主动气动弹性机翼技术分析

　收稿日期:　1997210207第一作者　男　31岁　讲师　100083　北京　1)航空科学基金(97A51038)资助项目

主动气动弹性机翼技术分析

1)

杨　超 陈桂彬 邹丛青

(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)

摘　要　以伺服气动弹性(或称气动伺服弹性)技术为出发点,结合国内外研究

情况,分析近年来正在发展的、能多方面提高飞机性能的飞机设计新技术———主动气动弹性机翼(也称主动柔性机翼)技术的主要设计思想与特点、关键技术、与传统机翼设计技术的区别、应用前景等,反映该技术的多学科综合和一体化的特点,供飞机设计、气动弹性等研究人员参考.关键词　气动弹性动力学;柔性机翼;飞行控制;气动伺服弹性;主动控制;一体化设计

分类号　V 211.47

未来飞机应具有大柔性、结构与起飞重量比小的特点,在高性能数字式控制系统的支持下,能巧妙地利用气动力与气动弹性效应,具有很好的飞行性能.正在发展的能够将性能、推进系统、结构、气动力和飞控系统等多种学科集成起来的设计方法,可用来解决飞行中飞行控制系统、柔性结

构、气动力等的相互作用问题(如伺服气动弹性问题,简称ASE ),将在飞机设计中起主要作用.随着主动控制技术(简称ACT )在航空技术领域的发展,逐步使人们认识到结构的柔性在主动控制技术的支持下可以发挥更大的潜力.

为了证明ACT 与ASE 技术的结合在飞机设计中的关键作用,1985年至1992年,由美国空军、NASA 兰利研究中心和Rockwell 公司共同发起了主动柔性机翼(Active Flexible Wing ,简称AFW )工程计划[1],验证了AFW 概念,证明AFW 技术是未来多用途战斗机设计的多功能关键技术之一,技术上已经达到了可以应用于新机而又没有多大风险的程度.1996年已经开始了第2阶段的研究,在美国空军的支持下,怀特试验室、爱德华空军基地、NASA 德莱顿研究中心、NASA 兰利研究中心联合开展了主动气动弹性机翼(Active Aeroelastic Wing ,简称AAW ,是AFW 的重新命

名)技术的飞行试验研究[2],目的是使AAW 技术进一步转化到实际工程中.

从AAW 技术的研究来看,它是ASE 技术的拓宽和自然延伸;ASE 技术是AAW 技术的核心

内容,是AAW 技术发展的坚实基础.国内ASE 研究始于70年代,相继在多个机型上实施了ASE 分析,同时也开展了ASE 综合技术的理论研

究和实验验证[3],包括气动能量方法[4],线性二次型调节器(LQR )法[5]和线性二次型高斯(LQ G )法[6]的颤振抑制和阵风减缓的模拟和数

字式控制律的综合,并对多输入2多输出系统的鲁棒稳定控制[7～9]及结构/控制一体化[10]做了研究和探讨.

本文结合国内外ASE 、AAW 技术的研究情况,介绍这种新机设计技术的设计思想与功能、关键技术以及发展状况等.

1　主动气动弹性机翼的设计思想与

功能

AAW 技术的设计思想与采用结构的强度和刚度来被动地防止结构柔性引起的气动弹性不良效应的传统设计方法不同,它是通过全权限、快速响应的数字式主动控制系统来主动且有效地利用机翼的柔性.传统的设计方法中由控制面产生控制力,从而控制飞机运动.而机翼的柔性产生的气动弹性效应会减弱控制面的效能,同时使机翼的颤振特性变差.为了避免这种不利情况,只能加强机翼强度和刚度或附加其他控制面,从而使结构重量增加.

国外AAW 技术中,机翼带有多个前缘和后缘控制面,在主动控制系统的操纵下,多个控制面

1999年4月第25卷第2期北京航空航天大学学报

Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics

April 1999Vol.25　No 12

协调偏转(如美国AFW工程中的风洞试验模型,共有4对控制面,即内侧前、后缘和外侧前、后缘控制面各1对[1,2]),主动使机翼发生所希望的弹性变形,由变形的机翼产生控制力,使飞机运动特性改变.如果设计合理,控制面只要偏转较小的角度(大约±5°),就能提供足够的控制能力,满足设计要求,而此时的机翼扭转变形比传统设计方法设计的机翼的变形还要小.美国AFW工程及有关验证机试验得到的结论是,AAW技术能获得如下收益:1)显著地增强控制能力;2)在所有飞行范围内减小气动阻力;3)减小机翼结构重量;

4)展长和后掠角一定时,拓宽机翼设计的手段;

5)抑制颤振和提高颤振临界速度;6)阵风与机动载荷减缓,提高机动性.

AAW技术本身涉及结构、控制、气动力等多门学科,是ASE、ACT、结构优化、机翼设计、传感器、测量、风洞试验、计算机等多项技术的集成.其中有些技术已经发展多年,比较成熟;而有些技术需要深化或拓宽,但更重要的是如何将这些技术集成起来,形成一种有效的工程应用技术.ACT 技术和ASE技术是AAW技术的关键,而ASE技术是AAW技术的核心内容,ACT技术是AAW 技术得以实现的有力工具.AAW技术涉及的控制系统设计是基于ASE系统的问题,较单纯的基于刚体的控制律设计有更大的难度,同时突破了原有ASE问题中颤振主动抑制和阵风减缓的控制律综合问题,还可以包括静态的飞行状态控制与保持、机动飞行控制与载荷减缓等多种飞行控制律的综合等.

AAW技术实际上包含2个层面的技术[11].一个层面是针对已存在的机翼设计主动控制系统,在不超出已有结构限制的条件下,对控制面偏转进行优化配置,得到所希望的机翼变形,最大限度地减小阻力,获取机动性等;并以颤振主动抑制和机动载荷减缓控制系统设计为核心内容.另一个层面是采用AAW技术设计一种新机翼,综合结构、气动力、控制系统进行设计,优化机翼结构和控制面位置,在满足结构约束的条件下,使得最小重量、最小阻力等指标得到满足.美国经过1985年以来的AFW工程研究,第1个层面的AAW技术在风洞中得到验证,取得很大进展,已达到实际应用的较成熟水平,目前正开展验证机试验研究.第2个层面的AAW技术在第1个层面技术的基础上还在不断研究之中.

Rockwell公司选择了多项技术进行了研究,最后确认,适合于未来多用途战斗机的多功能技术是推力矢量技术、无尾布局技术和AAW技术,最终选择的飞机是带有主动柔性机翼、推力矢量控制的无尾布局构型.这种构型中,推力矢量技术既能提供多轴推力又能提供俯仰/偏航稳定性和控制,AAW技术和无尾技术均能降低重量和减小阻力.这种构型已被美军方认可,并正在系统地验证中.

2　AAW的关键技术及研究进展从国外AAW技术的发展来看,ACT和ASE 技术是关键,重点是模型建立、一体化设计、分析技术和主动控制系统设计.我国多年来开展的ASE方面的研究工作不但是目前工程的需要,而且是进一步发展AAW技术的重要基础.

2.1　伺服气动弹性系统数学模型

气动弹性系统不同,其运动方程也有所不同.从国内外的研究情况看,有多种建模方法.总的来说有2类性质的建模问题,即线性系统建模和非线性系统建模.

2.1.1　线性模型

建立气动弹性系统的线性模型的主要目的是借助成熟和完善的线性系统理论进行稳定性、鲁棒性分析和设计控制律.一般将方程写成一阶线性时不变状态空间方程形式,难点是非定常气动力的处理,同时还要综合考虑精度、模型的阶数和工作量,提高模型的质量.

1)非定常气动力的有理函数近似

此类建模方法把频域的非定常广义气动力延拓至拉氏域的有理函数近似,然后将运动方程转化为状态空间方程.为了获得与减缩频率有关的非定常气动力低阶有理函数近似,减少从频域向时域转换时引入的气动力维数,至今已发展了多种非定常气动力的有理函数近似方法,如目前常用的Roger法、修正矩阵的Pade法、最小二乘法(L S法)和最小状态法(MS法),每种方法都受自身特点的影响,各有特色,且同等重要,一般视具体问题选用.

以往的科研实践表明,Roger法和修正矩阵的Pade法有较好的精度,但前提是清晰掌握系统的颤振特性,在建模之初就把结构自由度减少到有限的个数.由于L S法的拟合过程是线性优化问题,计算工作量较小,也有较高的精度,但滞后项增加的气动力维数较多.MS法的最大优点是提供尽可能少的非定常空气动力维数,从而使最

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终形成的状态空间的阶数较低,以利于降低控制律的阶数,有较高的精度,便于工程应用,这也是该方法被较多采用的原因.文献[12]对MS法进行了深入的研究,分析了不同初值、不同约束点、不同滞后根及加权等因素对空气动力拟合误差和颤振特性的影响结果;采用重要与次要模态的概念进行降阶,使计算工作量大为降低.

2)拟合状态空间法

这是一种国外近期发展的ASE系统的低阶建模新方法,它与非定常气动力的有理函数拟合方法有本质的区别,无需经过气动力的有理近似,直接对传递函数响应进行拟合来建立状态空间方程,方程中不含气动力状态,模型阶次低.文献[13]针对一个多输入多输出的ASE系统,分别采用Roger法、MS法和拟合状态空间法建立数学模型,进行了颤振特性和动响应特性的计算,并做了鲁棒稳定性分析,对比结果表明,拟合状态空间法较传统的非定常气动力拟合方法具有阶次低、计算速度快、精度相当且稳定、运用简单方便的优点,是一种比较实用的低阶建模方法.但拟合状态空间法建立的状态空间方程是一个数字离散形式,同时,状态矩阵的计算来自p2k法计算结果,精度受到p2k法精度的制约.

3)高阶模型降阶技术

高阶模型降阶技术是AAW系统建模的重要组成部分.一般来说,对于高柔度的飞机,即使采用低阶建模技术,其状态空间方程的阶数仍然是很高的,应用此模型设计的控制律一般也具有同样高的阶次,这样的高阶控制律是很难在工程中实现的,即使实现,可靠性也很差.为了最终获得低阶控制律,有2条途径.一是针对高阶系统设计满阶控制律,然后采用控制律降阶技术得到低阶控制律;二是先建立一个低阶模型,然后设计低阶控制律.第2种途径在具体实现时往往是低阶建模技术(如MS法和拟合状态空间法等)和高阶模型降阶技术的结合.

2.1.2　非线性模型

从理论上讲,由线性运动方程设计的控制律和分析结果仅适合于线性运动方程,即适合于非线性运动方程在某处的线性化区域,控制律设计的好坏最终要在实际系统中验证.为了验证控制律,保证模型和风洞试验的安全,试验之前必须通过数值仿真预测试验结果.这里涉及到带有主动控制系统的结构动力学响应问题,所需的气动弹性运动方程应尽可能多地包含非线性因素[1],如气动力非线性、控制环节非线性、结构非线性、惯性耦合等因素;但目前来说,由于主动气动弹性机翼的弹性变形可以有效控制,还未触及结构的几何非线性问题,而仅考虑结构的间隙等非线性环节.

2.2　一体化设计

现代高性能的飞行器在结构系统和控制系统之间通过气动弹性效应会产生很强的耦合,而当前工程设计实践中最大的特征是结构设计和控制系统设计之间的分离,最后只能采取补救修改和调整,所付出的代价是昂贵的.随着现代计算技术可信度的增长和优化算法的发展,传统的设计方法总是要被一体化设计方法代替.

AAW技术中注意结构/控制一体化设计.单独考虑结构设计或主动控制来改变气动弹性的收效是有限的,所以必然要使用综合的技术,按预期目的最终消除空气动力、结构和控制系统中不利的耦合,同时利用有利的耦合.结构/控制一体化设计是各类相关学科发展趋于成熟阶段后的必然结果.文献[10]在一个长直机翼模型上用并行法设计思想研究了结构/颤振主动控制的一体化设计,使结构重量下降80%的同时,保证颤振主动控制系统鲁棒稳定,闭环颤振速度可提高7%.以F/A218战斗机为基础,采用AAW技术,重新设计机翼,在性能不变的情况下,结构重量只有原来的52%,扭转刚度可以降低40%[14].又如AAW 技术用于F216战斗机机翼设计时,机翼外段刚度可降低25%,结构重量降低20%,在高动压情况下,控制效能提高了10%[15].

2.3稳定性分析方法

ASE系统稳定性分析是当前飞行器设计中不可缺少的重要环节,其分析方法也是AAW技术发展的重要基础,国内外在这方面已做了大量工作.国外比较重要的ASE分析软件包有:1) NASA兰利研究中心的ISAC;2)NASA德莱顿研究中心的STARS;3)怀特实验室的ADAMS;

4)McDonnell飞机公司的FAMUSS.国内在ASE 系统的单输入单输出分析方法和多输入多输出分析方法以及非线性分析方法研究上也已做了大量工作.

1)ASE系统的线性分析方法

不考虑ASE系统中非线性环节和非线性因素,可建立线性系统方程,应用较为成熟的线性系统理论分析ASE系统的稳定性.伺服颤振是ASE 分析的首要问题.主要途径是把系统当作单输入

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第2期 杨　超等:主动气动弹性机翼技术分析

单输出(SISO)系统,或转化为SISO系统,然后分析系统的稳定性并确定颤振特性,这种方法物理特性清晰,比较成熟,在工程应用中常见.对于多输入多输出(M IMO)系统,可以利用鲁棒性理论中的回差矩阵的最小奇异值来估计多变量系统的稳定裕度[3,9];该方法在理论上已成熟,有待于在实践中验证.

2)非线性系统分析方法

实际的系统包含很多非线性的因素,在线性系统的基础上所做的分析和设计的控制律只能反映系统的一个方面,而且需要针对实际系统验证和再分析.因此,对非线性系统进行分析成为AAW技术的必经之路.然而,目前的非线性系统理论尚在发展之中,理论和方法也不成熟,仅对于少数特殊系统有较良好的方法.文献[12]在时域和频域内分析了间隙结构非线性对飞机颤振特性的影响,结果表明,某飞机在飞行中遇到的水平尾翼振动现象,是由于水平尾翼操纵系统结构间隙引起的极限环振荡,初值对稳定区域的影响决定了这种现象的不易重复和不易预计的特点,提供了线性方法所不能揭示的非线性颤振特性.文献[16]应用非线性控制理论,研究了当控制律中考虑一个非线性环节(饱和或死区非线性环节)时,对气动伺服弹性系统稳定性的影响.这些工作都是非线性研究的一些具体方面,还不能给出具有普遍意义的结论,因此ASE系统的非线性分析方法还需要进一步研究.

2.4　主动控制系统设计

AAW技术要求所设计的控制系统应具有工程应用价值,即是低阶的、M IMO的、满足二次型性能指标的、鲁棒性好的数字式控制系统,同时要重视各种控制系统的交联使用.AAW工程研究中的ACT系统主要包括2个核心内容,分别是颤振主动抑制和滚转机动载荷控制系统的设计,另外还要切实考虑对其他飞行控制系统的影响.

1)颤振主动抑制系统

颤振主动抑制系统是ASE技术的核心内容,也是AAW技术的核心内容之一,国内外均已进行了多年的理论和试验研究.目前研究的重点是发展具有低阶的、M IMO的、鲁棒性好、满足二次型性能指标,能同时抑制对称与反对称颤振,并能与滚转机动等控制系统交联使用的颤振主动抑制系统.美国在1985年进行的AFW工程计划,关键内容之一就是颤振主动抑制系统的设计与风洞试验验证[1],在跨音速风洞试验的颤振速度有效地提高了24%,并能同滚转机动载荷减缓系统交联使用.国内自1982开始相继进行过一系列的颤振抑制的理论和试验研究[4～10],研究内容包括模型化方法、综合方法(如多种控制律设计、控制律降阶、鲁棒控制律等)以及试验技术等,从模拟式[5]到数字式[17]的颤振抑制和阵风减缓,都得到了比较有益的进展,所进行的试验与理论计算吻合,颤振速度提高20%左右,阵风响应也有明显减缓.

2)滚转机动控制系统

AAW技术中机翼除常规的作用外,还有进行飞行控制的能力,尤其是进行滚转机动控制,这就需要研究并开发一种系统化的控制律设计方法,能在快速滚转机动时减少或限制弯曲或扭转翼载,同时应能同其他控制系统(如颤振主动抑制等)交联使用.包括2个方面的研究内容:滚转机动载荷减缓系统和滚转速率跟踪系统的设计与验证.美国在1985年至1992年进行的AFW工程计划中,另一关键内容就是滚转机动控制系统的设计与风洞试验验证[1],取得了良好结果.

3)飞行控制系统设计

传统飞行控制系统的设计均将飞机视为刚体,最多对气动导数和操纵导数做弹性修正,这对于目前所设计飞机是合适的,因为现代飞机的刚性和弹性模态的频率分隔比较大.但对于未来飞机,飞机刚性和弹性模态的频率分隔逐渐靠拢,结构参数和控制律的设计方法也要从一体化的角度考虑.飞行控制律的设计应满足品质规范要求的稳定性及操纵性指标.这类指标通常适用于刚性飞机.由于刚性和弹性模态的频率逐渐靠拢,在飞控系统的频率特性中会出现若干大幅值的尖峰,对飞控系统设计满足M IL2Spec287842要求带来一些挑战.文献[18]提出一种校正ASE的最小相位角滞后滤波器自动化设计程序,它将滤波器设计看成约束优化问题,以最小相位角滞后为目标,且同时满足稳定性裕量和操纵性要求.这一程序将自动选择最佳的滤波器结构及其相应参数,避免了采用凭经验的试凑法,大大节省人力和时间.

3　结束语

主动气动弹性机翼技术是伺服气动弹性技术的拓宽和自然延伸,是未来飞机(战斗机和民机)设计的关键技术.ASE技术的发展自然为AAW 提供技术准备.国外对AAW技术十分重视,在这方面的工作比较系统和深入,规划细致、长远,人

471北京航空航天大学学报 1999年

员和组织都很强,基本上是走一条各专业联合发展的道路.国内现在还未从宏观上涉及AAW 技术,但应看到,我国在过去的20年中在ASE 技术方面的研究有了长足的进展,积累了丰富和系统的理论、试验和工程设计经验,这是能够在短期内展开AAW 技术研究的宝贵资源和基础.今后的工作是在进一步发展ASE 技术的同时,主动向AAW 技术领域延伸和扩展,同时加强多学科的融汇,在研究力度、资金注入和人员配置上进一步加强,使我国的AAW 技术早日提到实际中,为新一代飞机设计打下坚实的基础.

参　考　文　献

1　Perry B ,Cole S R ,Miller G D.Summary of an active flexible

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北京航空航天大学学报,1995,21(20):22～27

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Analysis of Active Aeroela stic Wing Technology

Yang Chao Chen Guibin Z ou Congqing

(Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,Dept.of Flight Vehicle Design and Applied Mechanics )

Abstract Based on aerosevorelasticity technology ,active aeroelastic wing technology (also called ac 2tive flexible wing technology )was discussed.Active aeroelastic wing technology was advanced technology of aircraft design to improve performance from a lot of cases.The main design concept and characteristic ,

key technology (mathematics model of aerosevorelasticity system ,integrated design ,analysis method for stability ,and design of active control system ),difference to classical wing design ,and functions for future aircraft were analyzed.The design with integrated multidisciplinary in the technology was showed mainly and was important to the research person for future aircraft design.

Key words aeroelastic dynamics ;flexible wings ;flight control ;aerosevorelasticity ;active control ;integrated design

5

71第2期 杨　超等:主动气动弹性机翼技术分析

气动弹性

什么是气动弹性 气动弹性作为一门力学学科是研究弹性物体在气流中的力学行为，其任务是研究气动力和弹性体之间的相互影响。弹性力学的经典理论是研究弹性体在给定外力或位移作用下的应力与应变。通常，物体上的外作用力与变形无关，即认为在小变形下，不影响外力的作用。在这种情况下，常常忽略物体尺寸的变化，并按照初始形状进行计算。但是，在大多数重要的气动弹性问题中，情况起了变化。也就是说，应认为外力是随着物体的变形情况而改变的，即载荷本身不是事先可以确定的，弹性变形对它起着重要作用。在弹性变形决定以前，空气动力的大小是不知道的。因此，通常在问题解出以前，外载荷是不知道的。例如，在研究飞机的气动弹性问题时，要把它当做弹性体处理，此时机翼上的升力要取决于机翼翼面相对于气流的位置和运动，即此时的气动力载荷不是一个事先可以确切给出的值。这也是气动弹性问题研究的主要特点之一。 如何产生 气动弹性力学所研究的各类气动弹性现象，不外乎起因于空气动力、弹性力和惯性力之间的相互作用。 对于飞机的气动弹性，把飞机看作弹性体，此时机翼上的升力取决于机翼翼面相对于气流的位置和运动，此时的气动弹性力不是一个可以事先确切给出的值，也可以理解成飞机在一定的弹性变形下产生一定的空气动力，一定的空气动力又会产生附加弹性变形，附加的弹性变形又反过来使得弹性体产生新的空气动力，这样周而复始，使得弹性体达到平衡或者发散。气动弹性力学主要关心的问题之一是结构在气流中的稳定性。因为对于一定的结构其空气动力将会随着气流流速的增加而增加，而结构的弹性刚度却与气流速度无关，所以存在一个临界风速，在这个速度下结构变成不稳定的，这种不稳定性会产生极大的变形，并且会导致结构的破坏，这是飞机设计中决不允许的。从稳定性这个角度出发，根据惯性力在所考虑的问题中是否允许忽略，把上述的不稳定性又可区分为静不稳定性和动不稳定性。前者主要是扭转变形发散，而后者主要是颤振。而从气动弹性问题的整体来看，它所包含的内容，不仅是稳定性，还包括有很多其他问题。诸如在气动弹性静力问题中，由于弹性变形会引起载荷重新分布，也会使飞机的操纵效率降低，甚至发生操纵反效。在气动弹性动力问题中，还有飞机对外载荷的动力响应，这种响应可以是飞机的变形、运动或诱生的动应力。例如由操纵面偏转、突风等引起的响应都属于这类问题。 气动弹性主要包括问题包括： 1、热气动弹性：进入超声速飞行速度范围，特别是在近代高速飞行器上，由于进入大气层时的高温环境，使得结构产生了热应力，为此需要研究结构在受热条件下的气动弹性现象，这就形成了热气动弹性。 2、伺服气动弹性：现代飞行器上普遍使用了伺服控制。飞行控制系统随着其功能不断发展，通频带变宽、权限增大；而飞行器结构设计的趋势是柔性增大。柔性飞行器结构、非定常气动力和控制系统之间的相互作用，与颤振相关联形成伺服气动弹性。

风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究

风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究 发表时间：2017-10-25T17:58:34.210Z 来源：《基层建设》2017年第17期作者：张婷婷 [导读] 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。 西南科技大学城市学院土木工程系四川绵阳 621000 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。利用BEM气动力计算模型及模态叠加结构动力计算模型构建了大型海上风力机气动弹性分析模型，该模型具有计算效率高、计算结果准确的特征。利用该模型对不同风速条件下NREL 5MW海上风力机的气动弹性特征进行了计算和分析。结果显示，风力机的叶尖位移与风速条件直接相关，呈周期性特征。风速越高风力机功率波动频率越低。 关键词：大型海上风力机；气动弹性；BEM；模态叠加模型 0 研究背景 海上风力机为海上风能利用提供了有效的手段。根据“十三五”规划，海上风能资源的开发，将成为未来风能利用的重要发展方向。目前海上风力机技术仍处于发展过程中，部分海上风电强国已拥有部分示范工程，如挪威Hywind项目、葡萄牙WindFloat项目等。此外，近年来日本在海上风电技术领域投入较大，且已逐步形成海上风力机设计能力[1]。 海上风力机具有单机高功率等特点，通常设计为5MW-20MW[2]，相应的风力机的风轮半径将大幅增加。在海上复杂的环境下，气动力、波浪作用力、结构作用力等将形成复杂的耦合作用力体系，给海上风力机的结构响应分析带来了极大的困难。 本文通过动量叶素理论（BEM）计算风力机的气动力，采用模态叠加理论对NREL 5MW海上风力机进行了计算。对风力机的气动力特征及气弹耦合特性进行了系统地讨论。 1气动力计算BEM模型 复杂条件下风力机气动性能的求解是分析风力机气动弹性特征的关键。BEM理论模型将风力机叶片沿展向划分为多个独立的控制单元，假设相互单元之间的流场并不存在气动干扰，从而将三维问题化简为二维问题。极大地提高了计算效率，为风力机的气动弹性响应分析提供了条件。 通过将动量理论与叶素理论耦合并迭代求解，可获得当前翼型条件下的轴向及周向诱导因子和的量值，进而确定当前翼型的作用力。在此基础上将各控制单元的受力沿展向积分即可获得叶片的整体气动特性。 2结构动力学计算模态叠加模型 风力机结构动力学计算模型整体上可以分为模态叠加法、多体动力学计算方法及有限元分析方法。其中模态叠加法通过将叶片的各阶振型乘以响应系数后叠加起来计算其动力学响应，具有快速、高效等特征，是目前风力机气动弹性分析使用的主要方法。本文基于广义作用力方程，利用Duhamel积分可以求得叶片运动数值解，再将各阶模态对应的广义位移转换到物理空间可以得到以下位移结果：

翼型气动特性实验指导书2017版

《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模

型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图

免费飞机设计：翼梢装置对某机翼气动弹性行为影响研究

第30卷 17邹 辉 等：高超声速湍流高效模拟算法第30卷 第6期2010年 12月飞 机 设 计 AIRCRAFT DESIGN V ol. 30 No. 6 Dec 2010文章编号：1673-4599（2010）06-0017-06 翼梢装置对某机翼气动弹性行为影响研究 司 亮1，马祥森1，张裕兵2，李启鹏2 （1. 中国航天电子技术研究院，北京 100094） （2. 昌河飞机工业有限公司，江西 景德镇 333002） 摘 要：以大客某方案机翼为基本翼，通过数值模拟的方法研究了翼梢装置对机翼气动弹性特性影响，包括静气动弹性及颤振特性。其中通过CFD/CSD弱耦合求解的方法研究其静气动弹性响应，气动力计算采用面元法，结构响应计算采用结构有限元法，通过插值实现翼面气动力与有限元节点力之间的传递，以及有限元模型与气动网格之间的变形传递。对基本翼及带翼梢装置机翼静力学有限元模型局部修改得到动力学模型，应用MSC NASTRAN进行颤振特性分析。研究发现翼梢装置使得机翼的气动弹性特性不同程度均有降低，而不同翼梢装置对其影响又有所不同，可见，翼梢装置的设计在追求气动特性改善的同时必须关注其带来的结构特性的损失。关键词：翼梢装置；颤振；静气动弹性中图分类号：V211 文献标识码：A Investigation of Effects of Winglets on Wing' s Aero-elastic Behavior SI Liang 1, MA Xiang-shen 1, ZHANG Yu-bing 2, LI Qi-peng 2 ( 1. China Academy of Aerospace Electronics and Technology , Beijing 100094 , China ) ( 2. Changhe Aircraft Industries co. Ltd. , Changhe 100094 , China )Abstract : Taking large aerobus's wing as the based wing, a detailed analysis of the effects of winglets on wing’s aeroelastic behavior is carried out by numerical method in this paper, including static aeroelastic characteristics and flutter characteristics. Static aeroelastic response is studied through Loosing Coupling CFD/CSD Method. The aerodynamic performances of the wings with different winglets have been investigated by numerical method based on Panel Method, and the study of structure response is taken by Finite Element Method, this paper used Interpolation Method for transferring displacement and force data between ? uid and structural meshes in a ? uid-structure interaction simulation. Through modifying static finite-elements partially to get the dynamic finite-elements model which is used for analyzing flutter characteristic by MSC NASTRAN. The results show that the wings’ aeroelastic characteristic reduced with different degree after adding winglets, and the different winglets’ effects are dissimilar, it is obvious that the design of winglets must pay attention to the lose of structural characteristics in getting high aerodynamic advantages.Key words : winglets ; ? utter ; aeroelasticity 收稿日期：2010-03-01；修订日期：2010-09-27

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

超声速翼型和亚声速翼型的气 动特性 总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)

超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。 经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实

际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。 一、超音速薄翼型 翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同 根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界 原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波 超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后 半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波

动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。 超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。 因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究

风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度 较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。利用BEM气动力计算模型及模态叠加结构动力计算模型构建了大型海上风力机气动弹 性分析模型，该模型具有计算效率高、计算结果准确的特征。利用该模型对不同 风速条件下NREL 5MW海上风力机的气动弹性特征进行了计算和分析。结果显示，风力机的叶尖位移与风速条件直接相关，呈周期性特征。风速越高风力机功率波 动频率越低。 关键词：大型海上风力机；气动弹性；BEM；模态叠加模型 0 研究背景 海上风力机为海上风能利用提供了有效的手段。根据“十三五”规划，海上风 能资源的开发，将成为未来风能利用的重要发展方向。目前海上风力机技术仍处 于发展过程中，部分海上风电强国已拥有部分示范工程，如挪威Hywind项目、 葡萄牙WindFloat项目等。此外，近年来日本在海上风电技术领域投入较大，且 已逐步形成海上风力机设计能力[1]。 海上风力机具有单机高功率等特点，通常设计为5MW-20MW[2]，相应的风 力机的风轮半径将大幅增加。在海上复杂的环境下，气动力、波浪作用力、结构 作用力等将形成复杂的耦合作用力体系，给海上风力机的结构响应分析带来了极 大的困难。 本文通过动量叶素理论（BEM）计算风力机的气动力，采用模态叠加理论对NREL 5MW海上风力机进行了计算。对风力机的气动力特征及气弹耦合特性进行 了系统地讨论。 1气动力计算BEM模型 复杂条件下风力机气动性能的求解是分析风力机气动弹性特征的关键。BEM 理论模型将风力机叶片沿展向划分为多个独立的控制单元，假设相互单元之间的 流场并不存在气动干扰，从而将三维问题化简为二维问题。极大地提高了计算效率，为风力机的气动弹性响应分析提供了条件。 通过将动量理论与叶素理论耦合并迭代求解，可获得当前翼型条件下的轴向 及周向诱导因子和的量值，进而确定当前翼型的作用力。在此基础上将各控制 单元的受力沿展向积分即可获得叶片的整体气动特性。 2结构动力学计算模态叠加模型 风力机结构动力学计算模型整体上可以分为模态叠加法、多体动力学计算方 法及有限元分析方法。其中模态叠加法通过将叶片的各阶振型乘以响应系数后叠 加起来计算其动力学响应，具有快速、高效等特征，是目前风力机气动弹性分析 使用的主要方法。本文基于广义作用力方程，利用Duhamel积分可以求得叶片运 动数值解，再将各阶模态对应的广义位移转换到物理空间可以得到以下位移结果：

主动气动弹性机翼技术分析

收稿日期:　1997210207第一作者　男　31岁　讲师　100083　北京　1)航空科学基金(97A51038)资助项目 主动气动弹性机翼技术分析 1) 杨　超 陈桂彬 邹丛青 (北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系) 摘　要　以伺服气动弹性(或称气动伺服弹性)技术为出发点,结合国内外研究 情况,分析近年来正在发展的、能多方面提高飞机性能的飞机设计新技术———主动气动弹性机翼(也称主动柔性机翼)技术的主要设计思想与特点、关键技术、与传统机翼设计技术的区别、应用前景等,反映该技术的多学科综合和一体化的特点,供飞机设计、气动弹性等研究人员参考.关键词　气动弹性动力学;柔性机翼;飞行控制;气动伺服弹性;主动控制;一体化设计 分类号　V 211.47 未来飞机应具有大柔性、结构与起飞重量比小的特点,在高性能数字式控制系统的支持下,能巧妙地利用气动力与气动弹性效应,具有很好的飞行性能.正在发展的能够将性能、推进系统、结构、气动力和飞控系统等多种学科集成起来的设计方法,可用来解决飞行中飞行控制系统、柔性结 构、气动力等的相互作用问题(如伺服气动弹性问题,简称ASE ),将在飞机设计中起主要作用.随着主动控制技术(简称ACT )在航空技术领域的发展,逐步使人们认识到结构的柔性在主动控制技术的支持下可以发挥更大的潜力. 为了证明ACT 与ASE 技术的结合在飞机设计中的关键作用,1985年至1992年,由美国空军、NASA 兰利研究中心和Rockwell 公司共同发起了主动柔性机翼(Active Flexible Wing ,简称AFW )工程计划[1],验证了AFW 概念,证明AFW 技术是未来多用途战斗机设计的多功能关键技术之一,技术上已经达到了可以应用于新机而又没有多大风险的程度.1996年已经开始了第2阶段的研究,在美国空军的支持下,怀特试验室、爱德华空军基地、NASA 德莱顿研究中心、NASA 兰利研究中心联合开展了主动气动弹性机翼(Active Aeroelastic Wing ,简称AAW ,是AFW 的重新命 名)技术的飞行试验研究[2],目的是使AAW 技术进一步转化到实际工程中. 从AAW 技术的研究来看,它是ASE 技术的拓宽和自然延伸;ASE 技术是AAW 技术的核心 内容,是AAW 技术发展的坚实基础.国内ASE 研究始于70年代,相继在多个机型上实施了ASE 分析,同时也开展了ASE 综合技术的理论研 究和实验验证[3],包括气动能量方法[4],线性二次型调节器(LQR )法[5]和线性二次型高斯(LQ G )法[6]的颤振抑制和阵风减缓的模拟和数 字式控制律的综合,并对多输入2多输出系统的鲁棒稳定控制[7～9]及结构/控制一体化[10]做了研究和探讨. 本文结合国内外ASE 、AAW 技术的研究情况,介绍这种新机设计技术的设计思想与功能、关键技术以及发展状况等. 1　主动气动弹性机翼的设计思想与 功能 AAW 技术的设计思想与采用结构的强度和刚度来被动地防止结构柔性引起的气动弹性不良效应的传统设计方法不同,它是通过全权限、快速响应的数字式主动控制系统来主动且有效地利用机翼的柔性.传统的设计方法中由控制面产生控制力,从而控制飞机运动.而机翼的柔性产生的气动弹性效应会减弱控制面的效能,同时使机翼的颤振特性变差.为了避免这种不利情况,只能加强机翼强度和刚度或附加其他控制面,从而使结构重量增加. 国外AAW 技术中,机翼带有多个前缘和后缘控制面,在主动控制系统的操纵下,多个控制面 　 1999年4月第25卷第2期北京航空航天大学学报 Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics April 1999Vol.25　No 12

读书报告--气动弹性与气动热弹性研究进展

气动弹性与气动热弹性研究进展 摘要 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5且能够在大气层和跨大气层中实现远程飞行的飞行器，根据超音速飞行器的经验可知，气动弹性模拟对于高超声速飞行器的研究是非常关键的。经典气动弹性是指结构惯性、弹性和气动之间的相互作用，现代气动弹性包括比较宽泛的一系列问题，包括结构惯性、弹性、气动、控制和热效应等方面，因此经典静气动弹性和热气动弹性问题的研究具有重要意义。本文首先介绍研究背景意义，然后分别从研究重视程度及历史研究进展，气动力建模，气动热效应等方面对气动弹性与气动热弹性研究进行了综述，并指出由于缺少高超声速气动弹性实验数据及气动弹性分析所需的气动热结构模型的可信度有待验证，相关技术远未成熟，需要继续深入探索。 1. 引言 高超声速飞行器主要采用细长升力体布局，典型气动外形如图1所示。通常在重量的约束下，高超声速飞行器的机体和操纵面普遍采用轻质结构，因此其结构刚度偏小。高超声速飞行器的典型飞行包线如图2所示，其Ma在0~15范围内，而且必须在大气层范围内持续飞行一定时间，以满足吸气式推进系统的要求。飞行器机体在气动热和气动力复合载荷作用下，将在流动、结构、控制和推进系统之间产生复杂的相互作用。另外，根据亚音速和超音速飞行器的经验可知，气动弹性模拟对于高超声速飞行器的研究是非常关键的。而风洞缩比模型的气动弹性和热气动弹性的试验能力是有限的，无法真实模拟高超声速飞行器的真实环境。因此，对高超声速飞行器的气动弹性数值模拟研究是非常迫切。 图1. 高超声速飞行器布局示意图

图2. 高超声速飞行器的飞行包线 经典气动弹性是指结构惯性、弹性和气动之间的相互作用。现代气动弹性包括比较宽泛的一系列问题，包括结构惯性、弹性、气动、控制和热效应等方面，如图3.所示。正如图中所描述的，经典气动弹性由惯性、弹性和气动构成的三角形组成。在该三角形基础上加上控制构成气动伺服弹性，如图3中上面的四面体。如果加上热效应则构成热气动弹性，如图3中下面的四面体。下文主要介绍经典静气动弹性和热气动弹性问题研究进展。 图3. 气动-伺服-热-弹性六面体 2. 研究进展和现状 研究重视程度 在上世纪50年代末期和60年代，高超声速空气弹性和热气动弹性研究曾经是一个非常活跃的研究领域。从上世纪60年代X-15技术验证机的研发开始，美国加强了高超声速相关技术的研究。利用火箭发动机，X-15A-2在1967年创造了6.72马赫的飞行速度记录。这期间的研究成果后来在航天飞机研制过程中成为热气动弹性设计的基础。但在其后相当长一段时期，高超声速热气动弹性问题很少引起关注也很少有相关研究报告。这一状况持续到美国80年代中期的NASP （National Aero-Space Plane）计划开展时有所改变。近年来，又受到单级和双级入轨可重复使用运载器（RLV/TA V），长航程吸气式发动机类型高速飞行器HSVs

小展弦比机翼的低速气动特性

小展弦比机翼的低速气动特性 通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。 1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前 缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼 面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下 图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升 力常称为涡升力。 造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。 2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966） 小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。 该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有

其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。 与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。 小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力L p 前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。 根据适当的理论推导，得到 为系数，对于小迎角的情况 其中K p 说明，K 为势流升力线斜率。 p 对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力） 从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。 根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。 由此导出