桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量,增大机翼展弦比,进而提高飞机升阻比,降低油耗,是一种很有潜力的未来运输机布局方案。目前国内尚无关于桁架支撑布局形式飞机的系统研究。为研究某大展弦比桁架支撑布局飞机的静气动弹性问题,本文采用基于面元法的静气动弹性分析法,依据估算刚度建立了其静气动弹性计算模型,与常规构型机翼进行了对比计算与分析。结果表明,采用桁架支撑布局形式的大展弦比机翼变形量较小,弹性变形对气动特性的影响量也较小,还能够有效降低内翼部分承受的力与力矩,有利于结构减重设计,从而为大展弦比桁架支撑机翼设计提供参考。

根据大展弦比飞机机翼弯曲变形大、配平试验风速变化范围广等特点,在已有数据处理方式基础上,结合地面加载试验,基于数据聚类思想建立了一种新的快速数据处理方法。通过对某大展弦比柔性飞机风洞配平试验数据聚类分析,快速得到各风速下机翼的应变量,并与地面加载试验拟合函数进行插值,使得在风洞试验过程中可以对柔性机翼载荷进行快速计算,从而更好地指导不同车次风洞试验,提高试验的安全性与效率。与风洞天平试验数据处理结果的对比也表明:改进的聚类方法处理结果准确,对高频率的数据采集结果有较高效率和可靠性。

临近空间长航时太阳能无人机作为探索临近空间的重要飞行器,在气动设计与布局形式、气动性能及技术上均呈现出不同于传统飞行器的新特点。为开展更为深入的研究,本文梳理了目前临近空间长航时太阳能无人机气动布局的研究现状,在此基础上对其低雷诺数、高升力及气动结构耦合等气动设计难点问题进行了阐述,并展望了临近空间长航时太阳能无人机的发展趋势。

为研究某大展弦比无人机机翼在大攻角下的流固耦合特性,基于计算流体力学模型(CFD)和结构有限元模型(FEM)建立了复合材料机翼单向及双向流固耦合分析方法。首先利用Workbench中复合材料前处理模块(ACP)建立复合材料结构机翼三维模型以及机翼的流场分析模型并完成大攻角下机翼绕流分析,进行预应力模态分析;然后分别采用CFX-Static Structure和CFX-Transient Structure模块进行流场与机翼的单向稳态流固耦合与单向瞬态流固耦合分析;最后采用双向弱耦合的方法研究了结构动响应特性与气动弹性稳定性,并与单向流固耦合方法作比较。研究表明单向定常稳态结果相对于瞬态分析结果更加保守;用单向耦合方法求解获得的结果校核机翼结构强度较双向耦合分析是偏于安全的;双向耦合可获得更近似的数值解。本文研究对选取流固耦合领域分析方法具有一定参考意义。...

为了研究铺层区域变量对大展弦比机翼静气动弹性的影响,本文在考虑几何非线性影响下,依据有限元分析,研究了外翼段铺层区域的划分以及90°铺层角度的个数对大展弦比机翼静气动弹性特性的影响。结果表明,0°、±45°、90°混合铺层的铺设效果优于只有0°、±45°铺层的区域;机翼变形情况随着外翼段铺层区域的增大而减小,且减小斜率逐步增大;外翼段铺层区域固定时,增加90°铺层角度个数会有效减小机翼变形,且机翼变形情况与增加的个数基本呈现负相关关系,其个数在铺层设计中可能存在一个最佳取值或最优占比。

使用非线性ONERA气动模型对大展弦比柔性机翼进行颤振分析，将变形后的柔性机翼视为曲梁。基于曲梁的运动微分方程，结合非线性ONERA模型，建立了大展弦比柔性机翼的颤振分析模型。运用传递函数方法，将颤振微分方程转换为状态空间方程形式，通过求解复特征值问题，获得了大展弦比柔性机翼在非线性气动力作用下的颤振速度和颤振频率，得出了机翼线密度、展弦比、抗弯刚度和抗扭刚等因素影响下不同气动模型的颤振结果的差异。

针对几何非线性效应明显的大展弦比机翼，使用两种传统线性缩比方法（刚度和质量耦合下直接进行模态匹配与解耦刚度和质量后进行模态响应匹配的方法）与非线性的缩比方法对某大展弦比机翼进行了仿真计算与比较分析，得出传统的线性缩比方法得到的缩比模型与设计目标相差较大，非线性缩比方法误差较小，即非线性缩比方法更加适用于存在明显几何非线性效应的大展弦比机翼的结论。

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚...

大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。