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面向初步设计的一种高效静气动弹性分析方法

赵冉 陶杨 张峻鸣 蒋盼盼 王国良 谷迎松

赵冉,陶杨,张峻鸣, 等. 面向初步设计的一种高效静气动弹性分析方法[J]. 机械科学与技术,2024,43(5):891-896 doi: 10.13433/j.cnki.1003-8728.20240056
引用本文: 赵冉,陶杨,张峻鸣, 等. 面向初步设计的一种高效静气动弹性分析方法[J]. 机械科学与技术,2024,43(5):891-896 doi: 10.13433/j.cnki.1003-8728.20240056
ZHAO Ran, TAO Yang, ZHANG Junming, JIANG Panpan, WANG Guoliang, GU Yingsong. A High-efficiency Method for Static Aeroelasticity Analysis in Preliminary Design[J]. Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering, 2024, 43(5): 891-896. doi: 10.13433/j.cnki.1003-8728.20240056
Citation: ZHAO Ran, TAO Yang, ZHANG Junming, JIANG Panpan, WANG Guoliang, GU Yingsong. A High-efficiency Method for Static Aeroelasticity Analysis in Preliminary Design[J]. Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering, 2024, 43(5): 891-896. doi: 10.13433/j.cnki.1003-8728.20240056

面向初步设计的一种高效静气动弹性分析方法

doi: 10.13433/j.cnki.1003-8728.20240056
基金项目: 陕西省自然科学基础研究计划(2022JM-047)
详细信息
    作者简介:

    赵冉,科研助理,学士,seniorstuzhao@163.com

    通讯作者:

    谷迎松,副教授,guyingsong@nwpu.edu.cn

  • 中图分类号: V215.3

A High-efficiency Method for Static Aeroelasticity Analysis in Preliminary Design

  • 摘要: 大展弦比柔性机翼在气动载荷作用下会发生弹性变形从而引起气动特性变化,因此在初步设计阶段,希望使用一种高效分析方法研究静气动弹性平衡下机翼气动载荷的重新分布情况。本文提供了一种求解静气动弹性变形和对应气动载荷的高效方法,即采取松耦合策略,假设攻角不变,将未变形状态的载荷加载到结构上,计算出结构变形,再由变形后的气动外形计算气动载荷分布,反复迭代至变形/载荷收敛,得到机翼最终气动弹性载荷分布情况和气动特性。采用大展弦比弹性模型飞机算例表明了该方法的可行性。
  • 图  1  马蹄涡示意图

    Figure  1.  The horseshoe vortex

    图  2  梁受与根部距离为$ a $的集中载荷$ F $示意图

    Figure  2.  A wing beam with a concentrated load F of distance a from the root

    图  3  静气动弹性平衡分析的松耦合流程

    Figure  3.  Flow chart of loose coupling of the static aeroelastic equilibrium analysis

    图  4  气动构型变化示意图

    Figure  4.  Schematic diagram of the change of aerodynamic configuration

    图  5  弹性模型飞机三维图

    Figure  5.  Three-dimensional diagram of the elastic aircraft model

    图  6  弹性飞行模型机翼梁示意图

    Figure  6.  Schematic diagram of the wing beam of the elastic aircraft model

    图  7  气动载荷最终收敛状态与初始状态对比

    Figure  7.  Comparison between the final state of convergence and the initial state for aerodynamic loads

    图  8  机翼变形最终收敛状态与初始状态对比(前视)

    Figure  8.  Comparison between the final state of convergence and the initial state for the wing deformation (front view)

    表  1  机翼各截面升力系数初始值

    Table  1.   Initial values of lift coefficient of wing sections

    截面位置x/m 升力系数${C}_{{\rm{L}}}$ 截面位置x/m 升力系数${C}_{{\rm{L}}}$
    0.05 0.520 0.65 0.510
    0.15 0.525 0.75 0.500
    0.25 0.520 0.85 0.490
    0.35 0.520 0.95 0.460
    0.45 0.520 1.05 0.380
    0.55 0.515
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    表  2  机翼初次变形各截面挠度

    Table  2.   Deflection of wing sections for primary deformation

    截面位置
    $ {x}_{n} $/m
    相对挠度
    $ \Delta {y}_{n} $/cm
    截面位置
    $ {x}_{n} $/m
    相对挠度
    $\Delta {y}_{n}$/cm
    0.05 0.013 0 0.65 1.736 0
    0.15 0.113 6 0.75 2.165 9
    0.25 0.304 2 0.85 2.579 2
    0.35 0.576 4 0.95 2.852 1
    0.45 0.918 4 1.05 2.877 6
    0.55 1.310 6
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    表  3  机翼结构变形后各站位的局部上反角

    Table  3.   Local dihedral of wing sections due to structural deformation

    截面位置
    $ {x}_{n} $/m
    局部
    上反角/(°)
    截面位置
    $ {x}_{n} $/m
    局部
    上反角/(°)
    0.050.1490.6510.06
    0.150.6570.7512.59
    0.251.7520.8515.14
    0.353.3240.9516.97
    0.455.2981.0516.46
    0.557.569
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    表  4  迭代过程模型气动特性参数变化表

    Table  4.   Aerodynamic characteristic parameters change of the model in iterative process

    迭代次数 气动参数
    ${C}_{{\rm{L}}}$ ${C}_{M{\rm{} },y}\;({x}_{ {\rm{ref} } }=135\; {\mathrm{mm} })$
    初始情况 0.504795 −0.105900
    第一次迭代 0.477297 −0.103458
    第二次迭代 0.477232 −0.103409
    第三次迭代 0.477232 −0.103409
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  • 收稿日期:  2022-06-20
  • 刊出日期:  2024-05-31

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