论文摘要：柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合建模与仿真

高空长航时飞机为降低重量、提高升阻比，使用轻质、各向异性材料，机翼细长，具有柔性。结构大变形、气动失速和结构低频振动与刚体运动耦合，是高空长航时柔性飞机在常规低速飞行状态下的普遍现象，显著影响其气动弹性和飞行动力学特性。本文考虑几何非线性、动失速、材料各向异性和刚体运动，面向概念设计和初步设计，建立了大展弦比柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合模型。弹性变形较小的机身被建模为刚体。大展弦比机翼等细长柔性结构被建模为具有大位移和大转动的运动梁，同时引入多梁链式结构，以考虑T型尾翼、挂载和集中载荷等非连续因素。大展弦比机翼等细长气动翼面，沿展向划分为若干相互独立的片条气动单元，以应用二维气动力模型计算全机气动载荷。刚体的运动借助刚体动力学方程表达。每个单梁的刚体运动和弹性运动以几何精确完全本征各向异性运动梁模型来描述，应用伽辽金方法获得单梁的半离散化运动方程，通过边界条件协调获得柔性飞机全机结构运动方程。气动单元内的气动载荷基于非定常、半经验的二维ONERA-Edlin动失速模型计算。最终将刚体运动方程、全机结构运动方程和全机气动力状态方程耦合，获得大展弦比柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合模型，同时建立了基于二维ONERA-Edlin动失速模型的大展弦比刚性飞机非线性飞行动力学模型。本文柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合模型，以状态空间形式表达，能够求解机翼和全机的结构和气动弹性静平衡、稳定性以及时域响应问题，这些问题分别采用Newton-Raphson方法、特征值分析和广义-α方法求解。以单梁结构和多梁链式结构的固有振动特性以及在定向力和随动力两种载荷作用下的静平衡和强迫振动时域响应、机翼的线性颤振和气弹时域响应为验证算例，通过本文模型、UM/NAST、MSC/Nastran或精确解之间的比较，验证了本文模型的有效性和准确性。以周期性纯俯仰运动翼型的非定常气动力迟滞环为算例，数值与试验的对比结果表明，本文对ONERA-Edlin动失速模型的实现有效。大展弦比柔性机翼非线性气动弹性数值仿真与风洞试验比较研究表明，本文模型和UM/NAST能够有效预测大展弦比柔性机翼的非线性气动弹性行为，基于几何非线性一维梁和片条气动力假设的低阶高精度模型，能够满足大展弦比柔性飞机概念设计和初步设计的分析需求。以侧向随动载荷和集中质量分别模拟发动机推力和发动机质量/有效载荷挂载，开展了关于侧向随动载荷作用下大展弦比柔性机翼稳定性的参数影响研究。结果表明，侧向随动载荷对机翼颤振可以具有稳定作用，该稳定作用的具体表现，主要受机翼垂直弯曲-扭转刚度比、侧向随动载荷和集中质量的展向和法向位置、集中质量的弦向位置以及机翼后掠角的影响。减小机翼垂直弯曲-扭转刚度比；发动机吊舱靠近翼根布置，使发动机推力作用点在法向上尽量与机翼弹性轴靠近；单纯的集中质量避免布置在柔性机翼中部，布置在机翼弹性轴之前或下方，如此均有利于提高大展弦比柔性机翼的气动弹性稳定性。以时域分析方法，研究了大展弦比柔性机翼的极限环振荡现象，在本文算例中，几何刚化效应对极限环振荡起主导作用，极限环振荡特性对飞行速度敏感。研究了几何非线性、气动失速和不同梁截面刚度对大展弦比柔性飞机配平、纵向稳定性和非线性时域响应特性的影响。当机翼变形较小时，柔性飞机配平攻角小于刚性飞机配平攻角，整个翼展范围内均可能发生失速，全机升力损失显著，导致飞行高度迅速降低；当机翼变形较大时，柔性飞机配平攻角大于刚性飞机配平攻角，失速发生于翼尖且范围有限。机翼变形增大可导致全机运动趋于不稳定，气动弹性剪裁有助于改善柔性飞机的运动稳定性。分析结果表明了在柔性飞机静、动态特性分析中考虑几何非线性和失速效应的必要性，以及对影响机翼变形的主要因素准确建模的重要性。

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