国外高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性概述
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[ 16 , 20 ]
情报交流 透彻。但是 , 一些研究人员通过 实验和计算对部分基础性问题进 行了研究。 大部分实验性气动弹性数据 都是在 20 世纪 50 年代晚 期 到 60 年 代早期 使用美 国 NASA 兰 利研究中心高超声速气动弹性风 洞进行的一系列研究中收集的。 而大部分高超声速气动弹性的高 级计算 研究工 作都是 在 1984 ~ 1994 年 间出 现的, 并 且主 要 在 NASP 计划的激励下进行的。 2 . 1 高超声速外形气动弹性 的 实验研究 20 世纪 50 年代开始 , 随 着 对高超声速领域的兴趣渐增 , 早 期主要围绕 X 15 和 X 30两个高 超 声速项 目的模 型展开 研究 实 验
[ 8]
。
Geo tz还通过 实验确定 了升 力曲线斜率, 并且利用气动中心 位置来进行双楔形、二自由度机 翼的半经验主义的准定常颤振分 析。所用的机翼外形类似于文献 [ 10]和 [ 13] 中研 究的外 形。半 经验主义、 准定常分析的结果跟 试验结果以及牛顿法和活塞理论 非定常气动力学法计算的结果进 行了比较。 从这个研究中得出了 两个基本结论 : 1) 俯仰 阻尼 力矩 对于颤 振 解很重要 ; 2) 半经 验主 义准 定常法 预 测的颤振精度相对于基于活塞理 论和牛顿气动力学的方法不会有 [ 14 ] 很大改善 。 NASA 兰利中心在 M a = 20 47
高超声速飞行器设计中面临 的高超声速流问题促进了对高超 声速气动弹性和气动热弹性的研 究。高超声速飞行器在大气层内 飞行带来的气动热和载荷作用于 机 身, 在 来流、气 动力、结构、 控制和推进系统之间产生了复杂 的相互作用
[ 1 7]
Fra Baidu bibliotek
。这 些相互作 用
在过去并未引起足够关注 , 而且 由于无法利用风洞缩比模型在亚 声速流和超声速流中进行气动弹 性 和气动 热弹性 方面的 常规 试 验 , 因而高超声速飞行的气动弹 性仿真显得更加重要。 由于速度扰动相对外部声速 飞航导弹 2010 年第 9期
[8 , 9]
翼厚度的增加会带来失稳效应。 同样 , 在上述马赫数范围内 , 增 加机翼钝度可增加其稳定性。最 后, 随着马赫数的增加 , 活塞理 论和实验分析的一致性也得到改 善。还可以看到, 活塞理论的结 果相对于实验颤振边界不能保持 总体守恒
[ 10]
他还对三角形升力表面高超 声速气动弹性行为中机翼前缘后 掠的影响进行了实验性和分析性 [ 19 ] 研究 。另外 , 还 对 钝头 单 楔 形、双楔形以及厚平板形等几种 外形进行了研究。结果显示 , 机 翼前缘后掠角从 60 增加到 65 或 70 , 会增加不稳定 性, 再继 续增加则趋于稳定 , 而在风洞中 得到这个结果的后掠角要更大一 些。Geotz把这 些结果 与用 活塞 理论以及牛顿非定常气动力学计 算的 结果 进 行了 比 较, 结 果 显 示, 从颤振速度方面来说 , 相对 于实验结果, 活塞理论和牛顿法 计算 出来 的 结果 是 守恒 的。另 外, 牛顿法的结果更接近地预测 了所有考虑的情况的实验颤振速 度。活塞理论的颤振速度比实验 颤振速度低 50 % , 而牛顿法的颤 振速度最多只比实验颤振速度低 25 %
最小质量要求以及产生大量气动 热和不稳定表面压力的高速流的 结合 , 使薄壁面受到极大的平面 内和平面外载荷。 大部分关于平板颤振的研究 都集中于超声速领域 ( 2< M a < 4), 但是最近高超声速平板颤振 也开始受到关注。在这方面普遍 使用的气动理论要么是活塞理论 (M a > 2 ), 或 者适用于低 超声 速 (1 . 2 < M a < 2 ) 的 Van Dyke 二阶理论。 早期的一系列关于处理高超 声速气动热弹性的文献就认为平 板颤振对于再入飞行器的设计和 高超声速巡航飞行器的研究非常 重要 , 当存 在 平面 内 载荷 的 时 候, 壁面对扰动不稳定性非常敏 感, 并提出气动热在平板颤振中 扮演了重要角色。 早期对于平板颤振的实验研 究显示, 由于平板的变形产生非 线性膜力 , 平板只是表现出极限 周期振动而不是突然失效。近期 对于平板颤振的研究都采用了有 限元对复合板和温度影响进行建 模。当前对于平板颤振进一步的 分析研究很活跃。研究的范围包 括了各种机体边界约束条件和负 面的几何影响 , 也包括一些非线 性气动弹性平板颤振行为和高速 偏航气流中的圆柱形面板。 2 高超声速气动弹性研究 对机翼和整机的高超声速气 动弹性研究更加复杂 , 要求具有 更高的计算能力, 因此 , 与相对 便利的平板颤振问题相比, 对高 超声速流中的机翼和整机的气动 弹性行为的研究没有那么系统和 飞航导弹 2010 年第 9 期
速飞行器气动弹性 和气动 热弹性 领域 进行的研究 活动 , 重 点关注 对非 定常 高超声速气动力学 的建模 和把流 体与 结构之间的热传递 纳入气 动弹性 求解 等两个问题 , 归 纳出 了未来 高超 声速 气动弹性力学和气 动热弹 性力学 的发 展方向 。由于吸 气式 高超声 速飞 行器 机体 、推进系统 和控 制系统 的强 耦合 性 , 未来的发展 趋势 是把先 进计 算气 动热弹性法纳入飞行 器的综合分析 。 关 键词 性 高超 声速 颤振 气动 弹 气动热弹性
[ 19]
。
Sew all 等 人 对 各 种 锥 面 在 Ma = 6 . 83 和 M a = 15. 4的流体 条件下的颤振进行了分析性和实 验性研究。分析结果是通过二阶 活塞理 论、非定 常激 波 膨胀波 理论和非定常牛顿气动力学得出 的。从结果明显看出, 非定常牛 顿气动力学理论与试验结果相关 性更佳, 特别是在 M a = 15. 4时 候。 这很可能是由于锥面采用了 较厚的几何形状, 最适于采用牛 顿气动力学理论 。 Young 对双楔形剖面机翼的 二元颤振在 M a = 10 . 0时攻角和 机翼厚度的影响也进行了研究。 特别 对攻角为 0 ~ 10 下机翼 剖面厚度比分别 为 11 % 和 15 % 的缩比模型进行了试验。采用三 阶活塞气动理论进行分析, 得到 的结 果 可以 明显 看 出, 厚度 增 加、机翼攻角增加, 则颤振边界 下降。同样 , 采用活塞气动力学 理论预测的颤振速度在实验值的 [ 12 ] 6 % 范围之内 。 Goetz对 M a = 15 . 4 时平面 为方形、截面为双楔形机翼的前 缘钝度对高超声速气动弹性的影 响进行了实验性和分析性研究。 分析结果表明 , 把前缘钝度延长 到弦长的 1% 可以 增加稳 定性, 但是钝度再增大则会带来失稳效 应
情报交流
国外高超声速飞行器气动弹性和 气动热弹性概述
摘 要 概述 了 国外 在 高超 声
来说很大 , 高速气流的控制方程 需要保留非线性特征。这使得其 气动载荷分析比亚声速和超声速 气流要难得多。随着马赫数的增 加, 强激波离机体越来越近 , 附 面层厚度也迅速增加。因此 , 在 高马赫数环境下, 外层非粘性气 流、激波和附面层之间的粘性作 用影响更加显著。同时 , 由于显 著的来流压缩和粘性损耗, 激波 后的非粘性气流和附面层出现高 温
此 , 高效的计算和易于实施使这 些方法非常具有吸引力 , 在高超 声速外形的初步设计和趋势性研 究中得到应用。 由于粘性 相互作用的存在 , 附面层向外部无粘流扩散 , 导致 机体有效外形更厚, 这种现象在 高超声速流中影响更大 , 对表面 压力的分布和气动弹性的稳定性 [ 16, 18, 19 , 20 ] 均产 生 了影 响 。为 了 说明其对气动弹性计算的影响 , 可以计算出静态的附面层厚度然 [ 16, 19, 20] 后加到机体表面计算中 。 研究人员通常采用两种方法来计 算静态附面层厚度。一是采用半 经验的可压缩平板附面层关系来 生成有效外形, 二是使用通过解 定常 N S 方程得到的定常压力数 据 。 1 . 2 基于 CFD 的非定常高超声 速气动力学 近年来 , 随着计算能力的增 长 , 欧拉方程和 N S 方程的 CFD 求解成为可行的选择, 并且在许 多情况下, 较实验测试和近似空 气动力 理 论等 有 显著 改 善。最 近 , 在高超声速飞行器的气动弹 性 和气动 热弹性 分析上 对基 于 CFD 的非 定常空 气动力 学的 应 用进行了大量研究。 利用基于 CFD 的 空气动 力 学进行气动弹性分析主要在三个 方面 : 流 体 结 构 耦 合; 三 维 精 度 ; 时 间 精 度。为 了 尽 量 降 低 CFD 气动弹性分析的高昂成本 , 需要对这三个问题进行仔细的考 虑。 若要对流体中柔性结构的动 态响应特性进行预测, 则必须同 46
[ 3, 15]
性发展现状, 并对重点难点以及 未来发展方向进行探讨。 1 非定常高超声速气动力学的 建模方法 对非定常的气动力准确而有 效地建模是高超声速领域气动弹 性分析的一个挑战。过去 , 由于 计算能力和实验设备的限制 , 研 究人员对高超声速飞行器的气动 弹性分析必须依靠近似非定常气 动力学理论。然而近来 , 研究重 点转向了基于 CFD 的高精 度计 算气动 弹性力 学 ( CAE ) 工具 的 研发和应用, 随着计算能力的不 断提高, 这种方法逐渐变得可行 起来。 1 . 1 近似非定常高超声速气动 力学 大部分针对高超声速气动弹 性力学 的研究 都采用 了活 塞理 论, 或者 类似的 V an Dyke 二阶 理论。但是 , 其它的 一些方 法, 例如非定常激波膨胀波理论和非 定常牛 顿碰撞 理论有 时也 被采 用。这些方法都假设高超声速气 流无粘性并且忽略了真实气体效 应。尽管作了简化 , 这些近似手 段还是在一些特定情况下得到了 45
。这种强气动热将导致气
引
言
体离解和电离 , 使附面层发生化 学反应。这些现象在亚声速和超 声速飞行中没那么重要 , 基本上 不需要考虑。因此, 高超声速气 动力学问题的精确解只能通过求 解包 括真实 气体效 应的 非定常 N S 方程来获得, 这带来了相当 大的计算挑战。 对高超声速气动弹性和气动 热弹性领域的研究在 20 世纪 50 年代末到 60 年代非 常活跃。这 些研究为航天飞机的气动热弹性 设计提供了理论依据。早期的研 究都是断断续续的, 明显无法满 足高超声速飞行器设计和工作所 需的技术要求 , 本文的目的是研 究高超声速气动弹性和气动热弹
情报交流 足够 精 确 的 结 果
[ 2, 15, 16, 18]
。因
时求 得结构 和流体 运动 方程的 解。为了在新时间步长上利用流 体栅格的运动边界条件 , 首先必 须知道流体结构边界的位置和速 度。因此, 需要求解整个系统结 构方程, 而求解的前提是了解当 前表面压力, 而这又依赖于流场 的解 , 也即依靠于当前时间步长 内未知的边界条件。另外 , 对结 构中随时间推移的点使用拉格朗 日法来计算离散化结构模型, 而 离散化的流体模型则使用欧拉法 计算空间中一个特定位置随着时 间推移的流体质量。因此 , 两个 系统的精确耦合是个十分艰难的 任务。 求解流 体 结构耦合 系统的 一个直接办法是改变每一时间步 长的流体网格 , 这在计算上来说 代价很高。因此, 出现了几种替 代计算方法来进行瞬时气动弹性 的局部 细化计 算, 如 时间 空间 法、随 机 /混 合 欧 拉 拉 格 朗 日 法、多域法、泄流法、指数衰减 法等。 在 CFD 计算 中, 流 体 网格 的质量对于机体表面气动载荷的 精确预测是非常关键的。精确流 体计算对网格分辨率的要求给计 算资源带来 极大的负 担, 因此, 三维结构中高质量网格的生成是 一个非常具有挑战性的任务。 CAE 分 析 中最 佳时 间 步长 从根本上取决于精度以及计算资 源需求的平衡。 1 . 3 气动热弹性与平板颤振 平板颤振是发生在超声速或 者高超声速飞行器表面小块局部 区域的气动弹性不稳定性, 对结 构组件 ( 如蒙皮壁板 ) 产生影响。
[ 13 ] [ 11]
, 来检验为高速飞行器设
想的机翼外形潜在的颤振情况。 L auten 等人在气动弹性方面 对用于 X 15 的全动水平尾翼缩 比模型可能的颤振情况进行了实 验研究。 在 Ma = 6 . 86的风洞测 试条件下没有观察到任何颤振情 况。采用活塞气动理论, 对于颤 振速度进行分析性计算 , 计算得 到的颤振速度大约是试验得到的 速度的四倍。 分析认为最可能的 原因在于模型的刚度
情报交流 透彻。但是 , 一些研究人员通过 实验和计算对部分基础性问题进 行了研究。 大部分实验性气动弹性数据 都是在 20 世纪 50 年代晚 期 到 60 年 代早期 使用美 国 NASA 兰 利研究中心高超声速气动弹性风 洞进行的一系列研究中收集的。 而大部分高超声速气动弹性的高 级计算 研究工 作都是 在 1984 ~ 1994 年 间出 现的, 并 且主 要 在 NASP 计划的激励下进行的。 2 . 1 高超声速外形气动弹性 的 实验研究 20 世纪 50 年代开始 , 随 着 对高超声速领域的兴趣渐增 , 早 期主要围绕 X 15 和 X 30两个高 超 声速项 目的模 型展开 研究 实 验
[ 8]
。
Geo tz还通过 实验确定 了升 力曲线斜率, 并且利用气动中心 位置来进行双楔形、二自由度机 翼的半经验主义的准定常颤振分 析。所用的机翼外形类似于文献 [ 10]和 [ 13] 中研 究的外 形。半 经验主义、 准定常分析的结果跟 试验结果以及牛顿法和活塞理论 非定常气动力学法计算的结果进 行了比较。 从这个研究中得出了 两个基本结论 : 1) 俯仰 阻尼 力矩 对于颤 振 解很重要 ; 2) 半经 验主 义准 定常法 预 测的颤振精度相对于基于活塞理 论和牛顿气动力学的方法不会有 [ 14 ] 很大改善 。 NASA 兰利中心在 M a = 20 47
高超声速飞行器设计中面临 的高超声速流问题促进了对高超 声速气动弹性和气动热弹性的研 究。高超声速飞行器在大气层内 飞行带来的气动热和载荷作用于 机 身, 在 来流、气 动力、结构、 控制和推进系统之间产生了复杂 的相互作用
[ 1 7]
Fra Baidu bibliotek
。这 些相互作 用
在过去并未引起足够关注 , 而且 由于无法利用风洞缩比模型在亚 声速流和超声速流中进行气动弹 性 和气动 热弹性 方面的 常规 试 验 , 因而高超声速飞行的气动弹 性仿真显得更加重要。 由于速度扰动相对外部声速 飞航导弹 2010 年第 9期
[8 , 9]
翼厚度的增加会带来失稳效应。 同样 , 在上述马赫数范围内 , 增 加机翼钝度可增加其稳定性。最 后, 随着马赫数的增加 , 活塞理 论和实验分析的一致性也得到改 善。还可以看到, 活塞理论的结 果相对于实验颤振边界不能保持 总体守恒
[ 10]
他还对三角形升力表面高超 声速气动弹性行为中机翼前缘后 掠的影响进行了实验性和分析性 [ 19 ] 研究 。另外 , 还 对 钝头 单 楔 形、双楔形以及厚平板形等几种 外形进行了研究。结果显示 , 机 翼前缘后掠角从 60 增加到 65 或 70 , 会增加不稳定 性, 再继 续增加则趋于稳定 , 而在风洞中 得到这个结果的后掠角要更大一 些。Geotz把这 些结果 与用 活塞 理论以及牛顿非定常气动力学计 算的 结果 进 行了 比 较, 结 果 显 示, 从颤振速度方面来说 , 相对 于实验结果, 活塞理论和牛顿法 计算 出来 的 结果 是 守恒 的。另 外, 牛顿法的结果更接近地预测 了所有考虑的情况的实验颤振速 度。活塞理论的颤振速度比实验 颤振速度低 50 % , 而牛顿法的颤 振速度最多只比实验颤振速度低 25 %
最小质量要求以及产生大量气动 热和不稳定表面压力的高速流的 结合 , 使薄壁面受到极大的平面 内和平面外载荷。 大部分关于平板颤振的研究 都集中于超声速领域 ( 2< M a < 4), 但是最近高超声速平板颤振 也开始受到关注。在这方面普遍 使用的气动理论要么是活塞理论 (M a > 2 ), 或 者适用于低 超声 速 (1 . 2 < M a < 2 ) 的 Van Dyke 二阶理论。 早期的一系列关于处理高超 声速气动热弹性的文献就认为平 板颤振对于再入飞行器的设计和 高超声速巡航飞行器的研究非常 重要 , 当存 在 平面 内 载荷 的 时 候, 壁面对扰动不稳定性非常敏 感, 并提出气动热在平板颤振中 扮演了重要角色。 早期对于平板颤振的实验研 究显示, 由于平板的变形产生非 线性膜力 , 平板只是表现出极限 周期振动而不是突然失效。近期 对于平板颤振的研究都采用了有 限元对复合板和温度影响进行建 模。当前对于平板颤振进一步的 分析研究很活跃。研究的范围包 括了各种机体边界约束条件和负 面的几何影响 , 也包括一些非线 性气动弹性平板颤振行为和高速 偏航气流中的圆柱形面板。 2 高超声速气动弹性研究 对机翼和整机的高超声速气 动弹性研究更加复杂 , 要求具有 更高的计算能力, 因此 , 与相对 便利的平板颤振问题相比, 对高 超声速流中的机翼和整机的气动 弹性行为的研究没有那么系统和 飞航导弹 2010 年第 9 期
速飞行器气动弹性 和气动 热弹性 领域 进行的研究 活动 , 重 点关注 对非 定常 高超声速气动力学 的建模 和把流 体与 结构之间的热传递 纳入气 动弹性 求解 等两个问题 , 归 纳出 了未来 高超 声速 气动弹性力学和气 动热弹 性力学 的发 展方向 。由于吸 气式 高超声 速飞 行器 机体 、推进系统 和控 制系统 的强 耦合 性 , 未来的发展 趋势 是把先 进计 算气 动热弹性法纳入飞行 器的综合分析 。 关 键词 性 高超 声速 颤振 气动 弹 气动热弹性
[ 19]
。
Sew all 等 人 对 各 种 锥 面 在 Ma = 6 . 83 和 M a = 15. 4的流体 条件下的颤振进行了分析性和实 验性研究。分析结果是通过二阶 活塞理 论、非定 常激 波 膨胀波 理论和非定常牛顿气动力学得出 的。从结果明显看出, 非定常牛 顿气动力学理论与试验结果相关 性更佳, 特别是在 M a = 15. 4时 候。 这很可能是由于锥面采用了 较厚的几何形状, 最适于采用牛 顿气动力学理论 。 Young 对双楔形剖面机翼的 二元颤振在 M a = 10 . 0时攻角和 机翼厚度的影响也进行了研究。 特别 对攻角为 0 ~ 10 下机翼 剖面厚度比分别 为 11 % 和 15 % 的缩比模型进行了试验。采用三 阶活塞气动理论进行分析, 得到 的结 果 可以 明显 看 出, 厚度 增 加、机翼攻角增加, 则颤振边界 下降。同样 , 采用活塞气动力学 理论预测的颤振速度在实验值的 [ 12 ] 6 % 范围之内 。 Goetz对 M a = 15 . 4 时平面 为方形、截面为双楔形机翼的前 缘钝度对高超声速气动弹性的影 响进行了实验性和分析性研究。 分析结果表明 , 把前缘钝度延长 到弦长的 1% 可以 增加稳 定性, 但是钝度再增大则会带来失稳效 应
情报交流
国外高超声速飞行器气动弹性和 气动热弹性概述
摘 要 概述 了 国外 在 高超 声
来说很大 , 高速气流的控制方程 需要保留非线性特征。这使得其 气动载荷分析比亚声速和超声速 气流要难得多。随着马赫数的增 加, 强激波离机体越来越近 , 附 面层厚度也迅速增加。因此 , 在 高马赫数环境下, 外层非粘性气 流、激波和附面层之间的粘性作 用影响更加显著。同时 , 由于显 著的来流压缩和粘性损耗, 激波 后的非粘性气流和附面层出现高 温
此 , 高效的计算和易于实施使这 些方法非常具有吸引力 , 在高超 声速外形的初步设计和趋势性研 究中得到应用。 由于粘性 相互作用的存在 , 附面层向外部无粘流扩散 , 导致 机体有效外形更厚, 这种现象在 高超声速流中影响更大 , 对表面 压力的分布和气动弹性的稳定性 [ 16, 18, 19 , 20 ] 均产 生 了影 响 。为 了 说明其对气动弹性计算的影响 , 可以计算出静态的附面层厚度然 [ 16, 19, 20] 后加到机体表面计算中 。 研究人员通常采用两种方法来计 算静态附面层厚度。一是采用半 经验的可压缩平板附面层关系来 生成有效外形, 二是使用通过解 定常 N S 方程得到的定常压力数 据 。 1 . 2 基于 CFD 的非定常高超声 速气动力学 近年来 , 随着计算能力的增 长 , 欧拉方程和 N S 方程的 CFD 求解成为可行的选择, 并且在许 多情况下, 较实验测试和近似空 气动力 理 论等 有 显著 改 善。最 近 , 在高超声速飞行器的气动弹 性 和气动 热弹性 分析上 对基 于 CFD 的非 定常空 气动力 学的 应 用进行了大量研究。 利用基于 CFD 的 空气动 力 学进行气动弹性分析主要在三个 方面 : 流 体 结 构 耦 合; 三 维 精 度 ; 时 间 精 度。为 了 尽 量 降 低 CFD 气动弹性分析的高昂成本 , 需要对这三个问题进行仔细的考 虑。 若要对流体中柔性结构的动 态响应特性进行预测, 则必须同 46
[ 3, 15]
性发展现状, 并对重点难点以及 未来发展方向进行探讨。 1 非定常高超声速气动力学的 建模方法 对非定常的气动力准确而有 效地建模是高超声速领域气动弹 性分析的一个挑战。过去 , 由于 计算能力和实验设备的限制 , 研 究人员对高超声速飞行器的气动 弹性分析必须依靠近似非定常气 动力学理论。然而近来 , 研究重 点转向了基于 CFD 的高精 度计 算气动 弹性力 学 ( CAE ) 工具 的 研发和应用, 随着计算能力的不 断提高, 这种方法逐渐变得可行 起来。 1 . 1 近似非定常高超声速气动 力学 大部分针对高超声速气动弹 性力学 的研究 都采用 了活 塞理 论, 或者 类似的 V an Dyke 二阶 理论。但是 , 其它的 一些方 法, 例如非定常激波膨胀波理论和非 定常牛 顿碰撞 理论有 时也 被采 用。这些方法都假设高超声速气 流无粘性并且忽略了真实气体效 应。尽管作了简化 , 这些近似手 段还是在一些特定情况下得到了 45
。这种强气动热将导致气
引
言
体离解和电离 , 使附面层发生化 学反应。这些现象在亚声速和超 声速飞行中没那么重要 , 基本上 不需要考虑。因此, 高超声速气 动力学问题的精确解只能通过求 解包 括真实 气体效 应的 非定常 N S 方程来获得, 这带来了相当 大的计算挑战。 对高超声速气动弹性和气动 热弹性领域的研究在 20 世纪 50 年代末到 60 年代非 常活跃。这 些研究为航天飞机的气动热弹性 设计提供了理论依据。早期的研 究都是断断续续的, 明显无法满 足高超声速飞行器设计和工作所 需的技术要求 , 本文的目的是研 究高超声速气动弹性和气动热弹
情报交流 足够 精 确 的 结 果
[ 2, 15, 16, 18]
。因
时求 得结构 和流体 运动 方程的 解。为了在新时间步长上利用流 体栅格的运动边界条件 , 首先必 须知道流体结构边界的位置和速 度。因此, 需要求解整个系统结 构方程, 而求解的前提是了解当 前表面压力, 而这又依赖于流场 的解 , 也即依靠于当前时间步长 内未知的边界条件。另外 , 对结 构中随时间推移的点使用拉格朗 日法来计算离散化结构模型, 而 离散化的流体模型则使用欧拉法 计算空间中一个特定位置随着时 间推移的流体质量。因此 , 两个 系统的精确耦合是个十分艰难的 任务。 求解流 体 结构耦合 系统的 一个直接办法是改变每一时间步 长的流体网格 , 这在计算上来说 代价很高。因此, 出现了几种替 代计算方法来进行瞬时气动弹性 的局部 细化计 算, 如 时间 空间 法、随 机 /混 合 欧 拉 拉 格 朗 日 法、多域法、泄流法、指数衰减 法等。 在 CFD 计算 中, 流 体 网格 的质量对于机体表面气动载荷的 精确预测是非常关键的。精确流 体计算对网格分辨率的要求给计 算资源带来 极大的负 担, 因此, 三维结构中高质量网格的生成是 一个非常具有挑战性的任务。 CAE 分 析 中最 佳时 间 步长 从根本上取决于精度以及计算资 源需求的平衡。 1 . 3 气动热弹性与平板颤振 平板颤振是发生在超声速或 者高超声速飞行器表面小块局部 区域的气动弹性不稳定性, 对结 构组件 ( 如蒙皮壁板 ) 产生影响。
[ 13 ] [ 11]
, 来检验为高速飞行器设
想的机翼外形潜在的颤振情况。 L auten 等人在气动弹性方面 对用于 X 15 的全动水平尾翼缩 比模型可能的颤振情况进行了实 验研究。 在 Ma = 6 . 86的风洞测 试条件下没有观察到任何颤振情 况。采用活塞气动理论, 对于颤 振速度进行分析性计算 , 计算得 到的颤振速度大约是试验得到的 速度的四倍。 分析认为最可能的 原因在于模型的刚度