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高超声速飞行器气动弹性力学研究综述被引量：80: 2010年; 高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。; 杨超许赟谢长川; 关键词：气动弹性颤振气动加热高超声速

滑模输出反馈控制在二元机翼颤振主动抑制中的应用被引量：1: 2010年; 本文以经典的二元机翼为对象,研究滑模控制(SMC)用于颤振主动抑制(AFS)的效果,讨论其控制系统的离散化和控制输入限幅等问题.该翼段模型具有一个后缘控制面,用于颤振控制.基于准定常气动力理论建立了系统二自由度(俯仰和沉浮)气动弹性运动方程.控制系统由滑模输出反馈控制方法设计,抑制俯仰-沉浮耦合颤振.研究过程中对系统进行了离散化处理,控制舵偏考虑了限幅约束.采用经典的龙格-库塔(RK)法对方程进行数值求解.仿真结果表明,带有滑模控制系统的闭环系统可以在高于颤振边界速度状态稳定.但是,简单离散化的控制系统遇到控制舵偏限幅时,闭环系统则失去稳定性.随后,基于理论分析,本文提出并设计了一个控制补偿环节,可以使该系统仍具有稳定性.此外,文中还讨论了系统的参数摄动和时间延迟效应.; 杨超宋晨吴志刚谢长川; 关键词：气动弹性颤振二元机翼输出反馈控制

柔性飞机大变形状态飞行载荷分析被引量：2: 2010年; 飞行载荷分析中综合考虑了结构大变形的几何非线性效应以及曲面气动力效应.飞机结构由相互连接的可以表征任意变形的几何非线性欧拉梁表示,升力面由展向以及弦向分布的涡环网格表示.计算时通过曲面网格动态跟踪结构的变形不断修改气动力影响系数矩阵,反复迭代求解气动力和结构变形直至结构变形收敛.给出了风洞试验机翼模型以及无约束定常平飞模型算例.计算结果表明:在小变形阶段该方法与线性计算方法的结果基本一致,非线性效应不明显;大变形阶段由于曲面气动力的非线性效应,计算结果与线性方法的有显著差别.分析表明该方法在大变形阶段的计算结果比线性结果更为合理,数值计算时间短,适合于工程快速分析.; 潘登吴志刚杨超; 关键词：静气动弹性飞行载荷大变形

不确定性气动弹性系统辨识及鲁棒极限环分析被引量：1: 2011年; 模型的不确定性直接影响鲁棒颤振和极限环分析的准确性.从基于数据的角度提出考虑非线性环节和模型不确定性的鲁棒极限环分析框架.采用时域方法辨识包含非线性环节的Block-oriented结构的气动弹性系统模型集合的不确定度大小.以在线弹性结构的极点构造正交基底,将不确定性模型集合辨识问题转化为不确定性参数上下界估计的优化问题,通过求解非线性优化得到不确定性模型集合.将辨识后的无记忆非线性算子用正弦输入描述函数表示,利用线性分式变换技术对辨识后的不确定性模型进行重新建模,最后采用结构奇异值(μ)理论对系统集合进行鲁棒极限环分析.采用某二元翼段气动弹性算例验证该辨识和分析框架的准确性.结果表明辨识的不确定性的模型集合能够刻画气动弹性动力学特性.在相同速度下,考虑不确定性的模型集合的鲁棒极限环幅值比标称系统极限环幅值要小.该方法可以应用于鲁棒颤振和极限环预测.; 戴玉婷吴志刚杨超; 关键词：气动弹性鲁棒

基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法被引量：3: 2011年; 建立了一种基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法,并基于此方法对弹性机翼进行了静气动弹性分析.基于机翼几何实体模型建立了三维气动力模型,利用高阶面元法计算气动力,通过模态法实现气动与结构的耦合,以AGARD445.6机翼和一个小展弦比机翼为研究对象,分析了机翼结构弹性变形对气动力的影响.本文重点研究了机翼的气动力系数、翼根载荷、结构变形、不同展向位置的压力分布等参数的变化趋势,并将部分结果与风洞试验、基于风洞试验气动力所得弹性结果进行了对比.结果表明:高阶面元法计算所得气动力具有较高的精确性;基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法具有可行性、可靠性和高效性,可以提供较为全面的静气动弹性数据为飞机初步设计参考.; 杨超张波成万志强王耀坤; 关键词：气动弹性飞行载荷高阶面元法

基于POD-Observer技术的非定常气动力建模方法被引量：2: 2010年; 基于本征正交分解(POD)结合观测器(Observer)技术,发展了一种新的适合于气动弹性分析的非定常气动力降阶方法.通过全阶系统行为的样本采用POD方法导出一组流体模态.将POD训练的全阶响应投影到流体模态上,得到模态幅值的响应时间历程.经由deadbeat观测器处理,这些训练数据用于识别模态幅值动态系统的Markov参数.采用特征实现算法基于上述的Markov参数构建系统的状态空间模型.算例选取了亚声速流场中的二维翼型系统.结果表明降阶模型复现了全阶系统的主要动态特性,极大缩减了原系统的自由度数量并且显著提高了计算效率.; 杨超刘晓燕吴志刚; 关键词：气动弹性气动力建模本征正交分解

A method for static aeroelastic analysis based on the high-order panel method and modal method被引量：9: 2011年; A method for static aeroelastic analysis based on the high-order panel method and modal method is presented. The static aeroelastic characteristics of flexible wings are investigated using this method. Three-dimensional aerodynamic models of flexible wings are constructed based on the geometry of wing configuration, and the modal method is adopted to achieve the fluid-structure coupling. The static aeroelastic characteristics of the AGARD445.6 wing and a low-aspect-ratio wing are investigated in this study. The influences of elastic structural deformation on aerodynamic forces are studied with an emphasis analyzing the aerodynamic coefficients, wing root loads, structural deformation and pressure distribution of different sections, and results are compared with the results from wind-tunnel tests and the elastic results based on experimental aerodynamic forces. It is concluded that aerodynamic forces can be accurately calculated with the high-order panel method. The method presented in this study is feasible, credible and efficient. Comprehensive static aeroelastic characteristics can be provided by the method for early phases of aircraft design.; YANG Chao ZHANG BoCheng WAN ZhiQiang WANG YaoKun; 关键词：高阶面元法气动系数弹性特性模态分析法气动力试验

基于试验气动力的飞机副翼效率优化: 2010年; 针对弹性后掠翼飞机在使用试验气动力分析时所出现的副翼反效问题,利用遗传算法对机翼结构进行优化.弹性飞机副翼效率计算采用试验气动力.重点针对一个发生副翼反效的严重飞行状态点进行了机翼结构优化,对比分析了优化前后副翼效率、相同副翼偏度下所产生的滚转率随飞行动压的变化及颤振特性的变化.并比较了基于试验气动力的情况下只针对单一飞行攻角的优化结果和同时考虑多个飞行攻角的优化结果,分析了飞行攻角对优化结果的影响.结果证明:利用结构优化方法可有效在详细设计阶段解决弹性飞机严重飞行状态点副翼反效问题,并且优化结果对飞机颤振特性基本无影响.; 邵珂万志强杨超张波成; 关键词：气动弹性结构优化非线性气动力遗传算法

适用于气动弹性的气动力自适应辨识方法被引量：2: 2010年; 非定常气动力降阶模型可代替计算流体力学求解器用于气动弹性分析。通常多数降阶模型对于参数变化缺乏鲁棒性,此时需要重新构建模型以适应新参数条件,这样的计算消耗也是相当可观的。该文基于Volterra理论研究了适用于气动弹性的非定常气动力自适应辨识方法。利用Haar尺度函数从系统的输入/输出数据中提取出Volterra核,该核展开为级数形式,各项展开系数可表达为单一变参的函数,那么新参数对应的降阶模型就能通过插值方式获得。算例选取了一个二维的NACA64a010翼型,数值结果表明在结构作微幅振动时,该降阶模型适应了参数变化,能够比较准确地预测系统的非定常气动力响应。; 刘晓燕杨超吴志刚; 关键词：气动弹性非定常气动力降阶模型 VOLTERRA核自适应

大展弦比飞机几何非线性气动弹性稳定性的线性化方法被引量：13: 2011年; 基于动力学小扰动假设建立了具有大展弦比机翼柔性飞机的全机几何非线性气动弹性稳定性分析的线性化方法和工程求解流程,并通过复杂算例验证了该方法的工程适用性.对某高空长航时无人机,计算了飞机在平飞设计载荷以及阵风载荷作用下的非线性静变形,在对应的非线性平衡态下对全机进行动力学线性化,计算了考虑静态大变形因素的全机固有振动特性,采用偶极子格网法计算了非定常气动力,进一步分析了全机的气动弹性稳定性,并与传统线性计算结果进行了对比研究.计算结果表明,由于结构大变形引起的几何非线性会引起机翼面内弯曲和扭转的运动耦合,改变相应模态的频率和振型,从而影响气动弹性耦合关系,降低颤振临界速度.传统的线性方法不但不能得到准确的颤振临界速度,而且有可能给出错误的稳定性结论.因此,对于具有大展弦比机翼的高空长航时无人机,以及类似的大柔性飞行器,必须在其设计过程中进行几何非线性气动弹性稳定性分析.; 谢长川杨超; 关键词：气动弹性颤振大变形

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国家自然科学基金(90716006)

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