基于CFD的机翼颤振分析.docx

基于CFD的机翼颤振分析图46V=47ms,二维翼型的颤振响应39图4.7V=50ms,二维翼型的颤振响应40图4.9三维模型剖面图41图4.10Ma=0.23时各广义位移q;(i=1.4)的响应图42图4.11Ma=0.27时各广义位移q;(i=1一4)的响应图43图4.12V=47.6ms,二维翼型的颤振响应44图4.13V=46.92ms,二维翼型的颤振响应44图414V=45ms,二维翼型的颤振响应45图4.15V=47.5ms,二维翼型的颤振响应45图4.16V=48ms,二维翼型的颤振响应46图417V=50ms,二维翼型的颤振响应46图5.1俯仰自由度上的间隙49图5.2V=2O4ms时翼型含间隙非线性俯仰刚度时的俯仰运动响应49图5.3V=28.8ms时翼型含间隙非线性俯仰刚度时的俯仰运动响应50图5.4V=39.78ms时翼型含间隙非线性俯仰刚度时的俯仰运动响应50图5.5V=44.2ms时翼型含间隙非线性俯仰刚度时的俯仰运动响应50图5.6V=46.92ms时翼型含间隙非线性俯仰刚度时的俯仰运动响应51三5.7=0.1rads时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应51图5.8=0.5rads时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应52图5.9a=1rad/S时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应52图5.10a=2rad/S时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应52图5.11a=6md/s时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应53图5.12=0.0°时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应53图5.136=0.16。时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应54图5.14=0.5°时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应54图5.156=0.75。时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应54图5.168=0.78。时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应55图5.17Q,=0.0°时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应55图5.18Q,三0.25°时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应56图5.19,=0.5°时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应56图5.2Oa,=0.67。时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应56VlOO（八）时间历程图4.4V=40ms(=0o),OO（八）时间历程图4.5V=46.75m/s(a=0。),OO（八）时间历程图4.6V=47ms(=0°),(b)相轨线二维翼型的颤振响应(b)相轨线二维翼型的颤振响应(b)相轨线二维翼型的颤振响应(C)二阶弯曲(d)二阶扭转图4.8机翼前四阶振型图机翼根部采用对称面边界条件，采用无粘的湍流模型，求解欧拉方程，网格选取三角形网格。求解马赫数Ma=0.23、0.27,攻角1度情况下的机翼气动弹性响应。详细的三维机翼图见图4.9o图4.9三维模型剖面图(1)马赫数Ma=0.23的时候，各广义位移q;(i=l4)的响应图如下:(c)q3的时间响应图damaaaOO(d)q4的时间响应图图4.11Ma=0.27时各广义位移q;(i=l4)的响应图从图4.10和4.11的各个图可以看出，当Ma=O.23时，机翼的气弹响应是收敛的；Ma=0.27时，机翼的气弹响应是发散的。因此我们可以预测颤振边界在Ma=023和Ma=O.27之间，这与NASTRAN计算得到的结果是吻合的。4. 3.3二维翼型静态失速攻角附近失速颤振计算随着攻角的增大，翼型周围逐渐有分离流产生，这时翼型的颤振和势流下的古典颤振有着本质的不同，它不但要受到自身结构的影响，而且要受到非线性气动力的影响。过去人们对失速颤振的认识主要是通过试验得到的，然后利用经验公式和半经验公式预测失速颤振。通过试验，人们了解到了失速颤振有这样的特点：它不象古典颤振那样通过多自由度的耦合作用产生的，而是一种单自由度的振动；它只和某一个特定的固有频率有关；失速颤振一般发生在静态失速攻角附近，远离静态失速攻角以后气动力反而会起阻尼的作用；它是一种非线性的行为，非线性的流体气动力造成了流体不断对翼型做正功；失速颤振既包括自激振动成份，也包括强迫振动成份它是一种有限振幅的颤振，是翼型和流体相互作用的结果。下面将通过数值模拟来计算翼型在静态失速攻角附近的气弹响应。5. 3.3.1第一种结构下的失速颤振计算结构参数采用前面经典颤振的结构参数，对不同的初始攻角和不同的来流速度分别进行了一系列的计算，由于篇幅有限，故只给出两组比较典型的解。给定初始攻角a=2。，V=47.6ms求得二维翼型的颤振响应如图4.12。L册4a(T10时(b)相轨线OO（八）时间历程图4.14V=45ms(=5)二维翼型的颤振响应初始攻角。二5°,来流速度V=475ms时的二维翼型的颤振响应如图4.15。00（八）时间历程(b)相轨线图4.15V=47.5ms(=5)二维翼型的颤振响应初始攻角。=5°,来流速度V=48ms时的二维翼型的颤振响应如图4.16。第五章含俯仰间隙的二维翼型的气弹响应5.1引言现代飞行器的设计中结构非线性是不可避免的，非线性效应常会使系统产生非常复杂的运动现象，研究气动非线性与结构非线性耦合情形下的机翼颤振对提高飞机机翼和控制面的有效性和安全性具有重要的工程实际价值。由于问题的复杂性，只有极个别学者考虑了简单情形下的气动非线性与结构非线性耦合情形下的颤振。结构非线性问题通常可被分为两种情况：分布式非线性与集中非线性49,分布式非线性通常用来描述大振幅的运动，如大展现比机翼的大变形问题；而即使对于小振幅的运动，集中非线性对其影响也是非常显著的，如全动平尾或机翼控制面松动造成的间隙非线性问题。有三种基本类型的集中式结构非线性：立方非线性、间隙非线性和滞后非线性39。其中研究较多的结构非线性是立方非线性40,41,421,并逐渐形成了比较系统的研究方法和理论。但是由于机翼的加工工艺和机翼运动部件的磨损，间隙非线性是普遍存在的。对间隙非线性的气弹模型的解析方法主要有描述函数法和谐波平衡法43,44,将有预荷载的间隙弹簧等效线性化。KimM5等用偶极子栅格法对俯仰方向具有间隙非线性的二维弹性机翼在亚音速流区域内进行了分析，LiUI46用点转换法对其进行了研究，COnner等47和Tang及DoWeII48对类似系统的非线性行为也进行了数值和实验研究。在间隙模型中由于转折点的存在，系统参数的很小的一点变化将导致线性子域发生变化而大大影响非线性气弹行为，所以将间隙变换为一个消除转折点的数值近似，可能导致分岔点位置的不准确性。目前国内外学者对具有不对称间隙的二维翼型的自激振动的研究工作刚刚起步。对这些非线性结构的气弹响应的求解通常是在时域下进行的，因此非定常时域气动力的计算在这一求解过程中占据着极其重要的地位。在已有的研究中，对间隙非线性问题的处理一般是将运动方程表达为分段线性的运动方程形式，在此基础上进行求解。本文对该类问题的处理仍然利用软件FlUent进行计算，用C语言编写机翼间隙非线性结构有限元程序，然后在FIUent提供UDF的环境下，耦合计算。通过处理两相界面的数据转换（将气动力积分到结构网格点上用以产生结构的变形，再将结构变形量转化到气动网格点上产生新的气动力），实行动态迭代计算，对机翼结构的非线性气动弹性力学行为进行耦合计算分析。本章主要模拟了具有不对称间隙的间隙非线性与气动非线性耦合情形下的气弹响应，分析了来流速度U、初始俯仰角速度。、间隙大小6、间隙位置为。，、间隙处摩擦力等参数对气弹响应的影响。（八）时间历程图5.6VM6.92ms(=0o)时翼型含间隙非线性俯仰刚度时的俯仰运动响应将图5.2图5.6与第四章的线性气弹响应图形相比较可知，当翼型俯仰自由度含有间隙非线性时，非线性气弹响应不再像线性气弹响应那样仅出现收敛与发散两种情况，而是出现了极限环。当来流速度较小时，机翼的响应是收敛的；当来流速度增大时，由于间隙的存在，使得机翼的运动开始出现极限环振荡，而且极限环振荡的幅值随来流速度的增大而增大；当来流速度继续增大到一定程度时，响应发散。这些结果同文献43中的结果是吻合的，由此验证了利用FlUent提供得UDF功能来分析二维翼型的气弹响应的正确性和可靠性。6. 3.2初始俯仰角速度对气弹响应的影响设置非间隙段的俯仰刚度为K。=2371.51Nrad,间隙大小5=0.5。，间隙位置为Q=0.25°,间隙段恢复力矩为Mo=0.25°,初始俯仰角为Q=0°,来流速度为39.78ms,计算得到不同初始俯仰角速度下的非线性气弹响应如图5.7图5.11:QatBQ9lHSaiQaa<MQaal。OO（八）时间历程图5.7a=0.1rads(=O)时翼型含俯仰间隙时的俯仰运动响应度对非线性气弹响应的也有一定的影响，随着初始俯仰角速度的增大，机翼的运动开始出现极限环振荡，并且极限环振荡的频率和幅值均并不随初始俯仰角速度的变化而变化，而是保持一个定值；间隙大小对非线性气弹响应影响较大，随着间隙的增大，机翼的运动开始出现极限环振荡，并且极限环振荡的频率和幅值均随间隙大小的增大而增加；间隙位置对非线性气弹响应也存在一定的影响，当间隙位置为零时或者间隙位置很小时，机翼的响应是等幅的，即出现了极限环振荡，并且极限环振荡的频率和幅值均随间隙位置的增大而增加；摩擦系数对非线性气弹响应的影响较大，当摩擦系数M为零时或者摩擦系数口很小时，机翼的响应是等幅的，即出现了极限环振荡，并且极限环振荡的频率和幅值均随摩擦系数的增大而减小，当摩擦系数再继续增大，机翼的响应趋于一个定值。7. 2未来工作的展望流固耦合问题是非常复杂的物理现象，尤其是机翼的颤振问题。在研究非线性气动弹性响应问题方面，本文应用FlUnet的UDF,初步计算了具有气动非线性的失速颤振和具有结构间隙非线性的气弹响应问题。为了深入研究机翼的非线性气动力和非线性结构耦合的强烈非线性行为，还需要在以下几个方面开展工作。1、采用动网格技术计算，尤其是网格需要大变形时，对网格的使用有一定的限制。这是因为采用四边形结构网格时，很容易出现负体积而使计算不能进行下去，因此一般对于机翼这种复杂结构的大攻角问题推荐使用三角形非结构网格；但是非定常气动力计算结果的准确性非常依赖网格，采用结构四边形网格是最好的选择；这样的矛盾迫切需要解决，最好能在FIUent软件中加入一个模块，控制四边形结构网格即使在大变形时也能迅速自我调整，避免负网格的出现，使得计算能够顺利进行，这样估计计算结果会更准确。2、由于计算流体动力学模拟需要对流场进行离散，即对流场进行网格划分，而且网格数目一般比较大，因此计算量是非常大，尤其对于三维空间复杂结构，其计算量将是进行流固耦合计算需要克服的最大难题。FIUnet软件除了提供串行求解器外，还提供了并行求解器，为求解大型工程项目提供了可能。并行求解的速度不仅取决于计算节点的数目及节点间的数据传输速率等，还要求在UDF中编写相关的并行计算程序将计算网格分配到各计算节点上。本文后续工作将在现有工作的基础上，编写并行计算程序完成并行计算，提高