基于传递函数法的大展弦比机翼阵风响应分
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展杨超;杨澜;谢长川【摘要】近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战.本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】10页(P1009-1018)【关键词】气动弹性;大展弦比机翼;几何非线性;气动建模【作者】杨超;杨澜;谢长川【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言自20世纪90年代末起，由于长航时无人机、大型运输机和大型客机等长航时飞行器的高性能要求，高升阻比和轻质结构的设计充分体现在大展弦比机翼设计中，随之而来的一类新的非线性气动弹性问题开始受到关注，即大柔性飞行器的大变形几何非线性气动弹性问题。
采用轻质材料的大展弦比机翼是该问题的主要研究对象，其力学本质在于结构求解中的小变形假设不再适用，结构受力变形后的平衡态相对未变形的结构呈现明显的几何差异，结构的承载和变形状态引起的几何非线性因素使得结构静、动特性发生改变，并且改变静、动气动弹性耦合关系，从而使气动弹性的研究及应用面临新的挑战。
基于CFD／CSD的大展弦比机翼气动弹性分析
图 ２ 高 空 长 航 时无 人 机 三维 模 型
重 新联 结起 来形 成整 体 的结 构 方程 ：
Ｋ ， ｐ＝ （） ２
本 文 采 用 六 面 体 结 构 网 格 ， 格 数 量 约 为 网
３２万 。 固体 模型 为机 翼 ， 料 为铝 合 金 ， ４ 材 采用 六 面体 网格 ， 网格 节 点 为 １９８个 ， 元 数 为 ２７ ７５ 单 ９５ 个 。耦 合计 算 网 格 如 图 ４ 。气 动／ 构 耦 合 选 用 结 同步交错 耦合 法 ， 合 计 算 时 间 周 期 为 ５Ｓ时 间 耦 ， 步长为００１ ， ．０ 时间 步 内给定最 小计 算 步数为 ２ Ｓ ， 最 大 为 ３ 时 间步 外 给 定 最 小 步 数 为 １ 最 大 为 ， ， １ ， 动先 计 算 ， 构 接受 到 分 布力 后 再 计 算 ， Ｏ气 结 然
用 的机翼 往 往有 非 常大 的展 弦 比（ 可达 到 ３ ） 结 ５ ，
气 动 弹性计 算 的发展 、 完善 ， 依赖 于气 动力计 算 和结 构计 算精度 的提高 和耦合 技术 的发 展 。气 体／ 构耦 合 技 术 的发 展 主要 表 现 为 使用 更 高精 结
度 的插值 算 法进行 位移 和力 的传 递 ¨ 。由于这 些 技术 的发 展 ， 于 Ｃ Ｄ Ｃ Ｄ 气 动 弹性 计 算 方 基 Ｆ／Ｓ
题 。
收 稿 日期 ： ０ ２— １ ５ ２ １ ０ 一ｌ
作 者简 介 ： 景武 （９ ２一） 男 ， １６ ， 辽宁抚顺人 ， 高级工程师 ， 主要研 究方 向： 飞机 研制过程质 量监控及 总体设计 ， ｍａｌｓｎｉｇ ９ ２ Ｅ— ｉ：ｕｐｎ １６ ＠
大展弦比机翼翼段气动弹性效应下拓扑优化分析
大展弦比机翼翼段气动弹性效应下拓扑优化分析吕计男;郭力;范学领;陈刚;刘子强【摘要】针对大展弦比机翼,根据巡航飞行状态气动载荷,采用拓扑优化方法进行结构优化及减重设计.机翼气动载荷由CFD/CSD耦合数值计算方法获得,载荷分布考虑了气动弹性变形下载荷大小和分布形式的变化.拓扑优化采用密度法,以结构减重指标为约束,以整体柔度最小为目标,采用商用软件开展分析.采用选择性激光烧结工艺并使用尼龙材料进行3D打印拓扑优化结构,验证了优化后结构的可加工性.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】5页(P1047-1051)【关键词】气动弹性;拓扑优化;3D打印;低速;CFD/CSD【作者】吕计男;郭力;范学领;陈刚;刘子强【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;西安交通大学航天航空学院,陕西西安 710049;西安交通大学航天航空学院,陕西西安 710049;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】V211.30 引言低速、大展弦比飞机结构减重是飞机设计中面临的重要问题。
此类飞机往往柔性大，气动力和结构相互作用下气动弹性变形明显。
气动弹性变形使得气动载荷重新分布，气动载荷大小及分布规律与刚性飞机相比变化明显[1-2]。
大展弦比机翼气动载荷作用下几何非线性效应明显[3]，结构刚度受载荷状态影响且结构变形又影响气动力的分布，气动/结构一体化优化成为重要的研究方向[4]。
目前飞机设计主要根据经验来布置机翼的梁和肋的位置，结构的形状和尺寸受制于传统制造技术。
如果取消制造技术的约束，将设计重点转移到根据载荷形式确定结构，去除不需要的材料，将有效提高结构效率，达到减重的最终目标。
结构优化设计中,拓扑优化方法被认为是一种根据给定的设计空间确定结构材料分布的有效的数学方法。
在过去的一段时间内，基于拓扑优化的方法并没有得到有效的应用，其中很重要的一个原因是优化后的结构无法采用传统制造工艺完成或者加工成本过高[5]。
大展弦比机翼气动颤振的有限元分析
点ｃ，引入一组辅助变量秽：ｃ），口｛ｃ），…，秽｛”（在Ｍｓｃ．Ｎａｓ．
ｔｒａｎ模型中，辅助变量用ｓＰＯＩＮＴ表示）。参照关系式
Ｋ＋三ｕ。，∑，％ｕ－－∑。￡，。ｚ∑。…￡，。ｔ∑。
∑。嵋 ∑。醍
；
（５），在节点ｃ的位移分量Ｈ¨’与辅助变量秽｝“，秽ｉ“，
∑。
ｏ
ｏ
… …
ｏ ｏ
…，口∥之间，用Ｎａｓｔ啪的直接矩阵输入方式（ＤＭＩＧ），
用于非线性非定常气动力的建模，建立起具有积分形 式的气动力降阶模型，气动力计算精度高，并在一定程 度上实现了气动力与结构的解耦‘６‘７ Ｊ，但是积分形式 的气动力不属于传统的结构激励载荷，从而造成计算 复杂。本文的目的是在以积分形式表示的非定常气动 力的基础上，在时域内将非定常气动力表示为与结构 动力学方程一致的二阶常微分方程，从而将非定常气 动力对结构的影响表示为对结构的附加质量、刚度和 阻尼，并以此为依据在物理坐标下直接对结构进行修 改，实现气动力与结构的解耦，在保留结构完整的动力
ａｓ
ｅＨ＇ｅｃｔｓ ｏｆ ｕｎｓｔｅａｄｙ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｆｏｒｃｅ ｄａｍｐｉｎｇ
ｏｎｅ
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ｃｏｍｌｅｍｅｎｔｓ ｏｆ ｍａｓｓ ｍａｔｒｉｘ，
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如，够＾』＝１０
［２］ｃｈｅｎ
ｘ Ｙ，ｚｌｌ￡ｍ Ｇ ｃ，Ｈｕ ｚ Ｊ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｓｉｍｕｌ砒ｉｏｎ ｏｆ ｎｏｗ
基于CFD_CSD的大展弦比机翼气动弹性研究_蔡天星
线上。实现网格变形可以分一下三步：1）网格线插值；2）网格面插值；3）网格体插值。
2.2 结构动力学方程
采用模态叠加法将结构响应展开成固有振动型式的叠加。根据响应的频率带宽，对固有模
态适当截断，实现结构动力学方程的解耦。结构动力学方程可以表示为
Mq + Cq + Kq = Q
（2）
式中， M ， C ， K 分别为结构质量矩阵、阻尼矩阵和刚度矩阵， Q 为输入。
计算状态取 M∞=0.78，α＝2°，飞行高度分别为 H=5、10、15、20km。图 5、图 6 分别显示 了 5km 和 20km 飞行高度下机翼变形情况和压力分布图。如图 7 是不同高度下机翼气动弹性响 应曲线，从图中可以看出随着飞行高度的增加，机翼进入平衡状态的时间越长，振荡越剧烈， 振荡幅值越小。图 8 为 5km 时的网格变形图，翼梢处变形超过 1.1m，证明 TFI 方法可以实现较 大尺度的变形。表 2 给出了弹性变形后的升力系数 CLe 以及 CLe 与刚性状态下的升力系数 CLr 比 值，可以看出在相同马赫数下，飞行高度越高，或者说飞行动压越小，升力损失越小。
系统；
2）以 q n 作为输入推进流体系统到 t n+1 时刻；
3）将 t n+1 时刻流场解 Q n+1 通过力界面传递到结构
系统； 4）以 Q n+1 作为输入推进结构系统到 t n+1 时刻。
图 1 CFD/CSD 耦合求解示意图
采用 IPS[9]平板样条实现气动和结构耦合界面上的压力，位移信息转换。只承受弯曲、无限
1 引言
飞行器在飞行过程中由于气动载荷的作用，机翼会发生弹性变形，从而引起气动载荷重新 分布等静气动弹性问题。对于新型无人机来说，高空、长航时、大机动（攻击型）、隐身、智能 化是其设计目标。为了满足其相应战术技术指标，往往采用大展弦比的气动布局，以提高其升 阻比，增大有效载荷，增强续航能力；在材料选择上，一般采用复合材料，以减轻结构重量，
大展弦比飞机翼身结构不同刚度对结构响应的影响
Ａｂ ｔａ ｔ ｎ ｏｄ ｒｔ ｅ ｌｗｉ ｆ ｃｓ ｏ ｉｅｅ ｔｓ ｆ ｅｓ ｂ ｔ ｅ ｎ ｗ ｎ ｎ ｕ ｅ ｇ ｔ ｃｕ ｅ ｎ ｓｒ ｃ ：Ｉ ｒｅ ｏ ｄ ａ ｔ ｅ ｅ ｔ ｆｄｆ ｒｎ ｔｆ ｓ ｅｗ ｅ ｉ ｇａ ｄ ｆｓｌ ｅ ｓｒ ｔｒ ｓｏ ｈ ｉｎ ａ ｕ
摘 要：为了研究大展弦比双机身布局无人机翼身结构不同刚度对结构响应的影响，本文采用有限元分析与 满应力优化相结合来探讨这一问题。计算结果表明：机翼与机身之间不同刚度对结构响应存在影响。建议结 构设计时注意这一现象并加以利用， 从而得到轻量化的结构设计。针对算例进一步计算与分析表明：采用本 文方法得到的结构优化方案，同样也能够满足该飞机的静、动气弹要求。结论：采用本文方法 ， 不仅可以研 究飞机部件之间不同刚度对飞机结构响应的影响，还可以进行全机 的结构方案设计 ， 并对此方案进行刚度、
邓扬晨 ，孙 颖 ，曾惠华 ，陈 华
（ ．沈阳飞机设 计研究所 ，辽 宁 沈 阳 １０３ ） １ １０５
（．中国人民解放军驻沈阳飞机工业（ ２ 集团） 有限公司军事代表室，辽宁 沈阳 １０３） １０４
基于流固耦合方法的大展弦比机翼非线性颤振特性分析
基于流固耦合方法的大展弦比机翼非线性颤振特性分析马艳峰;贺尔铭;曾宪昂;李俊杰;唐长红【摘要】Large deformation and flexibility are significant for high-aspect-ratio wings. In this paper, unsteady vor-tex-lattice method is used to solve for the unsteady aerodynamic force. It considered the effect of structural geometric nonlinearity on the high-aspect-ratio wing in the structure calculation. It presents a new method for calculating the nonlinear flutter analysis of high-aspect-ratio wing. As the angle of attack increases, the characteristics of static aeroelasticity, vibration and flutter are calculated around a flat board wing. Additionally, we compare numerically the linear solution with the nonlinear one. The results and their analysis prove preliminarily that high-aspect-ratio wing flutter must consider both geometrically nonlinear and grid deformation.%针对大展弦比机翼的柔性大、变形大的特点，基于非定常涡格法求解机翼的非定常气动力，考虑了大展弦比机翼的几何非线性效应，提出了计算大展弦比机翼非线性颤振分析的新方法。
适用于大展弦比机翼飞行器的控制系统及控制方法[发明专利]
![适用于大展弦比机翼飞行器的控制系统及控制方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/5798b5a6767f5acfa0c7cd72.png)
专利名称：适用于大展弦比机翼飞行器的控制系统及控制方法专利类型：发明专利
发明人：周文雅,王泽霖,黄飞飞,王晓明,张宗宇
申请号：CN201810359269.7
申请日：20180420
公开号：CN108557054A
公开日：
20180921
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种适用于大展弦比机翼飞行器的控制系统及控制方法，包括机身，所述机身前部设置有大展弦比机翼，中部设置有机身储物仓，末端设置有启动舵，并且所述大展弦比机翼同所述机身垂直设置；所述大展弦比机翼包括内部的形变基板、翼肋和蒙皮，所述蒙皮通过翼肋包裹设置于所述形变基板外侧。
本发明所述的适用于大展弦比机翼飞行器的控制系统及控制方法，新型飞控系统取代了传统飞控的副翼及液压机构，大幅减少了机翼负载及复杂度，优化了机翼的气动特性。
所述控制系统应用宏纤维压电复合材料作动器代替传统副翼及滚转舵，通过控制机翼变形对飞行姿态进行控制，进而提高大展弦比飞行器机动性。
申请人：大连理工大学
地址：116024 辽宁省大连市高新园区凌工路2号
国籍：CN
代理机构：大连东方专利代理有限责任公司
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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。
大展弦比机翼的几何非线性气动弹性分析
大展弦比机翼的几何非线性气动弹性分析万 仲 张军红 韩景龙(南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016)摘要:借助M DO平台ISI GHT集成N AST RA N与M A T LA B,提出了一种大展弦比机翼几何非线性气动弹性分析方法。
首先计算机翼的非线性静气动弹性平衡位置,并在此位置进行线化动力学分析,求出结构的振动模态和频率;采用线性小扰动非定常气动力理论和P-K法求出对应的颤振速度;通过设定收敛指标最后得到结构的非线性颤振特性。
与线性计算结果进行对比表明,几何非线性对大展弦比机翼的模态及颤振特性具有较大影响,因此,在此类机翼的设计过程中必须进行非线性气动弹性分析。
关键词:几何非线性;气动弹性;颤振;大展弦比机翼引 言近十多年来,气动性能优异的高空长航时(Hig h-altitude lo ng-endurance)飞机因其广泛的应用前景越来越受到各国航空领域科研人员的重视。
这类飞机普遍具有大展弦比机翼的特点,在飞行载荷的作用下,机翼会产生很大的变形(翼尖变形可达半展长的25%),存在着典型的几何非线性问题,几何非线性对结构的固有模态及颤振特性都有着较大的影响(在大变形时,机翼的颤振速度和频率变化高达50%左右)[1],因此,对于此类结构,传统的基于小变形线性假设的气动弹性分析手段不再适用[2]。
国内外对该方面的研究工作很多,但普遍集中在将机翼简化为低维模型进行分析,在利用有限元法分析方面的工作还不多[3-5]。
近来,几何非线性气动弹性分析的动力学线化方法逐渐被应用于工程分析领域[6-8],本文利用该工程分析方法,借助于MDO平台ISIGHT集成NASTRAN与M ATLAB,提出了一种大展弦比机翼几何非线性气动弹性分析方法,即首先计算机翼的非线性静气动弹性平衡位置,并在此位置进行线化动力学分析,求出结构的振动模态和频率;采用线性小扰动非定常气动力理论和p-k法求出对应的颤振速度;通过设定收敛指标最后得到结构的非线性颤振特性。
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。
基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术
基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术刘冰;张赟;刘玮;吴强【摘要】全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义.高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确.为解决上述问题,提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正.最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用.结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值.%The initial load of airfoil is uniform load,which can't be used directly and should be processed.In the static test of high-aspect ratio wing,the load direction will be inflected because of the large deformation which makes test result inaccurate.A load process method aim at high-aspect ratio wing was proposed for solve the prob-lem mentioned above,which include additional load revise.At last, the load of wing of one aircraft was taken as research object and the test result indicates that the method was reasonable,which can be used as a reference for other similar static test.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2017(017)030【总页数】5页(P356-360)【关键词】大展弦比机翼;载荷处理;载荷修正【作者】刘冰;张赟;刘玮;吴强【作者单位】中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室,西安710065;上海飞机设计研究院强度部,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V216.1飞机结构静力试验是根据不同工况施加载荷，用以检验飞机结构强度是否满足设计要求的一种试验方法，是飞机研制过程中不可缺少的重要环节。
基于直接力控制的阵风响应及阵风减缓研究
基于直接力控制的阵风响应及阵风减缓研究许晓平;周洲;王军利【摘要】考察某无人机模型的阵风气动响应特性和基于直接力操纵的阵风减缓效果.在求解非定常Euler方程时引入“网格速度”方法模拟阵风边界条件,通过动态嵌套网格技术实现舵面运动.首先对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了验证计算,计算结果与理论结果、文献计算结果吻合良好.在此基础上对某无人机模型在迎角阶跃型、One-minus-cosine型阵风作用下的气动力响应过程进行了数值模拟,并分析评估了不同舵面运动方式对飞机气动性能的影响.最终研究比较了不同舵面运动方式下阵风气动响应的减缓效果.结果表明:通过合理设计舵面运动,可以有效达到抑制阵风引起的非定常气动干扰的目的.%The paper presents a methodology for calculating the unsteady aerodynamic forces characteristics and gust response of the unmanned air vehicle (UAV) model using computational fluid dynamics (CFD) tools, and the efficiency of gust alleviation based on direct force control are also studied. Based on unsteady Euler equations, dynamic responses in vertical gust flow perturbation are investigated. The grid velocity method, which is used to model unsteady flow via grid movement, is introduced to simulate the gust influence. This approach avoids numerical instabilities and decouples the step change in the angle of attack from a pitch rate. And the dynamic chimera grid method is used to simulate the rudder movement of the gust alleviation effect. Numerical results for the NACA0006 airfoil are validated by comparison with analytical results for two-dimensional indicial responses. The initial and final lift values of the indicial responses closelymatch the exact analytical values as given by piston theory and quasi steady thin airfoil theory respectively. The solutions at small times match quite closely the exact solution which is known only for small times given by linear theory. The application of the same method to the UAV model reveals important characteristics of the three-dimensional vertical discrete gust response for the One-minus-cosine gust profile and gusts cause step changes in the angle of attack, and important characteristics of the gust response and resulting flow features are explained. Furthermore, the flow perturbations under dynamic rudder motion are investigated using moving chimera grid technique. Our study shows that with certain designed motions, the flapping rudder can effectively alleviate the freestream gust fluctuation and ensure a stable flight. However, no single parameter can determine whether the flapping rudder can reduce the gust effect. Finally, unsteady aerodynamic loads are computed for the wing of model with the designed rudder motion, the significance of the gust propagation effects is shown. It is found that the direct calculation of the gust response using CFD gives quite accurate results and provides a rich database. In general, this paper shows that the well-designed rudder movement can effectively alleviate the freestream gust fluctuation and ensure high flight qualities.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2012(030)001【总页数】7页(P101-107)【关键词】阵风响应;阵风减缓;气动特性;非定常;数值模拟【作者】许晓平;周洲;王军利【作者单位】西北工业大学无人机特种技术重点实验室,陕西西安710072;西北工业大学无人机特种技术重点实验室,陕西西安710072;西北工业大学无人机特种技术重点实验室,陕西西安710072【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言阵风，又称突风（gust），是大气中一种强度较大的确定性风扰动。
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。
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力学与实践
2019 年 2 月
基于传递函数法的大展弦比机翼阵风响应分析 1)
张忠源∗,2) 段静波†,3) 路 平∗
∗ (陆军工程大学石家庄校区无人机工程系，石家庄 050003) † (石家庄铁道大学工程力学系，石家庄 050003)
摘要 将传递函数法应用于大展弦比机翼的阵风响应分析。首先，基于二元机翼的运动方程和准定常 片条理论建立机翼的阵风响应微分方程，对其进行 Laplace 变换，并转换为状态空间方程形式。然后，运用 传递函数方法，获得机翼响应在频域的解析解，通过 Laplace 数值逆变换求得机翼在时域内的响应。通过 与已有文献结果对比，验证了本文方法的正确性。最后，采用该方法求解了 “1 − cos” 型阵风和连续大气湍 流作用下的机翼响应，并对结果进行了分析讨论。
第1期
张忠源等：基于传递函数法的大展弦比机翼阵风响应分析
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机翼动力响应分析在飞行器设计中位于极其重
(2) 阵风响应运动对称于飞机纵向对称面，并且
要的地位，这是因为动力响应问题与飞行器结构强 忽略机翼俯仰运动的影响；
度、疲劳以及飞行品质等问题关系密切，动力响应具
(3) 初始情况下飞机以速度 V 水平飞行，且速度
本文于 2018–06–06 收到。 1) 国家自然科学基金项目 (11702325)、河北省自然科学基金项目 (A2018210065) 资助。。 2) 张忠源，硕士生。E-mail: 121943464@ 3) 段静波，博士后，副教授。E-mail: duanjingbo@
引用格式：张忠源, 段静波, 路平. 基于传递函数法的大展弦比机翼阵风响应分析. 力学与实践, 2019, 41(1): 30-36, 13 Zhang Zhongyuan, Duan Jingbo, Lu Ping. Analysis of the high-aspect-ratio wing gust response by transfer function method. Mechanics in Engineering, 2019, 41(1): 30-36, 13
Abstract The semi-analytical and semi-numerical transfer function method is applied to study the highaspect-ratio wing gust response. First, the wing gust response equations are established by combining the beam bend vibration model and the steady aerodynamic model, which are transformed by the Laplace transformation into the state-space form. Then, the analytical solution in the frequency domain is obtained by using the transfer function method. The transient response of the wing in the time domain is obtained by the numerical inversion of the Laplace transforms. By comparing with the results in the existing literature, the method is validated. Finally, the response of the wing for the One-Minus-Cosine gust and the continuous atmospheric turbulence is solved and analyzed. Key words high-aspect-ratio wing, gust response, transfer function method, numerical inversion of Laplace transforms
体指结构受到与系统无关的、随时间变化的外界干 保持不变；
扰力作用而发生的强迫运动，这些激励可以是大气
(4) 阵风方向垂直于航向，并沿展向均匀分布。
湍流或阵风。因此，准确模拟出机翼在各种激励下的 于是，机翼的阵风响应只有一个自由度，即垂直于航
动力响应，为改善飞行器气动弹性特性和飞行品质 迹的位移 h，如图 1 所示，建立坐标系，坐标轴原点为
关键词 大展弦比机翼，阵风响应，传递函数法，拉普拉斯数值逆变换
中图分类号：V215.34 文献标识码：A doi：10.6052/1000-0879-18-216
ANALYSIS OF THE HIGH-ASPECT-RATIO WING GUST RESPONSE BY TRANSFER FUNCTION METHOD1)
ZHANG Zhongyuan∗,2) DUAN Jingbo†,3) LU Ping∗
∗ (Department of UAV Engineering, Army Engineering University, Shijiazhuang 050003, China) † (Mechanical Engineering Department, Shijiazhuang Tiedao University, Shijiazhuang 050003, China)
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
提供重要参考依据，就显得尤为重要 [1]。
机翼弹性轴与机翼固定端截面交点，x 轴沿展向由固
国际上研究弹性机翼阵风响应广泛借助于风洞 定端指向自由端，y 轴沿机翼弦向，指向机翼后方，z
试验，20 世纪 80 年代，美国针对大型飞机气动响应 轴与 x 轴和 y 轴垂直，方向满足右手定则。