pre-deformed wing was established with the stiffness center axis. Fluid structure couple computations on the pre-deformed wing were proceed and analyzed the coincidence level of the axis of wing’s stiffness center after deforming with the ideal shape of wing’s stiffness center. the aerodynamic characteristics of pre-deformed wing were calculated and analyzed under different attack-angles and speeds. At the end of this paper we analyzed the strengths and weaknesses of this method, and proposed a preliminary idea of the active control system based on the wing’s pre-deformation theory. Key words: UAV, high-ratio-aspect wing, composite, finite element, pre-deformation
III
南昌航空大学硕士学位论文
目录
目录
第 1 章绪论 .........................................................

DARPA在开展变形无人机的研究

无人机DARPA在开展变形无人机的研究新一代航空公司称其柔性蒙皮变形机翼能够在飞行中改变机翼的面积、弦长、后掠角和展弦比在成功进行了变形机翼的飞行测试后,洛马公司和新一代航空公司分别获得经费,以验证无人机通过快速变形来执行陡峭爬升、急转弯并攻击目标的能力的技术。

新一代航空公司的研制经费来自波音公司鬼怪工厂(Phanto m W orks),2006年8月1日进行的飞行试验中验证了它的柔性蒙皮变形机翼,使用的是MFX-1的无线电遥控缩比验证机,在185km /h 的速度下成功地将翼展改变了30%,翼面积改变了40%,后掠角从15 变到35 。

位于美国加利福尼亚州的新一代航空公司称,这次在坎普罗伯茨靶场的飞行首次实现了在飞行中改变机翼的面积、弦长、后掠角和展弦比。

而洛马公司的臭鼬工厂因为飞行控制软件问题而导致2架缩比验证机起飞时即坠毁,所以暂时放弃了折叠机翼的验证计划。

这些试验都围绕国防高级研究计划局(DARPA )的变形飞行器结构项目的第二阶段进行的。

研究的目标是验证用于无人驾驶的猎人杀手的技术,该飞行器将兼具监视平台的巡逻和攻击机的高俯冲速度。

阶段2期间对参与竞争的变形机翼进行了大比例半模型的风洞试验。

第三阶段采用略微不同的方法,由DARPA 资助洛马公司和新一代航空公司验证快速对称和不对称机翼变形的好处,以便实现特定的飞行机动。

一种机动是在高速攻击后获得一个快速爬升;另一种是攻击后以有限的半径转弯以便再度攻击目标。

据DARPA 的一位项目主管称: 挑战在于快速变形,并保持飞行控制系统稳定。

测试将包括90kg 级别的涡轮喷气发动机驱动的无人机在两种机翼形状间快速变形的能力。

新一代航空公司凭借MFX 2无人机成为波音的鬼怪工厂的子承包商,M FX 2是装备了较大的双喷气发动机的MFX 1,采用了改进的柔性蒙皮变形机翼。

洛马公司的设计以它的未成功的黄鸟(Ye ll o w B ir d)折叠机翼无人机为基础,配备一个更大的发动机和雅典娜技术公司提供的飞行控制系统。

大展弦比飞行器变形辅助高度控制策略

大展弦比飞行器变形辅助高度控制策略
佘挽强;刘燕斌;陈柏屹
【期刊名称】《北京航空航天大学学报》
【年(卷),期】2024(50)5
【摘要】针对变形飞行器结构/飞行耦合动力学的飞行控制问题,以大展弦比飞行器为研究对象开展了变形辅助高度控制策略研究。

采用单元翼多体假设,构建了大展弦比飞行器二面角变形结构,建立了结构/飞行纵向耦合动力学模型,基于线性二次型(LQR)控制器设计方法设计了主动变形(AM)和被动变形(PM) 2种控制策略。

其中,被动变形控制策略仅采用升降舵作为控制输入,结构二面角动态行为由耦合动力学驱动;主动变形控制策略以二面角铰链处的扭矩作为额外输入对高度跟踪进行协调控制。

仿真分析了2种控制策略下的高度跟踪效果及状态变化,研究结果表明:采用主动变形控制策略可有效改善高度跟踪暂态过程的性能,降低姿态回路的阻尼特性,为未来先进变形飞行器的结构/飞行一体化控制提供研究基础。

【总页数】7页(P1746-1752)
【作者】佘挽强;刘燕斌;陈柏屹
【作者单位】南京航空航天大学航天学院
【正文语种】中文
【中图分类】V249.1
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