基于CFD的机翼颤振分析
基于CFD的机翼颤振分析
amplitudes increase with freestream velocity, reeplay clearances and freeplay position, while decrease with friction and keep constant as initial pitching angle changes.
韩景龙20070301南京航空航天大学硕士学位论文摘要本文利用了fluent软件强大的流体计算功能通过其udf功能来编写结构方程和流固耦合程序并实现数据传递从而实现了利用流固耦合方法来进行气弹分析为在时域内分析复杂结构的非线性气动弹性响应问题提供了有效手段具有重要的工程应用意为能正确进行气动弹性分析本文首先对振荡翼型的非定常特性进行了研究包括小攻角时和动态失速时的非定常气动力计算并与实验结果进行了比较
Key words: aeroelasticity ,stall flutter ,UDF，Fluent ,dynamic stall,freeplay nonl
图清单
图 1.1 气动弹性力三角形 .................................................................................................. 1 图 2.1CFD 流程图 .............................................................................................................. 9 图 2.2 基于弹簧光滑节点开始状况 ................................................................................ 17 图 2.3 基于弹簧光滑节点结束状况 ................................................................................ 17 图 2.4 二维网格数据结构示意图 .................................................................................... 19 图 2.5 三维网格数据结构示意图 ................................................................................... 20 图 3.1 第一套网格 ............................................................................................................ 23 图 3.2 第二套网格 ............................................................................................................ 23 图 3.3 第一套网格升力系数曲线 .................................................................................... 24 图 3.4 第二套网格升力系数曲线 .................................................................................... 24 图 3.5 阻力系数曲线比较 ................................................................................................ 24 图 3.6 失速机翼周围的流场速度分布 ............................................................................ 24 图 3.7 α 0 = 5° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ............................................. 25 图 3.8 α 0 = 10° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 26 图 3.9 α 0 = 12° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 26 图 3.10 α 0 = 15° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ......................................... 26 图 3.11 深度失速时（ α 0 = 12° ）机翼周围流场的速度分布 ........................................ 28 图 3.12 α1 = 2° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 29 图 3.13 α1 = 5° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 29 图 3.14 α1 = 10° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线.......................................... 29 图 3.15 α1 = 15° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线.......................................... 30 图 3.16 k = 0.05 ，不同雷诺数下的非定常特性比较..................................................... 30 图 3.17 k = 0.1 ，不同雷诺数下的非定常特性比较 ....................................................... 31 图 3.18 k = 0.15 ，不同雷诺数下的非定常特性比较..................................................... 31 图 3.19 k = 0.2 ，不同雷诺数下的非定常特性比较....................................................... 31 图 3.20 k = 0.4 ，不同雷诺数下的非定常特性比较....................................................... 32 图 4.2 具有 2 个自由度的翼型示意图 ............................................................................ 36 图 4.3 复合材料夹层板结构机翼模型 ............................................................................ 38 图 4.4V＝40m/s，二维翼型的颤振响应 ........................................................................ 39 图 4.5V＝46.75m/s，二维翼型的颤振响应 ................................................................... 39
基于CFD／CSD耦合算法的机翼颤振分析
算 方法 的一 个 标 准模 型 ， 有 着 较 为完 备 的风洞 试 它 验数 据［ 。 ５ ＡＧＡＲ ４ ５ ６ 翼展 弦 比是 １ ６ ， 根 ］ Ｄ ４ ． 机 ．５梢 比为 ０ ６ ， 长 ０ ７ ２ｍ， 弦 长 ０ ５ ８７ｍ， ．６ 展 ． ６ 根 ． ５ 四分
维普资讯
２０ ２月 ０８年
西 北 工 业 大 学 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＮｏ ｔ ｗｅ ｔ ｒ ｌ ｔ ｃ ｎ ｃ ｌ ｏ ｒ ａ ｒ ｈ ｓ ｅ ｎ Ｐｏ ｙ ｅ ｈ ｉａ Ｕｎ ｖ ｒ ｉｙ ｏ ｉ ｅ ｓｔ
Ｆｅ ｂ．
一——■——■ 一 一
（ ａ 一阶模态 （ ｔ ） －ｇ￣ ） （） 二阶模态 （ 阶扭 转 ） ｂ 一 （ 三阶模 态 （ ｃ ） 二阶弯 曲 ） （ 四阶模态 （ ｄ ） 二阶扭转 ）
图 １ Ａ ＧＡＲ ４ ． 翼前 四 阶模 态 变 形 图 Ｄ ４ ５６机 收 稿 日期 ；０ ７Ｏ —７ ２ ０ 一１１ 基金项 目； 国家 自然 科 学 基 金 （ ００ ０ ２ 资 助 ９４５０）
之 一 弦 线 后 掠 角 为 ４ 。 机 翼 采 用 ＮＡＣ ５ ０ ５该 Ａ６ Ａ０ ４ 翼型 。采用 ４节点 等参 壳单 元建 立该机 翼 的有 限元
飞行器 结 构 的变形 及 流 场 的 变化 ， 且 它 还可 以计 并 算较为 复杂的外 形 。本文 首先 利用 有 限元 方法对机 翼结 构 进行 模 态分 析 ； 后 采 用 Ｅｕｅ 然 ｌｒ方程 计 算 非
２０ ０８
第２卷第１ ６ 期
Ｖ ｏ１ ２６Ｎ ｏ． ． １
基 于 Ｃ Ｄ／ Ｓ 耦 合算 法 的机 翼 颤 振 分 析 Ｆ ＣＤ
基于CFD手段对民用飞机抖振特性的判定
迎 角最为直观 的方 法是在给定 马赫数 下 ， 根据 Ｃ Ｄ计算结果 绘制 ｝不 Ｆ “ 同迎 角下机翼 表面的极限流线图 ， 直接观察分离区域 的范 同， 从而确认 抖振 初 始迎 角 。 １ 后缘压 力发散 ． ４ 般分离首先 出现在机翼后 缘 ， 或者在 激波处或在前缘 形成分离 气 泡并能迅速 扩展 至后缘 的机翼 ， 只要对压 力系数的展 向位 置做适 当 的选择 ， 后缘压 力发散和抖振 发生就完全 能够联系起来 。用翼面后缘 压力系数开始 急剧减小 的点来 确定抖振初 始迎角。对不 同展向位置 ， 得到的压力发散边界有很大变化 。一般情况预跨声速抖振开始发生 的 最佳位置大约在翼 面 ８％半翼展 、 ０ 当地弦长 ９ ％处 。 ５ ２抖振边界计算 ． 本文主要研究 某民用飞机 的高速抖振 ， 分别为带短 舱通气模型 和 带 动 力模 型 。 ２１ ．通气模 型和带动 力模型力 系数对 比（ 同迎角 ） 相 分别对 通气 、 带动力模型计算 了Ｍａ ０７ ５， ＝ ，８ 攻角＝ 。 。 Ｏ 一８， 从表 面极 限流线上看 出通气 、 带动力模 型机翼上翼 面激波诱导边 界层分离都 发 生在 ３ ～４ 攻角之间 、 Ｌ在 ０７ 到 ０８ 之 间。为了精 确预测抖振 发生 。 。 Ｃ ．０ ．Ｏ 升力系数 ， 对迎 角 ３到４ 每隔 ０１ 、 Ｌ Ｏ７ 到 ０７ 每隔 ０１ 。 。 ．。Ｃ 在 ．０ ．９ ．进行计算 。
流动的分离 导致抖振 ， 而人 或加速度计记 录下来 的正是后 者 。这 就意味着 ： 感受到 的或试 验设 备记录下来 的抖振强度与所 处地点 的 人 相对振动结构的节点和波腹的位置大有关系 。适航 当局接受 的抖振发 生 边 界基 于 在 飞 行 员 座 椅位 置 加 速 度 计 测 量记 录峰 一 峰 值 达 ｎ ＝ ０ ５ 。以下几种判据综合判定抖振发生和抖 振升力系数 。 ．ｇ ２ Ｉ 升力系数 曲线 和俯仰 力矩系数 曲线 ． １ 在一定 马赫 数下 ， 小攻 角范 围内 ， 攻角 ｏ和升 力系数 Ｃ Ｌ Ｌ成线性关 系 ， 增大到某个值时 ， 面出现气 流分 离区 ， 当 翼 升力线斜 率突然减小 机翼 出现轻 微的抖动 ， 时的迎角称为抖 振初始迎角 。在 给定马赫数 此 下， 随着 迎角的增大 ， 仰力矩 曲线呈 现出一个典型 的弯 折 ， 俯 这是纵 向 稳定性损失的特征 ， 此时翼面 上出现一定面积 的气流分离 区， 机翼 出现
一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法[发明专利]
![一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/ae63928c783e0912a3162a37.png)
专利名称：一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法专利类型：发明专利
发明人：费庆国,杭晓晨,李彦斌,姜东,蒋令闻
申请号：CN202010194840.1
申请日：20200319
公开号：CN111460576A
公开日：
20200728
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种用于机翼颤振分析的特征值追踪方法，包括如下步骤：(1)在当前时刻，对机翼结构进行特征值分析，得到左特征向量和右特征向量矩阵；(2)在下一速度时刻，获取变化后的系统矩阵，并对其进行特征值分析，将得到的左特征向量矩阵与前一时刻的右特征向量矩阵进行正交检验，将得到的右特征向量矩阵与前一时刻的左特征向量矩阵进行正交检验，得到正交检验矩阵；(3)将正交检验矩阵中的元素按从大到小排序，对应变化前后的特征值排序。
本发明基于系统矩阵的左、右特征向量矩阵，利用左、右特征向量矩阵的绝对正交性，准确追踪系统特征值的变化趋势，具有实际工程意义。
申请人：东南大学
地址：210096 江苏省南京市玄武区四牌楼2号
国籍：CN
代理机构：南京经纬专利商标代理有限公司
代理人：罗运红
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飞机颤振现象数值模拟
飞机颤振现象数值模拟近年来，随着飞机工业的不断发展，飞机颤振现象的问题也越来越受到关注。
飞行中的颤振不仅给乘客带来恐慌，严重的颤振还会对机身以及机械设备造成不可逆的损伤。
因此，我们需要对飞机颤振现象进行数值模拟分析，以更好地理解颤振的成因和特性，并寻求有效的解决方案。
飞机颤振的成因主要包括三个方面：结构强度、飞行状态及环境因素。
其中，结构强度是最主要的因素。
在飞行中，飞机机身及其附属物受到的气动力、重力等多种外力的作用，从而在某些特定的频率下产生振动。
这种振动会向飞机的其他部位传递，进而对机身结构造成损伤。
因此，为了避免颤振现象的发生，我们需要对飞机结构强度进行分析和优化设计。
在计算机辅助设计软件的帮助下，我们可以对飞机进行三维建模，并将其纳入数值模拟分析。
通过建立合理的数学模型和仿真分析，我们可以得出飞机在特定频率下的应力分布和振动情况，以此检测飞机的强度和耐久性。
同时，在飞行状态及环境因素方面，我们也应进行充分考虑。
飞机在空气动力学环境下的状态是非常复杂的，因而对飞行过程进行准确的建模和仿真是非常必要的。
通过仿真，我们可以模拟飞机在各种气流和涡流下的流场变化情况，以此来研究飞机在不同气流环境中的耐受性。
除了结构强度和飞行状态外，外界环境因素对飞机颤振也产生着重要的影响。
当飞机遇到强烈的自然过程诸如大风暴和雷击等情况时，其结构会受到很大的威胁。
因此，在设计过程中，应该根据地貌和气象条件来选择适当的飞行路径，以减小或避免飞机遭受强烈的自然过程的影响。
总体上，在解决飞机颤振问题方面，需要针对以上三个方面进行充分的研究和分析。
除了数值模拟分析之外，我们还应该对于飞机的结构设计、飞行规划等方面做出改进和完善。
这样，飞机颤振现象才能得到更好的控制和管理。
在数值模拟的过程中，我们需要采用一些专业的工具和软件。
其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）是最为常见的模拟工具。
CFD主要用于描述飞机在流动场中的运动行为，而FEA则主要用于分析飞机受到各种载荷时的应力和变形情况。
机翼有限元模型振动和颤振特性分析
第15卷增刊计算机辅助工程 V ol. 15 Supp1. 2006年9月COMPUTER AIDED ENGINEERING Sep. 2006 文章编号：1006-0871(2006)S1-0053-03机翼有限元模型振动和颤振特性分析刘成玉，孙晓红，马翔(中航第一飞机设计研究院，陕西西安 710089)摘 要：采用MSC Patran，MSC Flds建立某型飞机机翼的动力学有限元模型. 应用MSC Nastran中求解序列SOL 103对其进行固有模态分析，利用求解序列SOL 145进行颤振分析.通过分析得到该机翼的振动和颤振特性，为飞机研制提供依据.关键词：机翼；结构动力学；有限元模型；振动；颤振；MSC Nastran中图分类号：V215.34; TP391.9文献标志码：A0 引言飞机结构的振动和颤振分析需要建立结构动力有限元模型，模拟结构的刚度和惯量，从而确定飞机结构的固有动力特性. 首先采用MSC Patran建立了机翼的结构动力学有限元模型，应用MSC Flds 中的气动弹性模块建立非定常气动力计算模型，然后使用MSC Nastran进行模态分析和颤振特性分析，计算结果有待试验的进一步验证.1 机翼结构动力学有限元模型的建立在机翼静力分析有限元模型的基础上，按照机体结构传力路线进行简化，并加入质量特性，生成动力学有限元模型.1.1 质量特性的加入由于静力分析的有限元模型与动力分析模型不同，需要经过必要的修改和转换. 在熟悉静力模型各个部件所采用的有限单元和材料特性的基础上，给材料特性卡加上密度项使模型具备质量特性（质量、质心、惯量），然后再对模型进行质量估算和振动分析.利用MSC Patran软件对静力模型进行修改，首先把机翼模型拆分为8个部分，即外翼盒段、固定前缘、固定后缘、翼梢小翼、内襟翼、外襟翼、副翼和缝翼，并生成相应的模型文件；然后逐一对各个部件加入材料密度或是集中质量，使各个部件的质量特性与真实结构的质量特性尽可能一致. 系统及燃油质量，用集中质量卡（CONM2）施加于相应质心上，并用MPC元约束在主盒段上. 经过调整后的有限元模型结构质量特性与目标值是一致的.1.2 局部模态的消除将添加了质量特性的单机翼有限元模型在飞机对称面处固支，进行机翼的振动特性分析以检查是否有局部的模态存在. 通常消除局部模态所用的方法为：消去模型中一些元素（如劲力模型中的虚杆、虚板等元素），或者加上必要的约束. 经过不断修改和调整模型，使得在感兴趣的频率范围内不出现局部模态. 对于本次计算而言，感兴趣模态包括机翼一弯、机翼二弯、机翼一扭、小翼弯曲、副翼旋转等. 最后形成的机翼动力学有限元模型见图1.图 1 机翼动力学有限元模型2 模态分析将单机翼动力学有限元模型在飞机对称面处固支，应用MSC Nastran求解序列SOL 103对机翼基本设计状态（机翼油箱无油情况）进行振动模态分析，再用MSC Patran进行后处理. 各主要振动模态的计算频率值见表1；各主要振动模态的振动形态见图2～图7.54 计 算 机 辅 助 工 程 2006年表 1 机翼固有频率计算结果模态阶数模态名称 计算频率/Hz1 机翼一弯 3.332 机翼水平一弯 8.463 机翼二弯 9.404 机翼三弯 15.165 机翼一扭 19.586 小翼弯曲 22.517 机翼水平二弯 24.548 机翼二扭 27.17 9副翼旋转28.77图 2 机翼1阶弯曲模态图 3 机翼2阶弯曲模态图 4 机翼3阶弯曲模态图 5 机翼1阶扭转模态图 6 翼尖小翼弯曲模态图 7 副翼旋转模态3 颤振特性分析3.1 机翼颤振计算气动分区及网格划分应用MSC Flightloads 中的气动弹性模块，将机翼划分为6个气动分区，其中副翼、翼尖小翼单独分区；机翼的主翼面分别从内、外襟翼的分界处，襟翼、副翼分界处，副翼外边界及翼尖小翼根部划分. 机翼的气动分区及网格划分见图8.图 8 机翼气动分区及网格划分3.2 机翼基本设计状态的颤振分析应用MSC Nastran 求解序列SOL 145对机翼有限元动力模型进行变飞行高度的颤振计算. 颤振计算结果见表2，在飞行零高度下的颤振计算v-g-f 曲线见图9. 飞行高度在2 200 m 计算颤振速度V f 为324.60 m/s ，则当量颤振速度V Fdl 为：V Fd1=28.291986.0/225.1/60.324//0==ρρf V m/s 从表2和图9可见机翼颤振机理主要是以机翼一扭模态为主、机翼弯曲模态参与的耦合型颤振.表 2 机翼基本设计状态变飞行高度颤振计算结果飞行高度/m 0 2200 7300 10688 颤振速度Vf/m·s －1 296.47324.60 412.0 497.07颤振频率/Hz16.0216.00 15.91 15.85当量颤振速度/ m·s －1296.47291.28 281.62 276.15颤振机理机翼弯扭型颤振增刊 刘成玉，等：机翼有限元模型振动和颤振特性分析 55f (H z )V (m/s)图 9 机翼基本设计状态（机翼无油、飞行0高度）v-g-f 曲线4 结束语建模中往往存在某些不确定的因素，如果模型建立的比较合理，用MSC Nastran 可以给出非常接近实际的结果. 对机翼结构做动态特性分析，要做到从理论上准确计算固有频率，必须构建出一个精确的动力学有限元模型，而建模及分析的准确性，必须用试验加以验证. 在目前质量和刚度分布数据条件下，通过对机翼有限元模型的振动和颤振特性分析，可以看出机翼的颤振机理是以机翼一扭为主、弯曲模态参与的突发型颤振；基本设计状态下机翼颤振特性符合颤振包线的要求.参考文献：[1] MSC Patran User’s Manual[K].[2] MSC Nastran Quick Reference Guide[K].[3] MSC Nastran Aeroelastic Analysis User’s Guide[K].（编辑 廖粤新）。
基于CFD手段对民用飞机抖振特性的判定
基于CFD手段对民用飞机抖振特性的判定
徐朱瑞;张淼;张美红
【期刊名称】《科技信息》
【年(卷),期】2012(000)028
【摘要】本文介绍了抖振起始边界判定的常用方法,并采用数值计算分析了某民用飞机带通气短舱和动力短舱模型的高速抖振边界.经分析,观察极限流线和激波位置移动的方法可较精确地给出高速抖振起始升力系数.
【总页数】2页(P376-377)
【作者】徐朱瑞;张淼;张美红
【作者单位】上海飞机设计研究院总体气动部;上海飞机设计研究院总体气动部;上海飞机设计研究院总体气动部
【正文语种】中文
【相关文献】
1.CFD方法的大跨度桥梁抖振荷载
2.民用飞机抖振包线图绘制研究
3.超临界翼型跨声速抖振 CFD 计算和 POD 分析
4.民用飞机抖振特性试飞方法研究
5.一种运输类飞机初始抖振判定方法
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机翼振动模态试验与颤振分析
机翼振动模态试验与颤振分析1 引言高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。
由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。
大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。
这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。
气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。
在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。
颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。
所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。
在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。
真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。
根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。
有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。
在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。
本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长 1 米，弦长0.12 米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。
2 模态数值分析有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。
另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。
所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。
使用Nastran 有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表 1 所示。
基于 CFD 和 CSD 耦合的涡激振和颤振气弹模拟
基于 CFD 和 CSD 耦合的涡激振和颤振气弹模拟李永乐;朱佳琪;唐浩俊【摘要】以 FLUENT 为研究工具，利用微分方程的数值解法和动网格技术，基于松耦合方法将 Newmark 算法通过UDF 嵌入 Fluent 软件中，实现了 CFD 和CSD 耦合的分析方法。
通过建立二维方柱绕流模型，计算了竖向单自由度振动方柱在不同风速下的斯托罗哈数和最大振幅的变化情况，模拟了涡激共振锁定现象，并与静态绕流的结果进行了对比。
建立了具有竖向振动和扭转振动二自由度的薄平板模型，并识别了该平板的颤振导数，进一步对其弯扭耦合颤振临界风速进行了逼近计算，本方法得到的颤振临界风速与 Scanlan 理论公式和 Selberg 理论公式吻合较好。
%Taking advantage of the software FLUENT and using the numerical solution of differential equation and the dynamic mesh model,a CFD/CSD coupling solution based on loose coupling was realized by embedding the Newmark method into FLUNT with the help of UDF function.A 2D-square cylinder model was established to investigate the change of Strouhal number and the maximum vertical vortex-excited amplitude of the square cylinder under different wind speed. The lock-in phenomenon of vortex-excited resonance was observed in the process of simulation and it was compared with the result of static square cylinder.A 2D flat plate model with vertical and torsional degrees of freedom was established to identify the flutter derivatives of the flat plate and to determine the flutter critical wind speed of flutter.The simulation result agrees well with the critical wind speeds of flutter calculated by using the Scanlan's formula and Selberg's formula.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2015(000)012【总页数】6页(P85-89,114)【关键词】CFD 和 CSD 耦合分析;动网格;涡激振;颤振;气弹效应【作者】李永乐;朱佳琪;唐浩俊【作者单位】西南交通大学桥梁工程系，成都610031;西南交通大学桥梁工程系，成都 610031; 嘉兴市交通工程质量安全监督站，浙江嘉兴 314001;西南交通大学桥梁工程系，成都 610031【正文语种】中文【中图分类】O351.2空气与弹性体的相互作用是一个复杂的流固耦合作用过程。
基于ANSYS_CFX耦合的机翼颤振分析_卢学成
第27卷 第9期计 算 机 仿 真2010年9月 文章编号:1006-9348(2010)09-0088-04基于A N S Y S/C F X耦合的机翼颤振分析卢学成,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,陕西西安710072)摘要:在飞行器飞行气动特性的研究中,为避免传统方法进行颤振点预测时的“准模态”假设,能够更加准确地仿真机翼在流场中的真实运动情况,根据C F D/C S D一体化设计思想,采用了A N S Y S/C F X紧耦合算法,对国际标准气动弹性模型A G A R D445.6机翼作了颤振分析,验证性地研究了亚音速和跨音速颤振机理,将仿真计算结果和实验数据进行了比较。
表明耦合计算所得的颤振速度和颤振频率和实验值吻合,在亚音速阶段,机翼颤振主要是机翼的弯曲扭转耦合运动引起,而跨音速阶段则主要是机翼的弯曲运动的不稳定性引起,与理论定性分析得到的结果一致,证明A N S Y S/C F X全耦合的应用为求解非线性流固耦合问题提供了有效的方法。
关键词:弹性变形;颤振;强耦合;流固耦合中图分类号:V211.47 文献标识码:AAC o u p l e dA N S Y S/C F XMe t h o dF o r T h e A G A R D445.6Wi n g F l u t t e r C a l c u l a t i o nL UX u e-c h e n g,Y EZ h e n g-y i n,Z H A N GC h e n-a n(N a t i o n a l K e y L a b o r a t o r y o f A e r o d y n a m i c D e s i g na n dR e s e a r c h,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a lU n i v e r s i t y,X i'a nS h a n x i710072,C h i n a.)A B S T R A C T:I no r d e r t o a v o i d t h e“q u s i-m o d e”a s s u m p t i o n f o r t h e w i n g f l u t t e r p r e d i c t i o n,a C o u p l e d A N S Y S/C F Xm e t h o d i s e m p l o y e df o r t h e A G A R D445.6w i n g f l u t t e r c a l c u l a t i o n a n d i n v e s t i g a t i o n o f t h e d i f f e r e n t f l u t t e r m e c h a n i s m si nt h es u b s o n i c a n dt r a n s o n i c r e g i o n s.T h e s i m u l a t i o n r e s u l t s,b o t hi nf l u t t e r f r e q u e n c y a n df l u t t e r s p e e d a r ei ng o o da g r e e m e n t w i t h e x p e r i m e n t s.F i n a l a n a l y s i s s h o w st h a t t h ef l u t t e r m o t i o ni nt h e s ub s o n ic r e g i o ni s c h a r a c t e r i z e da sc l a s s i c a l f l u t t e r w i t h a c o m b i n a t i o no f t h e w i n g-b e nd i n g a n d w i n g-t o r s i o n m o t i o n,w h i le t h e t r a n s o n i cf l u t t e r i s c h a r-a c t e r i z e da s ab e n d i n g m o t i o ni n s t a b i l i t y.I t a l s o s h o w s t h a t t h ec o u p l i n g m e t h od i s re l i a b l e t o s o l v e n o n l i n e a rf l u i d-s t r u c t u r ei n t e r a c t i o n(F S I)p r o b l e m s.K E Y WO R D S:A e r o e l a s t i c i t y;F l u t t e r;S t r o n g-c o u p l e d;F S I1 引言颤振是飞行器飞行时常见的一种气动弹性现象,它对飞行器的破坏是灾难性的。
航空发动机涡扇叶颤振分析与抑制技术研究
航空发动机涡扇叶颤振分析与抑制技术研究航空发动机作为现代航空技术的重要组成部分，其运行状态对于飞机的安全和性能具有重要影响。
然而，在发动机运行过程中，叶片颤振等问题可能会出现，对发动机的安全和性能带来不利影响。
本文将重点探讨航空发动机涡扇叶颤振分析与抑制技术的研究，为保障航空安全做出贡献。
一、航空发动机涡扇叶颤振的原因与机理1.1 原因涡扇叶片颤振是航空发动机中普遍存在的问题，其产生的原因较为复杂。
主要包括以下几点：（1）不同叶片之间的谐波干涉：当叶片振动频率相同或者相差很小时，容易出现谐波干涉。
（2）气动不稳定性：发动机工作时，通过叶片表面的气流产生激振力，其中存在一定的气动不稳定性。
当激振力足够强或者气流不稳定时，便会引起叶片振动。
（3）叶片本身的刚度和阻尼特性：叶片的刚度和阻尼特性是决定其自振频率和阻尼比的重要因素。
当叶片的刚度或阻尼发生变化时，其自振频率和阻尼比也会发生变化，从而引起叶片颤振。
1.2 机理涡扇叶片颤振的机理是叶片激振和非线性能量转移的结果。
其中，叶片激振包括气动激振和结构激振两种方式。
气动激振是由通过叶片表面的气流产生的气动力引起的，而结构激振则是由叶片自身的振动引起的。
叶片振动会使得非线性能量转移到其它振动模态上，这些模态的振幅进一步增强，最终致使叶片颤振。
对于航空发动机来说，叶片颤振问题的解决一直为人所关注。
二、航空发动机涡扇叶颤振的分析方法航空发动机涡扇叶颤振的分析方法主要包括数值模拟和试验两种方式，其中数值模拟采用计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）等方法，试验则包括基础实验和高速实验。
2.1 数值模拟数值模拟是一种重要的分析涡扇叶颤振的方法，其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）应用广泛。
（1）计算流体力学（CFD）分析：CFD方法是一种解决流动问题的数值计算方法，可用于模拟空气流动和叶片气动力之间的相互作用。
CFD方法可以提供叶片表面的气动压力、速度和气动力等重要参数，从而帮助确定叶片的气动稳定性和颤振特性。
基于CFD方法的机翼阵风响应研究
飞 机 设 计第2期20邹 辉 等：高超声速湍流高效模拟算法第31卷 第2期2011年 4月飞 机 设 计AIRCRAFT DESIGN V ol. 31 No. 2Apr 2011文章编号：1673-4599（2011）02-0020-05基于CFD方法的机翼阵风响应研究许晓平1，张艳敬2（1. 西北工业大学 航空学院，陕西 西安 710072）（2. 中国航天科工集团公司 第九研究院，湖北 武汉 430040）摘 要：通过引入“网格速度”方法模拟阵风条件，求解非定常欧拉方程实现了不同展弦比0012平直机翼阵风响应的数值模拟。
首先采用该方法对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了计算，计算结果与文献结果、理论值吻合良好。
进一步对展弦比分别为5、10的0012平直机翼在迎角阶跃型、One-Minus-Cosine型阵风作用下的气动力响应过程进行了模拟分析。
研究结果表明，当展弦比增大时，阵风作用下机翼的升力系数响应会增加，机翼翼根部位气动响应幅值大于翼尖部位响应特性。
关键词：数值模拟；阵风响应；非定常；迎角阶跃型阵风；One-Minus-Cosine型阵风；平直机翼中图分类号：V211 文献标识码：AStudy of the Wing Gust Response for Based-CFD MethodXU Xiao-pin 1 , ZHANG Yang-jing 2( 1. School of Aeronautics , Northwestern Polytechnical University , Xi'an 710072 , China )( 2. The 9 th Research Institut of China Aerospace Science & Industry Corp. , Wuhan 430040 , China )Abstract : Based on unsteady Euler equations, dynamic response in vertical gust flow perturbation are investigated for the 0012 rectangular wing with different aspect ratio. The grid velocity method was introduced to simulate the gust influence. First, after applying this method to simulate typical NACA0006 airfoil gust response to a step change in the angle of attack, it is shown that the calculated lift responses of the airfoil agree well with calculated value in reference. Furthermore, gust responses for the One-Minus-Cosine gust profile and gust leading a step change in the angle of attack are analyzed for the 0012 rectangular wings of aspect ratio 5 and 10. It is found that the direct calculation of the gust response using computational fl uid dynamics gives quite accurate results and provides a rich database. The result shown that the lift magnitude for the wing of aspect ratio 10 is larger than the wing of aspect ratio 5, and the steady state lift reached is lower for the outboard stations of the wing.Key words : numerical simulation ; gust response ; unsteady ; gust to a step change in the angle of attack ; One-Minus-Cosine gust ; rectangular wing 收稿日期：2010-06-08；修订日期：2011-01-17阵风，又称突风（gust），是大气中一种强度较大的确定性风扰动。
基于CFD和CSD耦合的涡激振和颤振气弹模拟
关键词 ：Ｃ Ｆ Ｄ和 Ｃ Ｓ Ｄ耦合 分析 ； 动 网格 ； 涡激振 ； 颤振 ； 气 弹效应
中 图分 类 号 ：０ ３ ５ １ ． ２ 文 献 标 志码 ：Ａ Ｄ Ｏ Ｉ ： １ ０ ． １ ３ ４ ６ ５ ／ ｊ ． ｃ ｎ ｋ ｉ ． ｊ Ｖ Ｓ ． ２ ０ １ ５ ． １ ２ ． ０ １ ５
振
动
与
冲
击
第３ ４卷第 １ ２期
Ｊ ＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＶＩ Ｂ ＲＡＴＩ ＯＮ ＡＮＤ Ｓ ＨＯＣＫ
基于 Ｃ Ｆ Ｄ和 Ｃ Ｓ Ｄ耦 合的涡激振 和颤振气弹模拟
李永乐 ，朱佳琪 ，唐浩俊
（ １ ． 西南 交通大学 桥梁工程系 ， 成都 ６ １ ０ ０ ３ １ ； ２ ． 嘉 兴市交通工程质量安全监督 站 ， 浙江 嘉兴 ３ １ ４ ０ ０ １ ）
ｏ ｆ Ｓ ｔ ｒ ｏ ｕｈ ａ ｌ ｎ ｕ ｍｂ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｍａ ｘ ｉ ｍｕ ｍ ｖ ｅ ｒ ｔ ｉ ｃ ｌ ａ ｖ ｏ ｔｅ ｒ ｘ — ｅ ｘ ｃ ｉ ｔ ｅ ｄ ａ ｍｐ ｌ ｉ ｔ ｕ ｄ ｅ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｓ ｑ ｕ ａ ｒ ｅ ｃ ｙ ｌ ｉ ｎ ｄｅ ｒ ｕ ｎ ｄｅ ｒ ｄ ｉ ｆｅ ｒ ｅ ｎ ｔ ｗｉ ｎｄ ｓ ｐｅ ｅ ｄ ． Ｔｈ ｅ ｌ ｏ ｃ ｋ ・ － ｉ ｎ ｐ ｈｅ ｎｏ ｍｅ ｎ ｏ ｎ ｏ ｆ ｖ ｏ ｒ ｔ ｅ ｘ － － ｅ ｘ ｃ ｉ ｔ ｅ ｄ ｒ ｅ ｓ ｏ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ ｗａ ｓ ｏ ｂｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｉ ｔ ｗａ ｓ ｃ ｏ ｍｐ ａ ｒ ｅ ｄ ｗｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｏ ｆ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｃ ｓ ｑ ｕａ ｒ ｅ ｃ ｙ ｌ ｉ ｎ ｄ ｅ ｒ ．Ａ ２Ｄ ｌａ ｆ ｔ ｐｌ ａ ｔ ｅ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｗｉ ｔ ｈ ｖ ｅ ｒ ｔ ｉ ｃ ｌ ａ ａ ｎ ｄ ｔ ｏ ｒ ｓ ｉ ｏ ｎ ｌ ａ ｄ ｅ ｇ ｒ ｅ ｅ ｓ ｏ ｆ ｒｅ ｆ ｅ ｄ ｏ ｍ ｗａ ｓ ｅ ｓ ｔ ａ ｂ ｌ ｉ ｓ ｈ ｅ ｄ ｔ ｏ ｉ ｄ ｅ ｎ ｔ ｉ ｆ ｙ ｔ ｈ ｅ ｌｕ ｆ ｔ ｔ ｅ ｒ ｄ ｅ ｉｖ ｒ ａ ｔ ｉ ｖ ｅ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｆ ｌ ａ ｔ ｐ ｌ ａ ｔ ｅ ａ ｎ ｄ ｔ ｏ ｄ ｅ ｔ ｅ ｒ ｍｉ ｎ ｅ ｔ ｈ ｅ ｌｕ ｆ ｔ ｔ ｅ ｒ ｃ ｉｔ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｗｉ ｎｄ ｓ ｐ ｅ ｅ ｄ ｏ ｆ ｌｕｔ ｆ ｔ ｅ ｒ ． Ｔｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ
基于CFD和系统辨识理论的大跨桥梁颤振导数识别研究的开题报告
基于CFD和系统辨识理论的大跨桥梁颤振导数识别研究的开题报告一、选题背景大跨桥梁由于结构特殊，常常处于风、流、车、人等多种载荷的作用下，因此容易发生颤振现象。
颤振会导致桥梁的疲劳破坏和寿命缩短，还可能引起交通事故。
因此，对大跨桥梁的颤振特性及其机理进行研究，对提高桥梁的安全性和使用寿命具有重要意义。
目前，大跨桥梁的颤振研究大多基于试验和结构分析方法。
试验方法存在检测难度大、成本高等问题；结构分析方法则需要大量的参数和假设，且未考虑非线性和随机性因素的影响。
因此，如何通过更加精确的方法获取大跨桥梁的颤振导数成为当前研究的热点问题。
二、研究内容本项目拟采用CFD（Computational Fluid Dynamics）和系统辨识理论相结合的方法，从物理机理出发，对大跨桥梁的颤振导数进行识别与分析。
研究包括以下几个方面：1. 基于CFD的大跨桥梁风场数值模拟借助CFD技术，建立大跨桥梁的风场模型，进行风场数值模拟，得到桥梁各部位的风压数据和空气动力学特性。
2. 基于系统辨识理论的颤振导数识别选取桥梁的关键部位，结合试验数据和数值模拟结果，采用系统辨识理论获取颤振导数。
具体而言，可以采用常用的经验模态分析（EMA）法或线性参数变化（LPM）方法等，建立桥梁的频域数学模型，并计算其颤振导数。
3. 颤振响应分析与优化将得到的颤振导数代入结构分析模型中，分析桥梁的响应特性，识别颤振模态和频率。
在此基础上，针对桥梁的颤振问题进行优化设计，采取一些结构措施以减小颤振风险。
三、研究意义和创新点本研究是基于CFD和系统辨识理论相结合的方法，通过物理机理研究大跨桥梁的颤振问题。
其意义在于：1. 提供了一种新的获取桥梁颤振导数的方法，相较于常规的试验和结构分析，具有更加精确、可靠、经济的优点。
2. 可以全面了解大跨桥梁的颤振特性，比如颤振模态、颤振频率等，有助于对桥梁的风险评估、健康监测等方面的研究。
3. 进一步探索桥梁颤振的机理和对策，对优化桥梁设计和提高桥梁安全性具有指导意义。
基于CFD的飞机机翼气动性能优化研究
基于CFD的飞机机翼气动性能优化研究随着航空工业的不断发展，人们对飞机机翼气动性能的要求越来越高。
而基于CFD的飞机机翼气动性能优化研究正是为了满足这样的需求而产生的。
CFD（Computational Fluid Dynamics）是指计算流体力学，它是通过求解一系列非线性偏微分方程组来模拟流体运动的数值方法。
CFD作为一种高精度、高效率、低成本的计算方法，被广泛应用于气动性能优化等领域。
飞机的机翼是飞机重要的组成部分，对飞机的飞行性能起着至关重要的作用。
因此，对于飞机机翼气动性能的优化研究，可谓是飞机制造业中的重中之重。
机翼的气动性能可能会受到多种因素的影响，如机翼形状、机翼表面粗糙度、机翼角度等。
基于CFD的飞机机翼气动性能优化研究，主要是通过数值模拟的方法，对机翼各项气动性能参数进行分析，并在此基础上进行优化设计。
在进行CFD模拟时，首先需要建立一个几何模型。
这个模型包括了机翼的各项尺寸和形状，以及机翼表面的粘性层厚度等细节信息。
在模型建立完成后，需要对模型进行网格划分，以便将流体的运动离散化为单元区域计算。
接着，我们需要确定模拟所需要的计算条件，如流场的入口速度和温度、流场中的粘性系数等。
在这一步完成后，我们就可以利用CFD求解器对模拟进行求解了。
求解器会对模型所采用的计算方法进行数值计算，并得出流场的各项参数。
得出流场参数后，我们就可以对机翼的气动性能参数进行分析了。
这包括了机翼的升阻比、升力系数、阻力系数、升力分布等。
同时，我们可以通过CFD模拟进行参数扫描，研究不同参数对机翼气动性能的影响，并分析影响机翼气动性能的主要因素。
在分析完机翼的气动性能参数后，我们就可以进行针对性的优化设计。
这包括了机翼形状的改变、机翼表面的流线型设计、机翼角度的调整等。
通过CFD模拟，我们可以对各种优化方案进行验证，并得到最优方案。
需要注意的是，虽然CFD模拟在飞机机翼气动性能优化研究中起到了至关重要的作用，但它仅仅是一个模拟工具，依然需要在实际飞行中进行验证。
基于CFD_CSD耦合算法的机翼颤振分析_曾宪昂
基于CFD /CSD 耦合算法的机翼颤振分析¹曾宪昂,徐 敏,安效民,陈士橹(西北工业大学航天学院,陕西西安 710072)摘 要:用计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合算法对标准气动弹性模型AGARD 445.6机翼作了颤振分析,主要研究机翼的跨音速颤振求解问题。
采用常体积转换法(CVT )进行流体与结构之间的数据交换并运用松耦合方法对气动弹性方程进行时域推进仿真。
计算机翼在M a =0.499～1.072的颤振边界,并将计算结果同偶极子格网法(DLM )的计算结果与试验结果比较,结果显示CFD/CSD 耦合计算结果较DLM 计算结果更接近于试验值,尤其是在非线性强的跨音速区域。
可见,CFD /CSD 耦合计算比DLM 具有很大的优越性。
关 键 词:计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合算法,AGARD 445.6机翼,颤振分析,常体积转换(CVT ),偶极子格网法(DLM )中图分类号:V 211.47 文献标识码:A 文章编号:1000-2758(2008)01-0079-04 颤振是飞行器飞行时常见的一种气动弹性现象,它对飞行器的破坏是灾难性的。
在过去,广泛运用于飞行器的颤振计算方法是偶极子格网法(DLM),它是基于线化位流理论的一种颤振计算方法。
在很多的商业软件中都应用DLM 进行气弹分析,如广泛应用于工业设计的M SC .NASTRAN 的气动弹性模块[1]等。
但是DLM 是一种基于线化理论的方法,无法解决非线性强的流场,而且它大多采用的是平面模型,无法计入机翼的厚度、迎角等。
近年来,CFD 计算技术发展十分迅速,计算机的性能也有很大提高,因此CFD/CSD 耦合计算方法[2,3]也迅速发展起来。
由于CFD 计算求解的是非线性方程组,因此这种方法可以计算飞行器在非线性强的流场中的运动,同时这种方法可更加直观、实时地显示飞行器结构的变形及流场的变化,并且它还可以计算较为复杂的外形。
基于CFD_CSD耦合的机翼跨音速颤振计算_张苏华
g Ω Ω Ω
（ 18 ）
（ 7）
珔 b s 为翼根半弦长， 其中， ω α 为第二阶扭转频率， μ 为质量比。
． ． ．
计算机应用与软件
t （ 3）
2012 年
dΩ = U ·ndS
g Ω Ω
（ 14 ）
载荷插值实现了在两场间传递广义载荷 （ 气动力、 结构位 移） 。结构场与流场在耦合面上的网格划分情况一般是不一样 的， 不能直接将流场的气动力或结构场的位移加载到耦合面另 图形保留插值 一侧场的网格节点上。MFX 具有两种插值方法， 和守恒插值。图形保留插值主要应用在耦合面两侧场网格局部 存在一致时直接插入对应节点的值， 其余情况使用守恒插值 。
［ a0 M + a1 C + （ 1 － α f ） K］ u n +1 = （ 1 － α f ） f n +1 + int u n + a3 珔 un ） M + α f （ f n － f n ） + （ a0 u n + a2 珔 （ a1 u n + a4 ü n + a5 ü n ） C 1 － αm a0 = 2 αΔt （ 1 － αf ） δ a1 = αΔt 1 － αm a2 = αΔt （ 5） （ 4）
Vol. 29 No． 12 Dec． 2012
CSD 耦合的机翼跨音速颤振计算 基于 CFD张苏华 赵永辉
（ 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室 江苏 南京 210016 ）
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。
基于CFD_CSD技术的压气机叶片流固耦合及颤振分析_王征
1078
航 空 动 力 学 报
第 26 卷
Key words : f luid-st ruct ure i nt eractio n ( FSI) ;f lutt er characteristic ;unsteady ; aeroelast ic respo nses ; compressor st abilit y 20 世纪 90 年代以来 , 先进大涵道比涡扇发 动机的压气机级负荷越来越重 , 风扇和压气机叶 片的工作环境十分恶劣 , 容易发生故障 . 航空发动 机中 , 振动故障占发动机总故障的 60 %以上 , 而 叶片故障又占振动故障的 70 % 以上 . 颤振是导致 叶片故障的重要原因之一 , 它属于十分重要的气 动弹性稳 定 性 问 题 , 源 自 流 体 诱 发 的 自 激 振 动 , 弹性体的叶片在气动力作用下产生气弹耦合 振动[ 1] . 常见叶片颤振分析的方法主要有能量法和时 域分析法 . 能量法是通过气动力功来评估颤振特 性. 时域分析法则是对非定常流场进行气固耦合 计算 , 从而确定振动位移是稳定还是发散 , 而采用 流固耦合方法能更准确地反映流动和振动及其在 耦合场发生颤振的物理过程 . 传统的气动弹性分 析方法大多采用低阶线性的非定常气动力模型 , 如 NAST RAN 和 Z AERO 等商业程序 , 这种方法 的优点是计算效率较高 , 而且在亚声速段计算精 度也比较高 ; 其主要缺点是不能考虑跨声速和超 声速时结构变形引起的激波位置变化 , 也不能模 拟结构的非线性影响和结构体在非定常气动力作 用下的响应过程 . 采用流固耦合的计算方法 , 即耦合求解非定 常气动力和结构体瞬时变形的方法 , 有望大幅提 高数值模拟的精度 , 特别是在非线性影响较强的 跨声速区域 . 这主要是由于采用流固耦合方法能 更准确地反映流体流动和结构体振动及其耦合的 物理过程 , 它不但可以考虑由于结构变形引起的 气动力变化的非线性问题 ; 而且在耦合了非线性 结构动力学模型后 , 还可以处理结构体大变形 、 几 何非线性 、 材料非线性等复杂情况[ 2] . 伴随 CFD ( 计算流体动力学) 计算技术迅速 发展和计算机的性能大幅提高 , CFD/ CSD( 计算 流体动力学/ 计算结构力学) 耦合计算方法也迅速 发展起来
基于CFD数值模拟对大跨桥梁主梁断面颤振研究
基于CFD数值模拟对大跨桥梁主梁断面颤振研究王黎明【摘要】With the increasing span of bridge design,the structure is very sensitive to wind ing CFD numerical simulation method to study the taohuayu the Yellow River bridge section flutter,flutter derivatives identification method is a numerical calculation model is established according to the given state forced vibration method,the calculated conclusion caused by vertical amplitude of 0.03 m required wind speed is about 13.2 m/s at + 5 DEG wind angle of attack,causing the same vertical amplitude required about wind speed for 14.2 m/s at +3 DEG wind attack angle is 6 degrees;caused by the torsion amplitude required wind speed is about 13.1 m/s at + 5 DEG wind angle of attack,causing the same torsion amplitude is 6 degrees required speed is about 14.0 m/s at + 3 DEG wind attack angle,wind attack angle is an important factor offlutter;aerodynamic flow field obtained by simulating girder flutter in 0 degrees,+ 3 degrees and-3 degrees at critical state changes of vorticity shows as the wind speed increases the vorticity graph is a pair of elongated non-interference in positive and negative vorticity increases gradually to alternate in the wake vortex at Two mutually alternating vortices.%随着桥梁设计跨度增大,结构对风荷载作用极为敏感.采用CFD数值模拟方法研究桃花峪黄河大桥主梁断面颤振问题,根据分状态强迫振动法给出了颤振导数识别方法建立了数值计算模型,经计算得出结论:在+5°风攻角下造成竖向振幅为0.03 m所需风速约为13.2 m/s,在+3°风攻角下造成相同竖向振幅所需风速约为14.2 m/s;在+5°风攻角下造成扭转振幅为6°所需风速约为13.1 m/s,在+3°风攻角下造成相同扭转振幅为6°所需风速约为14.0 m/s,风攻角是颤振重要因素;经模拟气动流场得到主梁结构在0°、+3°及-3°攻角下颤振临界状态涡量变化情况可知随着风速增大涡量图为一对细长互不干涉正负涡量逐步增大至正负交替漩涡,在尾流处耦合成2个相互交替大漩涡.【期刊名称】《公路工程》【年(卷),期】2017(042)005【总页数】5页(P322-326)【关键词】颤振;风攻角;风速;主梁断面【作者】王黎明【作者单位】中铁第一勘察设计院集团有限公司,陕西西安710043【正文语种】中文【中图分类】U414+.3大跨桥梁对风作用十分敏感，在桥梁概念设计阶段必须考虑抗风问题 [1]。
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Key words: aeroelasticity ,stall flutter ,UDF，Fluent ,dynamic stall,freeplay nonlinearity
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南京航空航天大学硕士学位论文
图清单
图 1.1 气动弹性力三角形 .................................................................................................. 1 图 2.1CFD 流程图 .............................................................................................................. 9 图 2.2 基于弹簧光滑节点开始状况 ................................................................................ 17 图 2.3 基于弹簧光滑节点结束状况 ................................................................................ 17 图 2.4 二维网格数据结构示意图 .................................................................................... 19 图 2.5 三维网格数据结构示意图 ................................................................................... 20 图 3.1 第一套网格 ............................................................................................................ 23 图 3.2 第二套网格 ............................................................................................................ 23 图 3.3 第一套网格升力系数曲线 .................................................................................... 24 图 3.4 第二套网格升力系数曲线 .................................................................................... 24 图 3.5 阻力系数曲线比较 ................................................................................................ 24 图 3.6 失速机翼周围的流场速度分布 ............................................................................ 24 图 3.7 α 0 = 5° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ............................................. 25 图 3.8 α 0 = 10° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 26 图 3.9 α 0 = 12° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 26 图 3.10 α 0 = 15° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ......................................... 26 图 3.11 深度失速时（ α 0 = 12° ）机翼周围流场的速度分布 ........................................ 28 图 3.12 α1 = 2° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 29 图 3.13 α1 = 5° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 29 图 3.14 α1 = 10° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线.......................................... 29 图 3.15 α1 = 15° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线.......................................... 30 图 3.16 k = 0.05 ，不同雷诺数下的非定常特性比较..................................................... 30 图 3.17 k = 0.1 ，不同雷诺数下的非定常特性比较 ....................................................... 31 图 3.18 k = 0.15 ，不同雷诺数下的非定常特性比较..................................................... 31 图 3.19 k = 0.2 ，不同雷诺数下的非定常特性比较....................................................... 31 图 3.20 k = 0.4 ，不同雷诺数下的非定常特性比较....................................................... 32 图 4.2 具有 2 个自由度的翼型示意图 ............................................................................ 36 图 4.3 复合材料夹层板结构机翼模型 ............................................................................ 38 图 4.4V＝40m/s，二维翼型的颤振响应 ........................................................................ 39 图 4.5V＝46.75m/s，二维翼型的颤振响应 ................................................................... 39
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基于 CFD 的机翼颤振分析
Abstract
As Fluent can be used to compute fluid problem and its UDF fuction can be used to sovle structure models and transfer datas, it can analyse aeroelastical problems by fluid-structure coupling numerical method. This method has an important significance for engineering applications and provides effective instrument for analyzing nonlinear aeroelastical problems of complex structure in time domain. To analyse the aeroelasticity problems correctly, the oscillating airfoil’s unsteady characteristics is analysed first by CFD，including linear forces in small angle of attack and unsteady forces in dynamic stall. And some compare is made between CFD results and experiment results. At small angle of attack it is easy to get good results, and at big angle of attack the trends of the two results are the same, but there is some difference between numerical values. The cause of the difference is analysed followed. And then the influence of the average angle, oscillating amplitude and converting frequency on unsteady characteristics is analysed. Structural dynamic equations of 2d airfoil and 3d wing are derived, and then flutter performance is numerically simulated with fluid-structure coupling method. Linear flutter is analysed for 2d airfoil first, and the results are consistent to the results from NASTRAN with linear aerodynamics theory. Then stall flutter is analysed. While freestream velocity is small, the aeroelastic response converges. With the increase of freestream velocity, limit cycles appear, and the amplitudes increase. But when freestream velocity gets to some value, the aeroelastic response diverges. For 3d wing only linear flutter is analysed, and velocity of flutter what we get is consistent to the results from NASTRAN. This method can also be used for complex problems such as big angle of attack aerodynamics and stall. The aeroelastic response of 2d airfoil which has freeplay nonlinearity is also analyzed in