SVgydF4y2Ba 冲击和振动gydF4y2Ba 1875 - 9203gydF4y2Ba 1070 - 9622gydF4y2Ba HindawigydF4y2Ba 10.1155 / 2021/5535192gydF4y2Ba 5535192gydF4y2Ba 研究文章gydF4y2Ba 实验和数值研究基于机翼模型的静气动弹性行为gydF4y2Ba https://orcid.org/0000 - 0002 - 0927 - 8151gydF4y2Ba 欧阳gydF4y2Ba 杨ydF4y2Ba 1gydF4y2Ba https://orcid.org/0000 - 0003 - 2798 - 8760gydF4y2Ba 曾gydF4y2Ba KaichungydF4y2Ba 2gydF4y2Ba https://orcid.org/0000 - 0002 - 4710 - 040 xgydF4y2Ba 口gydF4y2Ba 溪坪gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba https://orcid.org/0000 - 0002 - 3171 - 0713gydF4y2Ba 顾gydF4y2Ba YingsonggydF4y2Ba 1gydF4y2Ba https://orcid.org/0000 - 0002 - 4194 - 9293gydF4y2Ba 杨gydF4y2Ba ZhichungydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 陆gydF4y2Ba ZeqigydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 结构动力学与控制gydF4y2Ba 航空学院gydF4y2Ba 西北工业大学gydF4y2Ba 西安710072年gydF4y2Ba 中国gydF4y2Ba nwpu.edu.cngydF4y2Ba 2gydF4y2Ba 高速空气动力学研究所gydF4y2Ba 中国空气动力研究与发展中心gydF4y2Ba 绵阳621000gydF4y2Ba 中国gydF4y2Ba cardc.cngydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 14gydF4y2Ba 6gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 13gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 26gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 14gydF4y2Ba 6gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 版权©2021燕欧阳et al。gydF4y2Ba 这是一个开放的文章在知识共享归属许可下发布的,它允许无限制的使用,分布和繁殖在任何媒介,提供最初的工作是正确的引用。gydF4y2Ba

平板高于机翼静气动弹性行为的模型静态散度调查附近的数值模拟和风洞测试。媒介忠诚模型基于涡格法(VLM)和非线性结构分析提出了计算与大变形机翼结构的位移。追随者力效应和几何非线性计算被认为是机翼的变形有限元方法(FEM)。在风洞试验中,散度动态压力是索恩韦尔预测的方法,由摄影测量和静态空气弹性变形的位移测量方法。媒介保真度模型计算的结果与风洞试验结果表明合理的协议。高保真模型基于耦合的计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)预测更好的结果的翼尖位移接近freestream动压时散度动态压力。gydF4y2Ba

 中国国家自然科学基金gydF4y2Ba 11472216gydF4y2Ba 11672240gydF4y2Ba 1。介绍gydF4y2Ba

在静态空气弹性分析中,空气动力学和结构变形量之间的相互作用决定了机翼弯曲和扭转在每次飞行条件。的静气动弹性变形稳定飞行条件是非常重要的,因为它控制空气动力性能和飞行控制特性(gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba]。条件下的结构变形和小攻角(AOA),通常线性气动弹性分析提供准确的结果。然而,如果机翼结构发生大变形,线性计算可能会导致不准确的预测。非线性效应通常扮演着一个重要的角色在结构动力学(gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba在静力学),也可能是至关重要的。例如,在线性气动弹性计算,变形翼总是一致的投影与未变形的翅膀。这表明延长机翼结构的非物质的效果没有轴向载荷(gydF4y2Ba 4gydF4y2Ba]。飞机的高度灵活的joined-wing线性空气弹性变形的分析可能会导致不正确的预测的飞行包线gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba]。gydF4y2Ba

众所周知,高纵横比的机翼和直机翼前易受大变形。沉重的空气动力载荷时,机翼结构的变形将会变得非常大。根据空气动力学和结构模型用于非线性气动弹性分析,数值模型可以分为三个层次,即,低,中,和高保真模型(gydF4y2Ba 6gydF4y2Ba]。二维气动模型和非线性梁理论通常用于低忠诚模型(gydF4y2Ba 7gydF4y2Ba]。high-aspect-ratio机翼模型,计算出的静态和动态气动弹性响应低忠诚模型与实验结果吻合较好(gydF4y2Ba 8gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 9gydF4y2Ba]。计算的非线性梁理论能够兼容的基于翼的超临界的变形,和它的功能是通过风洞试验验证(gydF4y2Ba 10gydF4y2Ba]。gydF4y2Ba

虽然低忠诚模型提供了重要的洞察力和知识空气弹性变形的特点,它限制在评估实际流量的3 d效果。带理论没有提示效应校正可能高估了舷外机翼的升力和导致更大的垂直位移和弯曲旋转(gydF4y2Ba 11gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 12gydF4y2Ba]。当高空空气动力学变化是机翼结构的关键,VLM提供了一个媒介富达工具气动计算(gydF4y2Ba 13gydF4y2Ba]。VLM可以计算空气动力学作用于机翼与大变形和一些务实的方法可以用来估计拖外倾角的影响(gydF4y2Ba 14gydF4y2Ba]。下面的静态结构分析应该由非线性有限元;否则,分析将产生不切实际的结果(gydF4y2Ba 15gydF4y2Ba]。一般来说,媒介富达在气动弹性分析模型是有效的,所以它广泛应用于优化设计过程(gydF4y2Ba 16gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 17gydF4y2Ba]。gydF4y2Ba

高保真度的仿真模型是基于CFD / CSD耦合方法,发展迅速,应用广泛的研究计算空气弹性在过去几十年。即使在亚音速速度低,更应注意结构的非线性气动弹性行为的影响。几何非线性变化的气动载荷,从而导致相当大的错误在静态空气弹性变形的预测(gydF4y2Ba 18gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 19gydF4y2Ba]。区别线性和非线性机翼结构的最大变形量的计算变得越来越引人注目的增加空气动力负载(gydF4y2Ba 20.gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 21gydF4y2Ba]。虽然低忠诚模型给出了可接受的结果静态空气弹性变形的特点,高保真模型可以产生更精确的结果和详细的兼容基于翼气动特性(gydF4y2Ba 22gydF4y2Ba]。CFD / CSD耦合分析是至关重要的在跨声速流动区域,因为冲击波和流动分离gydF4y2Ba 23gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 24gydF4y2Ba]。gydF4y2Ba

机翼结构的静态差异必须由风洞试验预测准确,因为速度散度直接反映了机翼结构的整体刚度,并在认证过程中必须考虑(CS-25和多达25)(gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba]。有四个静态和动态两个方法用来预测静态散度翼模型在风洞试验gydF4y2Ba 25gydF4y2Ba]。所有这些方法都使用亚临界响应的实验模型来预测静态散度。静态方法,索恩韦尔方法容易实施,与临界发散测试结果显示了良好的协议(gydF4y2Ba 26gydF4y2Ba- - - - - -gydF4y2Ba 28gydF4y2Ba]。所以,索恩韦尔方法是采用当前的研究。gydF4y2Ba

在发生分歧之前,我们通常关心的是最大的翼尖位移。摄影测量是不干扰测量技术通常用于确定对象的几何信息通过分析图像被摄像机记录下来。这种技术被测量的对象是不可访问时是非常有用的和非接触测量是必需的,它尤其适用于静气动弹性风洞试验。详细描述(可以找到相关理论的gydF4y2Ba 29日gydF4y2Ba]。在一系列的研究中,摄影测量是被证明是一个精确的和强大的方法来测量位移和地方角变位(gydF4y2Ba 30.gydF4y2Ba,gydF4y2Ba 31日gydF4y2Ba]。DLTdv7是一个通用的数字化程序,适用于两个或三维视频分析(gydF4y2Ba 32gydF4y2Ba]。这个项目已广泛应用于测量翅膀运动学(gydF4y2Ba 33gydF4y2Ba和气动弹性变形gydF4y2Ba 34gydF4y2Ba]。在最近的研究中,基于单摄像机和一个可行的方法DLTdv7程序是用来测量风洞试验的翼尖位移。gydF4y2Ba

这项研究的目的是获得一种改进的理解机翼静气动弹性行为的模型。根据可用的风洞的性能,基于布局模型。这种布局散度下降速度比未扫过的翅膀由于增加有效的农产品协定的。当自由流动态压力附近的静态散度边界,高于翼模型将遇到大变形。静态空气弹性变形的变形介质和高保真模型计算得出的。风洞试验进行验证仿真结果。最后,我们做一个比较的结果中、高保真模型方面的准确性和效率。gydF4y2Ba

 2。非线性分析中忠诚模型gydF4y2Ba

一个铝平板机翼模型在当前的研究中,如图gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba。机翼结构的俯视图是一个平行四边形。semispan和模型的弦长gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 750年gydF4y2Ba 毫米,gydF4y2Ba cgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 200年gydF4y2Ba 分别为毫米。板厚度是2.5毫米。材料的密度gydF4y2Ba ρgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 2700年gydF4y2Ba 公斤gydF4y2Ba /gydF4y2Ba 米gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba 。领先的基于角gydF4y2Ba 30.gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。3/5的翼根长度是固定的。为了有效地执行非线性静态分析,四边形板单元模型机翼结构。图gydF4y2Ba 1(一)gydF4y2Ba显示了组成的结构模型gydF4y2Ba 20.gydF4y2Ba ×gydF4y2Ba 60gydF4y2Ba 元素,而图gydF4y2Ba 1 (b)gydF4y2Ba描述了相应的气动模型,包括gydF4y2Ba 10gydF4y2Ba ×gydF4y2Ba 30.gydF4y2Ba 气动板。gydF4y2Ba

基于机翼结构和空气动力学模型。(一)有限元模型。(b)空气动力学模型。gydF4y2Ba

运动方程用于一般静态空气弹性变形的计算可以表示如下(gydF4y2Ba 35gydF4y2Ba]:gydF4y2Ba (1)gydF4y2Ba KgydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba −gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba ugydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba +gydF4y2Ba 米gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba ugydF4y2Ba ¨gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba xgydF4y2Ba ugydF4y2Ba xgydF4y2Ba +gydF4y2Ba PgydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 在哪里gydF4y2Ba KgydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 米gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 分别是结构刚度和质量矩阵。gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 是流动态压力。gydF4y2Ba ugydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 结构的位移矢量。gydF4y2Ba ugydF4y2Ba xgydF4y2Ba 是空气动力学加分的向量用于描述控制表面变形量和总体的刚体运动。gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba xgydF4y2Ba 空气动力影响系数矩阵对应的结构变形和单位变位气动加分,分别。gydF4y2Ba PgydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 是向量的外部负载。gydF4y2Ba

目前翼模型控制面和刚体运动;方程(gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba)可以简化获得散度动态压力通过求解特征值问题:gydF4y2Ba (2)gydF4y2Ba KgydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba −gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba ugydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0gydF4y2Ba 。gydF4y2Ba

特征值gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba 是散度的动态压力。只有积极的价值观gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba 有物理意义和散度动态压力最小值是至关重要的。gydF4y2Ba

在静态空气弹性变形的分析,可以计算向下运动(gydF4y2Ba 36gydF4y2Ba]gydF4y2Ba (3)gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba =gydF4y2Ba DgydF4y2Ba jgydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba ugydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba +gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba ggydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 在哪里gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba 是向下运动向量的气动板和gydF4y2Ba DgydF4y2Ba jgydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba 是相当大的空气动力位移导数矩阵。gydF4y2Ba ugydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba 气动位移向量和吗gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba ggydF4y2Ba 代表一个初始静态气动向下运动。最初的AOA、弧形或捻度分布的翼结构可以考虑修改gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba ggydF4y2Ba 。然后给出的理论气动压力gydF4y2Ba (4)gydF4y2Ba fgydF4y2Ba jgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba jgydF4y2Ba jgydF4y2Ba −gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 在哪里gydF4y2Ba fgydF4y2Ba jgydF4y2Ba 是压力向量的气动板。gydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba jgydF4y2Ba jgydF4y2Ba 空气动力影响系数矩阵,马赫数和降低频率的函数。气动力和力矩气动网格是通过整合压力向量:gydF4y2Ba (5)gydF4y2Ba PgydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba =gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba jgydF4y2Ba fgydF4y2Ba jgydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 在哪里gydF4y2Ba PgydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba 是力的矢量和的时刻。gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba jgydF4y2Ba 是集成矩阵。gydF4y2Ba

改善空气动力计算的准确性,两个实验修正可能调整理论气动面板升力和力矩(gydF4y2Ba 37gydF4y2Ba]。这两个修正要求实验压力分布数据的参考角度攻击可以提前进行数值计算。另一个校正可以通过调整气动板向下运动(gydF4y2Ba 36gydF4y2Ba]。代入方程(gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba)和(gydF4y2Ba 4gydF4y2Ba)(gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba);计算出的气动力和力矩可以向下运动gydF4y2Ba (6)gydF4y2Ba PgydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba =gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba jgydF4y2Ba 一个gydF4y2Ba jgydF4y2Ba jgydF4y2Ba −gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba DgydF4y2Ba jgydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba ugydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba +gydF4y2Ba wgydF4y2Ba jgydF4y2Ba ggydF4y2Ba 。gydF4y2Ba

机翼的向下运动不能直接测量在实验中,我们使用变形机翼模型的修改向下运动向量;和一个迭代法用于计算机翼静气动弹性变形的模型。gydF4y2Ba

在静态空气弹性变形的分析,需要两种类型的数据转换:结构等效部队从气动板结构网格和插值结构变位的空气动力变形量。导致插值样条方法,涉及的组件结构网格位移气动网格位移。当变形结构网格和气动板不共面,当地的AOA气动板需要修改根据结构位移。gydF4y2Ba

迭代过程始于分配合适的初始条件,如图gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba。由VLM气动载荷计算。空气动力学是典型的追随者力,应该进行完整的几何非线性分析;即气动加载后被视为力量和大位移效应被认为是。样条方法应用于表面结构和气动网格之间传输数据。迭代的收敛条件,翼尖位移之间的相对误差小于两个连续的步骤gydF4y2Ba 0.1gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。在每一个迭代周期,当地农产品协定,向下运动向量的每一个面板中,根据结构更新网格位移。为了比较,线性计算的结果也包括在本文中。gydF4y2Ba

流程图的非线性静态空气弹性变形的分析。gydF4y2Ba

农产品协定的情况gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 和动态压力gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 367年gydF4y2Ba Pa为例,计算过程如图gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba。尖端的位移(LE)和后缘(TE)点在翼尖和收敛后逐渐增加gydF4y2Ba 22gydF4y2Ba ndgydF4y2Ba 迭代步骤。这表明的相对误差gydF4y2Ba 21gydF4y2Ba 圣gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 22gydF4y2Ba ndgydF4y2Ba 小于迭代步骤gydF4y2Ba 0.1gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。的最终位移勒在翼尖点和TE点是239.2毫米和200.8毫米,分别。在翼尖的垂直位移比gydF4y2Ba 30.gydF4y2Ba %gydF4y2Ba semispan。这意味着一个典型的非线性大变形的柔性翼。gydF4y2Ba

计算过程中忠诚模型。gydF4y2Ba

 3所示。高保真度的非线性分析模型gydF4y2Ba

在详细设计阶段真正的翅膀,更准确的预测静气动弹性机翼结构的行为是必要的。特别是,它是重要的预测附近的静气动弹性行为差异提供足够的精度。除了有效的媒介忠诚模型中,稳态CFD / CSD耦合模拟机翼模型也可以执行获得更准确的结果。模拟使用商业软件ANSYS进行结构分析和空气动力学分析。gydF4y2Ba

翼周围流场六面体的细胞组成的生成采用ICEM CFD如图gydF4y2Ba 4gydF4y2Ba。常用的块结构,网格密度是不同的获取三个级别的网格,即粗(625000细胞),中等(1036800细胞),和细水平(1423200细胞)。边界层是决心确保无量纲墙的距离,gydF4y2Ba ygydF4y2Ba +gydF4y2Ba 所有情况下,小于1。ANSYS CFD工具中使用的控制方程是流利Reynolds-averaged n - s方程,使用保守和time-implicit托管有限体积离散方法。对海温gydF4y2Ba 公斤ydF4y2Ba −gydF4y2Ba ωgydF4y2Ba two-equation湍流模型是用于density-based解算器。流密度是常数,和速度入口边界条件。Diffusion-based平滑方法采用将机翼模型边界的更新流体体积网格。这种方法允许大型边界变形和产生良好的网格质量。刚性翼的升力计算进行网格收敛性测试。案件的结果gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 如图gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba。整个电梯通过媒介和细网格非常同意增加流量动态压力。结果表明最大gydF4y2Ba 0.2gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 中、细网格解决方案之间的差异。这表明中等水平网格是充分的进行分析。结构网格是建立在2400年使用3 d 20-node固体元素。gydF4y2Ba

流体网格的CFD / CSD耦合模拟。gydF4y2Ba

总在刚性翼gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。gydF4y2Ba

 4所示。实验测试用例的描述gydF4y2Ba 4.1。翼尖位移的测量gydF4y2Ba

图的摄影测量单摄像头如图gydF4y2Ba 6gydF4y2Ba。摄像机是固定翼尖的正上方。两小块的反光胶带粘在机翼表面光学目标,定位在勒在翼尖和TE点。和弦的未变形的翼尖的gydF4y2Ba xgydF4y2Ba 设在。注意,在翼尖位移gydF4y2Ba zgydF4y2Ba 设在方向,水平位移,是本研究关注。在风洞试验中,相机可以固定在流场,和机翼上的空气动力学模型将不会受到影响。gydF4y2Ba

单摄像测量系统的模式。gydF4y2Ba

在机翼的变形,整个过程的摄像头记录下来了。后,框架抓住从视频,用来跟踪目标。为此,索尼数码相机gydF4y2Ba 1920年gydF4y2Ba ×gydF4y2Ba 1080年gydF4y2Ba 像素是用来获取图像的速度每秒100帧。测量误差可能出现由于非线性透镜畸变和不准确的识别目标点,所以执行开放实验来验证这个摄影测量方法,如图gydF4y2Ba 7gydF4y2Ba。勒点的水平位移在翼尖与静态加载设置为105毫米。勒点的运动跟踪DLTdv7和测量位移为106.45毫米。通过比较测量数据与已知的位移的乐点,我们发现测量误差小于gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。这表明测量足够准确评估数值结果。gydF4y2Ba

目标跟踪在图像平面上的开放实验。gydF4y2Ba

 4.2。地面振动测试gydF4y2Ba

在进行风洞试验之前,有必要对模型验证和更新执行GVT。如图gydF4y2Ba 8gydF4y2Ba,SINOCERA瓶(JZK-5)和功率放大器(YE5874A)是用来激发模型。机翼结构非常灵活,传动点放置在机翼的根源。LMS振动测试系统用于提供随机信号的振动频带的0到100赫兹。力之间的联合瓶和模型由PCB测力传感器测量(208二氧化碳)。日本基恩士的位移响应信号测量激光(LK-G150)。在测试期间,机翼结构保存在微振,线性情况满意。实验结果前5模态形状和固有频率的第一和第二列中列出的表gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba,分别。gydF4y2Ba

基于前翼的地面振动测试。gydF4y2Ba

前五个机翼模型的固有频率和模态形状。gydF4y2Ba

订单(模式)gydF4y2Ba GVT(赫兹)gydF4y2Ba 通过有限元计算(赫兹)gydF4y2Ba 相对误差(%)gydF4y2Ba
1日(1 b)gydF4y2Ba 2.39gydF4y2Ba 2.41gydF4y2Ba 0.84gydF4y2Ba
2日(2 b)gydF4y2Ba 15.45gydF4y2Ba 15.16gydF4y2Ba 1.88gydF4y2Ba
3日(1 t)gydF4y2Ba 24.15gydF4y2Ba 24.07gydF4y2Ba 0.33gydF4y2Ba
4日(3 b)gydF4y2Ba 43.93gydF4y2Ba 42.87gydF4y2Ba 2.41gydF4y2Ba
5日(2)gydF4y2Ba 72.46gydF4y2Ba 72.61gydF4y2Ba 0.21gydF4y2Ba

GVT后,模型更新过程应用于匹配的动态特性数值和实验模型。更新程序执行的解决优化问题的定义如下:gydF4y2Ba (7)gydF4y2Ba 最小值gydF4y2Ba :gydF4y2Ba ∑gydF4y2Ba 我gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba fgydF4y2Ba 我gydF4y2Ba egydF4y2Ba −gydF4y2Ba fgydF4y2Ba 我gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba fgydF4y2Ba 我gydF4y2Ba egydF4y2Ba 酸处理gydF4y2Ba 0.5gydF4y2Ba EgydF4y2Ba 0gydF4y2Ba ≤gydF4y2Ba EgydF4y2Ba ≤gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba EgydF4y2Ba 0gydF4y2Ba 0.5gydF4y2Ba μgydF4y2Ba 0gydF4y2Ba ≤gydF4y2Ba μgydF4y2Ba ≤gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba μgydF4y2Ba 0gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 在目标函数相对误差的总和的前五个自然频率通过实验和仿真。设计变量是杨氏模量gydF4y2Ba EgydF4y2Ba 和泊松比gydF4y2Ba μgydF4y2Ba 的有限元模型。gydF4y2Ba EgydF4y2Ba 0gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 71年gydF4y2Ba 平均绩点,gydF4y2Ba μgydF4y2Ba 0gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0.33gydF4y2Ba 是标准的铝合金的材料属性。优化问题方程(gydF4y2Ba 7gydF4y2Ba)是通过在MATLAB优化工具箱解决,最终的解决方案gydF4y2Ba EgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 60.37gydF4y2Ba 平均绩点,gydF4y2Ba μgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0.31gydF4y2Ba 。两个模型的固有频率是列在表中gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba。每个前五的固有频率,计算和实验值之间的相对误差很小,所以有限元模型验证。gydF4y2Ba

 4.3。风洞试验gydF4y2Ba

基于机翼模型NF-2访问量声学风洞测试,这是一个开放电路测试部分的隧道gydF4y2Ba ΦgydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 米和2米的长度。机翼模型垂直安装在转盘可以旋转改变AOA的翅膀,如图gydF4y2Ba 9gydF4y2Ba。线和滑轮机制是用来保护机翼模型。实验期间松散的电线,可以收紧两边把翼尖的机翼模型的变形量过大。实验过程是由数码相机记录的顶视图风洞。gydF4y2Ba

基于机翼模型的风洞测试区(上游视图)。gydF4y2Ba

的弯曲应变的预测中使用静态散度。为此,使用了两种应变式。低计是位于机翼模型的根和上一个在第五semispan站(gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 20.gydF4y2Ba %gydF4y2Ba )。应变响应信号是通过测量动态应变数据采集系统。在实验的开始,转台调整以确保初始AOA的翅膀gydF4y2Ba 0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。三种情况,即gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0.5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,用于按照索恩韦尔的方法。gydF4y2Ba

散度动态压力实验和模拟预测的结果列在表中gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba。获得的结果由两个应变式显示良好的协议,因为索恩韦尔方法是独立的应变计的位置。农产品协定的条件影响散度的预测动态压力和较小的AOA生成高动态压力的预测。方程(gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba)产量的预测gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 382.5gydF4y2Ba Pa,同意与实验结果gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba egydF4y2Ba =gydF4y2Ba 377.3gydF4y2Ba 爸爸当gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0.5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。农产品协定的最后,在每一个案例中,两个预测的平均散度动态压力作为实验结果。gydF4y2Ba

散度风洞试验和仿真预测的动态压力。gydF4y2Ba

问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba egydF4y2Ba 索恩韦尔预测的方法(Pa)gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba 计算方程(gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba)(Pa)gydF4y2Ba
αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0.5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba
由上应变计gydF4y2Ba 371.6gydF4y2Ba 355.1gydF4y2Ba 338.1gydF4y2Ba 382.5gydF4y2Ba
由低应变计gydF4y2Ba 383.0gydF4y2Ba 359.5gydF4y2Ba 337.7gydF4y2Ba
平均gydF4y2Ba 377.3gydF4y2Ba 357.3gydF4y2Ba 337.9gydF4y2Ba

一个典型的变形机翼模型风洞试验的过程如图gydF4y2Ba 10gydF4y2Ba。勒和TE点的运动由DLTdv7不断跟踪。在本实验条件下,最终的测量位移的勒在翼尖点和TE点是163.0毫米和140.2毫米,分别。gydF4y2Ba

机翼变形过程gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,从gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 0gydF4y2Ba 287 Pa。gydF4y2Ba

 5。结果与讨论gydF4y2Ba

机翼静气动弹性变形模型计算的两个角攻击(gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba )。三种模拟方法是VLM加上线性结构的假设,VLM加上第二部分中描述的非线性结构解算器,和CFD / CSD耦合方法。三种数值方法的结果与实验数据进行比较。为了防止测试模型的损坏,执行测试仅限于亚临界状态。的最大动态压力流310 Pa和289例PagydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 分别;在模拟,最大动态压力是设立一个更高的水平。3仿真结果之间的差异将进一步展示。gydF4y2Ba

为gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,结果如图gydF4y2Ba 11gydF4y2Ba。动态压力较低时,翼尖位移动态压力逐渐增加而增加。当动态压力高于实验预测分歧边界gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba egydF4y2Ba ,翼尖位移显著增加。在低动压条件下(低于275 Pa),机翼模型的变形很小,和几何非线性不反映,所以两个介质保真度模型的结果和实验结果吻合较好。当动态压力高于287 Pa,仿真和实验结果之间的差异是显而易见的。中忠诚模型总是小于实验结果,虽然高保真模型结果总是略大。几何非线性的影响可能加强结构,所以翼尖位移不会趋于无穷时,考虑几何非线性。gydF4y2Ba

翼尖位移和动态压力gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。(一)点。(b) TE点。gydF4y2Ba

图gydF4y2Ba 12gydF4y2Ba显示的结果情况gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。上述案例一样,区别两种介质保真度模型和实验的结果变得越来越重要和动态压力增加。相比之下,CFD / CSD结果同意与实验结果很好,有轻微高估的位移。当动态压力高于gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba dgydF4y2Ba egydF4y2Ba =gydF4y2Ba 357.5gydF4y2Ba 爸爸,通过线性计算获得的结果是完全不现实的,因为翼尖位移比semispan更大。因此,基于线性介质富达模型方法具有局限性,当流动态压力方法散度动态压力。基于非线性介质富达模型方法可能总是低估了变形但保持物理意义。gydF4y2Ba

翼尖位移和动态压力gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。(一)点。(b) TE点。gydF4y2Ba

数据的曲线数据gydF4y2Ba 11gydF4y2Ba和gydF4y2Ba 12gydF4y2Ba在表中列出gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba和gydF4y2Ba 4gydF4y2Ba,分别。农产品协定的时gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 的精度中忠诚和高保真模型几乎是相同的。例如,当动态压力是310 Pa, VLM +线性的相对误差,VLM +非线性和CFD / CSDgydF4y2Ba 19gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 26gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 27gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,分别。表中的数据gydF4y2Ba 4gydF4y2Ba表明CFD / CSD有更好的精度gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。例如,当动态压力是289 Pa, VLM +线性的相对误差,VLM +非线性和CFD / CSDgydF4y2Ba 31.15gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 36.96gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 2.33gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,分别。这表明当变形很大,高保真模型中需要空气动力计算。gydF4y2Ba

翼尖位移时gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。0gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba %gydF4y2Ba semispan。gydF4y2Ba

问gydF4y2Ba(Pa)gydF4y2Ba 勒gydF4y2Ba TEgydF4y2Ba
VLM +线性gydF4y2Ba VLM +非线性gydF4y2Ba 实验gydF4y2Ba CFD / CSDgydF4y2Ba VLM +线性gydF4y2Ba VLM +非线性gydF4y2Ba 实验gydF4y2Ba CFD / CSDgydF4y2Ba
152年gydF4y2Ba 2.12gydF4y2Ba 2.13gydF4y2Ba 2.11gydF4y2Ba 2.59gydF4y2Ba 1.78gydF4y2Ba 1.78gydF4y2Ba 1.85gydF4y2Ba 2.17gydF4y2Ba
192年gydF4y2Ba 3.25gydF4y2Ba 3.25gydF4y2Ba 3.56gydF4y2Ba 4.08gydF4y2Ba 2.72gydF4y2Ba 2.72gydF4y2Ba 3.04gydF4y2Ba 3.42gydF4y2Ba
238年gydF4y2Ba 5.31gydF4y2Ba 5.29gydF4y2Ba 5.64gydF4y2Ba 7.00gydF4y2Ba 4.45gydF4y2Ba 4.43gydF4y2Ba 4.85gydF4y2Ba 5.86gydF4y2Ba
262年gydF4y2Ba 7.01gydF4y2Ba 6.92gydF4y2Ba 8.08gydF4y2Ba 9.57gydF4y2Ba 5.87gydF4y2Ba 5.80gydF4y2Ba 6.67gydF4y2Ba 8.02gydF4y2Ba
275年gydF4y2Ba 8.26gydF4y2Ba 8.07gydF4y2Ba 9.43gydF4y2Ba 11.48gydF4y2Ba 6.91gydF4y2Ba 6.76gydF4y2Ba 8.09gydF4y2Ba 9.63gydF4y2Ba
287年gydF4y2Ba 9.71gydF4y2Ba 9.34gydF4y2Ba 12.40gydF4y2Ba 13.78gydF4y2Ba 8.13gydF4y2Ba 7.83gydF4y2Ba 10.42gydF4y2Ba 11.56gydF4y2Ba
310年gydF4y2Ba 13.83gydF4y2Ba 12.58gydF4y2Ba 17.09gydF4y2Ba 21.65gydF4y2Ba 11.57gydF4y2Ba 10.53gydF4y2Ba 14.57gydF4y2Ba 18.22gydF4y2Ba
324年gydF4y2Ba 17.93gydF4y2Ba 15.16gydF4y2Ba 28.55gydF4y2Ba 15.01gydF4y2Ba 12.71gydF4y2Ba 24.07gydF4y2Ba
338年gydF4y2Ba 24.65gydF4y2Ba 18.32gydF4y2Ba 33.09gydF4y2Ba 20.63gydF4y2Ba 15.36gydF4y2Ba 27.92gydF4y2Ba
352年gydF4y2Ba 37.62gydF4y2Ba 22.02gydF4y2Ba 36.40gydF4y2Ba 31.49gydF4y2Ba 18.46gydF4y2Ba 30.73gydF4y2Ba
367年gydF4y2Ba 78.19gydF4y2Ba 26.47gydF4y2Ba 40.00gydF4y2Ba 65.44gydF4y2Ba 22.21gydF4y2Ba 33.78gydF4y2Ba

翼尖位移时gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba %gydF4y2Ba semispan。gydF4y2Ba

问gydF4y2Ba(Pa)gydF4y2Ba 勒gydF4y2Ba TEgydF4y2Ba
VLM +线性gydF4y2Ba VLM +非线性gydF4y2Ba 实验gydF4y2Ba CFD / CSDgydF4y2Ba VLM +线性gydF4y2Ba VLM +非线性gydF4y2Ba 实验gydF4y2Ba CFD / CSDgydF4y2Ba
117年gydF4y2Ba 2.13gydF4y2Ba 2.13gydF4y2Ba 2.57gydF4y2Ba 2.51gydF4y2Ba 1.78gydF4y2Ba 1.78gydF4y2Ba 1.90gydF4y2Ba 2.11gydF4y2Ba
153年gydF4y2Ba 3.22gydF4y2Ba 3.22gydF4y2Ba 3.42gydF4y2Ba 3.88gydF4y2Ba 2.70gydF4y2Ba 2.70gydF4y2Ba 2.92gydF4y2Ba 3.25gydF4y2Ba
194年gydF4y2Ba 4.97gydF4y2Ba 4.96gydF4y2Ba 5.44gydF4y2Ba 6.16gydF4y2Ba 4.16gydF4y2Ba 4.16gydF4y2Ba 4.50gydF4y2Ba 5.17gydF4y2Ba
216年gydF4y2Ba 6.27gydF4y2Ba 6.23gydF4y2Ba 6.77gydF4y2Ba 7.90gydF4y2Ba 5.25gydF4y2Ba 5.22gydF4y2Ba 5.69gydF4y2Ba 6.62gydF4y2Ba
239年gydF4y2Ba 8.06gydF4y2Ba 7.92gydF4y2Ba 9.62gydF4y2Ba 10.33gydF4y2Ba 6.75gydF4y2Ba 6.64gydF4y2Ba 8.25gydF4y2Ba 8.66gydF4y2Ba
251年gydF4y2Ba 9.24gydF4y2Ba 9.01gydF4y2Ba 11.57gydF4y2Ba 12.01gydF4y2Ba 7.73gydF4y2Ba 7.54gydF4y2Ba 9.76gydF4y2Ba 10.07gydF4y2Ba
264年gydF4y2Ba 10.78gydF4y2Ba 10.37gydF4y2Ba 15.05gydF4y2Ba 15.72gydF4y2Ba 9.03gydF4y2Ba 8.69gydF4y2Ba 12.71gydF4y2Ba 13.19gydF4y2Ba
276年gydF4y2Ba 12.55gydF4y2Ba 11.85gydF4y2Ba 18.69gydF4y2Ba 16.75gydF4y2Ba 10.51gydF4y2Ba 9.92gydF4y2Ba 15.81gydF4y2Ba 14.07gydF4y2Ba
289年gydF4y2Ba 14.98gydF4y2Ba 13.71gydF4y2Ba 21.75gydF4y2Ba 21.25gydF4y2Ba 12.54gydF4y2Ba 11.49gydF4y2Ba 18.62gydF4y2Ba 17.89gydF4y2Ba
310年gydF4y2Ba 20.74gydF4y2Ba 17.42gydF4y2Ba 28.81gydF4y2Ba 17.37gydF4y2Ba 14.60gydF4y2Ba 24.30gydF4y2Ba
324年gydF4y2Ba 26.91gydF4y2Ba 20.42gydF4y2Ba 32.50gydF4y2Ba 22.52gydF4y2Ba 17.12gydF4y2Ba 27.42gydF4y2Ba
338年gydF4y2Ba 36.98gydF4y2Ba 23.84gydF4y2Ba 35.47gydF4y2Ba 30.96gydF4y2Ba 19.99gydF4y2Ba 29.93gydF4y2Ba
352年gydF4y2Ba 56.44gydF4y2Ba 27.62gydF4y2Ba 38.29gydF4y2Ba 47.24gydF4y2Ba 23.17gydF4y2Ba 32.34gydF4y2Ba
367年gydF4y2Ba 117.30gydF4y2Ba 31.89gydF4y2Ba 41.51gydF4y2Ba 98.18gydF4y2Ba 26.77gydF4y2Ba 35.07gydF4y2Ba

为了找到这三个数值之间的差异的主要因素方法,我们比较畸形结构的状态迭代的开始。在这里,我们只关注的情况下gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 367年gydF4y2Ba Pa简洁。机翼结构的变形计算空气动力学下的刚性翼,和结果列在表gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba。的翼尖位移几乎相同,这表明三种方法产生类似的结果后的迭代过程;和最终的结构变形的差异主要来自于迭代过程。gydF4y2Ba

翼尖位移时的空气动力学应用刚性翼(mm)。gydF4y2Ba

介质保真度模型gydF4y2Ba 高保真模型(CFD / CSD)gydF4y2Ba
线性gydF4y2Ba 非线性gydF4y2Ba
勒点gydF4y2Ba 34.74gydF4y2Ba 34.65gydF4y2Ba 34.59gydF4y2Ba
TE点gydF4y2Ba 29.10gydF4y2Ba 29.03gydF4y2Ba 29.10gydF4y2Ba

当迭代过程完成后,机翼结构是在一个静态平衡下的空气动力载荷和结构弹性恢复力。它也反映了从图gydF4y2Ba 13gydF4y2Ba,流线变形机翼在不同动压的绘制。这些CFD计算结果显示机翼附近的流场模型。当动态压力gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 216年gydF4y2Ba Pa,如图gydF4y2Ba (13日)gydF4y2Ba小,机翼的变形模型。翼尖涡出现的三维效果。流翼根附近和中跨完全连接。图gydF4y2Ba 13 (b)gydF4y2Ba是这样的gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 264年gydF4y2Ba Pa;流走向翼根显然因为高于效果。在翼根首先发生流动分离。动态压力增加的时候出现gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 310年gydF4y2Ba Pa,无量纲翼尖位移大于gydF4y2Ba 20.gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,当地农产品协定的翼根和中跨gydF4y2Ba 8.5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 和gydF4y2Ba 9.6gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,分别。如图gydF4y2Ba 13 (c)gydF4y2Ba,流动分离扩展到中跨站。图gydF4y2Ba 13 (d)gydF4y2Ba显示的情况下gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 367年gydF4y2Ba 爸爸,在翼尖涡流和中跨比以往变得更强大。机翼附近的流场模型非常复杂,完全分离。VLM并不适合这种情况下,计算精度无法保证。因此,我们可以看到,CFD / CSD方法精度最高。gydF4y2Ba

流线变形机翼在不同的动态压力,gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba 。(一)gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 216年gydF4y2Ba 巴勒斯坦权力机构gydF4y2Ba 。(b)gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 264年gydF4y2Ba 巴勒斯坦权力机构gydF4y2Ba 。(c)gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 310年gydF4y2Ba 巴勒斯坦权力机构gydF4y2Ba 。(d)gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 367年gydF4y2Ba 巴勒斯坦权力机构gydF4y2Ba 。gydF4y2Ba

进一步的见解可以获得通过检查迭代完成时压差分布。比较媒介提供的压差分布和高保真模型如图gydF4y2Ba 14gydF4y2Ba五顺翼展方向的位置gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1.67gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 25gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 48.33gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 75年gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 98.33gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。站1是固定翼根附近,所以三种方法获得的压差分布接近该地区附近的LE除外。车站2和3,弦向的压力演进计算非线性方法和CFD / CSD耦合接近;和线性方法产生更大的价值。外翼(gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 75年gydF4y2Ba %gydF4y2Ba )和翼尖(gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 98.33gydF4y2Ba %gydF4y2Ba ),压差分布计算了CFD / CSD耦合方法变得更接近获得的线性分布的方法。当使用非线性方法,外翼的升力的低估导致低估结构的变形。gydF4y2Ba

压差分布在gydF4y2Ba αgydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1。5gydF4y2Ba 度gydF4y2Ba ,gydF4y2Ba 问gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 367年gydF4y2Ba 巴勒斯坦权力机构gydF4y2Ba 。(一)站1gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 1.67gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。(b)站2gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 25gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。(c)站3gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 48.33gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。(d)站4gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 75年gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。(e)站5gydF4y2Ba ygydF4y2Ba /gydF4y2Ba 年代gydF4y2Ba =gydF4y2Ba 98.33gydF4y2Ba %gydF4y2Ba 。gydF4y2Ba

这里值得一提的是,在相同的计算资源(CPU: Intel Xeon E5 -gydF4y2Ba 26202.10gydF4y2Ba GHz, 32核),平均计算时间的CFD / CSD耦合单例是20多个小时,而非线性分析的基础上,提出了介质忠诚模型只需要不到10分钟。这种差异主要是由空气动力学计算,因为CFD方法求解NS方程是比VLM更耗时。结果准确性和计算效率之间达成妥协。当结构变形小,线性和非线性方法基于介质忠诚模型在效率与可接受的精度有很大的优势。如果优先级精度,可以使用CFD / CSD耦合方法尤其是freestream动态压力高。gydF4y2Ba

 6。结论gydF4y2Ba

这项研究是第一个试图找出应用程序条件培养基和高保真模型在非线性静态空气弹性变形的分析。迭代方法计算的能力高于机翼的变形是研究通过比较实验数据和仿真结果。在给定的实验安排,仿真结果与风洞试验相比有一个可接受的精度。结果表明,该方法适用于静态弹性机翼的气动弹性分析发生大变形,计算效率高。gydF4y2Ba

结论总结如下:gydF4y2Ba

尽管它可能低估了位移当发生大变形时,建议使用该方法在初步设计的框架和优化计算时间。gydF4y2Ba

对于大的机翼变形,高保真模型生成更精确的结果相比,中等保真度模型;然而,它的功能是有限的,耗时。高保真模型是在详细设计阶段,使用推荐结果的准确性是比计算时间更重要。gydF4y2Ba

数据可用性gydF4y2Ba

数值和实验数据用于支持本研究的发现可以从相应的作者。gydF4y2Ba

 的利益冲突gydF4y2Ba

作者宣称没有利益冲突。gydF4y2Ba

 确认gydF4y2Ba

这项工作得到了国家自然科学基金(授予号。11472216和11472216)。gydF4y2Ba

 莱特gydF4y2Ba j . R。gydF4y2Ba 库珀gydF4y2Ba j·E。gydF4y2Ba 介绍飞机空气弹性和负载gydF4y2Ba 2007年gydF4y2Ba 2日gydF4y2Ba 雷斯顿,弗吉尼亚州,美国gydF4y2Ba 美国航空航天学会gydF4y2Ba 陆gydF4y2Ba Z.-Q。gydF4y2Ba 顾gydF4y2Ba D.-H。gydF4y2Ba 丁gydF4y2Ba H。gydF4y2Ba LacarbonaragydF4y2Ba W。gydF4y2Ba 陈gydF4y2Ba L.-Q。gydF4y2Ba 通过圆环非线性隔振gydF4y2Ba 机械系统和信号处理gydF4y2Ba 2020年gydF4y2Ba 136年gydF4y2Ba 106490年gydF4y2Ba 10.1016 / j.ymssp.2019.106490gydF4y2Ba 陆gydF4y2Ba Z.-Q。gydF4y2Ba 吴gydF4y2Ba D。gydF4y2Ba 丁gydF4y2Ba H。gydF4y2Ba 陈gydF4y2Ba L.-Q。gydF4y2Ba 隔振和能源获取集成在斯图尔特平台高静态和动态刚度低gydF4y2Ba 应用数学建模gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 89年gydF4y2Ba 249年gydF4y2Ba 267年gydF4y2Ba 10.1016 / j.apm.2020.07.060gydF4y2Ba 阮gydF4y2Ba N。gydF4y2Ba 停gydF4y2Ba E。gydF4y2Ba 查gydF4y2Ba D。gydF4y2Ba 使用修改后的空气弹性变形的非线性大挠度理论升力线高纵横比柔性机翼的空气动力gydF4y2Ba 张仁35应用空气动力学学报》会议gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 美国科罗拉多州丹佛市gydF4y2Ba 张gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 周gydF4y2Ba Z。gydF4y2Ba 朱gydF4y2Ba X。gydF4y2Ba 孟gydF4y2Ba P。gydF4y2Ba 非线性静态气动弹性和修剪高度灵活的分析joined-wing飞机gydF4y2Ba 张仁杂志gydF4y2Ba 2018年gydF4y2Ba 56gydF4y2Ba 12gydF4y2Ba 4988年gydF4y2Ba 4999年gydF4y2Ba 10.2514/1. j056804gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 85063201337gydF4y2Ba 阿方索gydF4y2Ba F。gydF4y2Ba 淡水河谷gydF4y2Ba J。gydF4y2Ba 奥利维拉gydF4y2Ba E。gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba F。gydF4y2Ba SulemangydF4y2Ba 一个。gydF4y2Ba 回顾非线性空气弹性高纵横比的翅膀gydF4y2Ba 航空航天科学进展gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 89年gydF4y2Ba 40gydF4y2Ba 57gydF4y2Ba 10.1016 / j.paerosci.2016.12.004gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 85008465370gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba X。gydF4y2Ba 库克gydF4y2Ba r·G。gydF4y2Ba 库珀gydF4y2Ba j·E。gydF4y2Ba 太阳gydF4y2Ba Q。gydF4y2Ba 机翼静气动弹性特征包括几何非线性gydF4y2Ba 张仁学报2019年科技论坛gydF4y2Ba 2019年gydF4y2Ba 圣地亚哥,加州,美国gydF4y2Ba 唐gydF4y2Ba D。gydF4y2Ba 道尔gydF4y2Ba e . H。gydF4y2Ba 实验和理论研究high-aspect-ratio机翼的气动弹性响应gydF4y2Ba 张仁杂志gydF4y2Ba 2001年gydF4y2Ba 39gydF4y2Ba 1430年gydF4y2Ba 1441年gydF4y2Ba 10.2514/3.14886gydF4y2Ba FrullagydF4y2Ba G。gydF4y2Ba CestinogydF4y2Ba E。gydF4y2Ba 现在gydF4y2Ba P。gydF4y2Ba 纤细的机翼配置的关键行为gydF4y2Ba 美国机械工程师学会学报》上,部分旅客:航空航天工程杂志》上gydF4y2Ba 2010年gydF4y2Ba 224年gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba 587年gydF4y2Ba 600年gydF4y2Ba 10.1243 / 09544100 jaero553gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 77952403388gydF4y2Ba ThwapiahgydF4y2Ba G。gydF4y2Ba 钟楼gydF4y2Ba l F。gydF4y2Ba 兼容的翼型的非线性气动弹性行为gydF4y2Ba 智能材料和结构gydF4y2Ba 2010年gydF4y2Ba 19gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba 035020年gydF4y2Ba 10.1088 / 0964 - 1726/19/3/035020gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 76849116390gydF4y2Ba 卡斯特拉尼gydF4y2Ba M。gydF4y2Ba 库珀gydF4y2Ba j·E。gydF4y2Ba LemmensgydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba high-aspect-ratio-wing飞机的非线性静态空气弹性有限元和多体方法gydF4y2Ba 杂志上的飞机gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 54gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba 548年gydF4y2Ba 560年gydF4y2Ba 10.2514/1. c033825gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 85018506865gydF4y2Ba 帕蒂尔gydF4y2Ba m·J。gydF4y2Ba 霍奇斯gydF4y2Ba d . H。gydF4y2Ba CesnikgydF4y2Ba c·e·S。gydF4y2Ba 非线性气动弹性和高空长航时飞机飞行动力学gydF4y2Ba 杂志上的飞机gydF4y2Ba 2001年gydF4y2Ba 38gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 88年gydF4y2Ba 94年gydF4y2Ba 10.2514/2.2738gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 0035079310gydF4y2Ba 香gydF4y2Ba J。gydF4y2Ba 杨ydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 李gydF4y2Ba D。gydF4y2Ba 最近进展的非线性气动弹性分析和控制飞机gydF4y2Ba 中国航空杂志gydF4y2Ba 2014年gydF4y2Ba 27gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 12gydF4y2Ba 22gydF4y2Ba 10.1016 / j.cja.2013.12.009gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84894455750gydF4y2Ba 里特gydF4y2Ba M。gydF4y2Ba 格林杰gydF4y2Ba J。gydF4y2Ba MeddaikargydF4y2Ba y . M。gydF4y2Ba 静态和动态变形的验证一个灵活的向前席卷组合翼gydF4y2Ba 诉讼张仁第58 /土木/观众/ ASC的结构、结构动力学和材料会议gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 小道消息,美国TXgydF4y2Ba 谢gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 王gydF4y2Ba lgydF4y2Ba 杨gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 静态空气弹性变形的分析基于non-planar涡格法的非常灵活的翅膀gydF4y2Ba 中国航空杂志gydF4y2Ba 2013年gydF4y2Ba 26gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba 514年gydF4y2Ba 521年gydF4y2Ba 10.1016 / j.cja.2013.04.048gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84879780020gydF4y2Ba 郭gydF4y2Ba 年代。gydF4y2Ba 李gydF4y2Ba D。gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 多目标优化组合翼的强度和变形的约束gydF4y2Ba 美国机械工程师学会学报》上,部分旅客:航空航天工程杂志》上gydF4y2Ba 2012年gydF4y2Ba 226年gydF4y2Ba 9gydF4y2Ba 1095年gydF4y2Ba 1106年gydF4y2Ba 10.1177 / 0954410011417789gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84871799815gydF4y2Ba 谢gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 孟gydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 王gydF4y2Ba F。gydF4y2Ba 王ydF4y2Ba Z。gydF4y2Ba 气动弹性优化设计与大变形high-aspect-ratio翅膀gydF4y2Ba 冲击和振动gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 16gydF4y2Ba 2564314gydF4y2Ba 10.1155 / 2017/2564314gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 85042458556gydF4y2Ba 史密斯gydF4y2Ba M。gydF4y2Ba 帕蒂尔gydF4y2Ba M。gydF4y2Ba 霍奇斯gydF4y2Ba D。gydF4y2Ba CFD-based分析使用的非线性气动弹性行为高纵横比的翅膀gydF4y2Ba 张仁19应用空气动力学学报》会议gydF4y2Ba 2001年gydF4y2Ba 美国加利福尼亚州阿纳海姆gydF4y2Ba 面gydF4y2Ba H . H。gydF4y2Ba 王gydF4y2Ba G。gydF4y2Ba 叶gydF4y2Ba Z.-Y。gydF4y2Ba 数值在high-aspect-ratio机翼结构几何非线性影响的调查,使用CFD / CSD耦合的方法gydF4y2Ba 流体和结构》杂志上gydF4y2Ba 2014年gydF4y2Ba 49gydF4y2Ba 186年gydF4y2Ba 201年gydF4y2Ba 10.1016 / j.jfluidstructs.2014.04.011gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84905176875gydF4y2Ba 见鬼gydF4y2Ba H。gydF4y2Ba 杨gydF4y2Ba Z。gydF4y2Ba 李gydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 加速松耦合的CFD / CSD非线性静态空气弹性分析的方法gydF4y2Ba 航空航天科学技术gydF4y2Ba 2010年gydF4y2Ba 14gydF4y2Ba 4gydF4y2Ba 250年gydF4y2Ba 258年gydF4y2Ba 10.1016 / j.ast.2010.01.004gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84860223491gydF4y2Ba 谢gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 杨gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 库珀gydF4y2Ba J。gydF4y2Ba 几何非线性气动弹性稳定性分析和风洞试验验证的一种非常灵活的翅膀gydF4y2Ba 冲击和振动gydF4y2Ba 2016年gydF4y2Ba 2016年gydF4y2Ba 17gydF4y2Ba 5090719gydF4y2Ba 10.1155 / 2016/5090719gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84971304021gydF4y2Ba ThwapiahgydF4y2Ba g . Y。gydF4y2Ba 钟楼gydF4y2Ba l F。gydF4y2Ba 实验和数值研究基于非线性空气弹性,兼容的翅膀gydF4y2Ba 《机械设计gydF4y2Ba 2012年gydF4y2Ba 134年gydF4y2Ba 011009年gydF4y2Ba 10.1115/1.4005441gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84855560199gydF4y2Ba RongronggydF4y2Ba X。gydF4y2Ba ZhengyingydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 库恩gydF4y2Ba Y。gydF4y2Ba 帮派gydF4y2Ba W。gydF4y2Ba 复合材料结构优化设计和气动弹性分析提出了翅膀gydF4y2Ba 美国机械工程师学会学报》上G航空航天工程杂志》的一部分gydF4y2Ba 2019年gydF4y2Ba 233年gydF4y2Ba 13gydF4y2Ba 10.1177 / 0954410018807810gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 85060985617gydF4y2Ba 张gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 郭gydF4y2Ba H。gydF4y2Ba LvgydF4y2Ba B。gydF4y2Ba 咋gydF4y2Ba J。gydF4y2Ba 余gydF4y2Ba lgydF4y2Ba 跨声速静气动弹性的数值分析灵活复杂的配置gydF4y2Ba 冲击和振动gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 2021年gydF4y2Ba 9gydF4y2Ba 5553304gydF4y2Ba 10.1155 / 2021/5553304gydF4y2Ba 特gydF4y2Ba r·H。gydF4y2Ba 道根gydF4y2Ba 诉R。gydF4y2Ba 风洞实验的散度高于翅膀gydF4y2Ba 1980年gydF4y2Ba 美国华盛顿特区gydF4y2Ba 美国国家航空航天局gydF4y2Ba 布莱尔gydF4y2Ba M。gydF4y2Ba WeisshaargydF4y2Ba t。gydF4y2Ba 复合材料机翼气动弹性发散实验gydF4y2Ba 杂志上的飞机gydF4y2Ba 1982年gydF4y2Ba 19gydF4y2Ba 11gydF4y2Ba 1019年gydF4y2Ba 1024年gydF4y2Ba 10.2514/3.44806gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 0020205303gydF4y2Ba 科尔gydF4y2Ba s R。gydF4y2Ba high-aspect-ratio散度的研究,提出了翅膀gydF4y2Ba 杂志上的飞机gydF4y2Ba 1988年gydF4y2Ba 25gydF4y2Ba 5gydF4y2Ba 478年gydF4y2Ba 480年gydF4y2Ba 10.2514/3.45609gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 0024002053gydF4y2Ba 王ydF4y2Ba Z。gydF4y2Ba 杨gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 邹gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 平板基于散度的实验预测技术在风洞翼gydF4y2Ba 美国第44任张仁/ ASME /土木/观众/ ASC结构、结构动力学和材料会议gydF4y2Ba 2003年gydF4y2Ba 美国弗吉尼亚州诺福克gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba T。gydF4y2Ba CattafestagydF4y2Ba l . N。gydF4y2Ba 三世gydF4y2Ba RadeztskygydF4y2Ba r·H。gydF4y2Ba 燃烧器gydF4y2Ba 答:W。gydF4y2Ba 摄影测量应用于风洞测试gydF4y2Ba 张仁杂志gydF4y2Ba 2000年gydF4y2Ba 38gydF4y2Ba 964年gydF4y2Ba 971年gydF4y2Ba 10.2514/3.14504gydF4y2Ba 刘gydF4y2Ba T。gydF4y2Ba 燃烧器gydF4y2Ba 答:W。gydF4y2Ba 琼斯gydF4y2Ba t·W。gydF4y2Ba 巴罗斯gydF4y2Ba d . A。gydF4y2Ba 航空摄影测量技术的应用gydF4y2Ba 航空航天科学进展gydF4y2Ba 2012年gydF4y2Ba 54gydF4y2Ba 1gydF4y2Ba 58gydF4y2Ba 10.1016 / j.paerosci.2012.03.002gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84865463596gydF4y2Ba 西班牙gydF4y2Ba C。gydF4y2Ba HeeggydF4y2Ba J。gydF4y2Ba IvancogydF4y2Ba T。gydF4y2Ba 评估videogrammetry风洞模型的静态变形的测试gydF4y2Ba 张仁学报45 / ASME /土木/观众/ ASC结构、结构动力学和材料会议gydF4y2Ba 2004年gydF4y2Ba 棕榈泉、钙、美国gydF4y2Ba 亨德里克gydF4y2Ba t . L。gydF4y2Ba 软件技术2 - 3三维运动测量的生物和仿生系统gydF4y2Ba 生物灵感和仿生学gydF4y2Ba 2008年gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba 3gydF4y2Ba 034001年gydF4y2Ba 10.1088 / 1748 - 3182/3/3/034001gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 52649133802gydF4y2Ba TruonggydF4y2Ba t, Q。gydF4y2Ba 显象gydF4y2Ba v . H。gydF4y2Ba 公园gydF4y2Ba h . C。gydF4y2Ba KogydF4y2Ba j . H。gydF4y2Ba 扑翼的机翼扭曲对气动性能的影响系统gydF4y2Ba 张仁杂志gydF4y2Ba 2013年gydF4y2Ba 51gydF4y2Ba 7gydF4y2Ba 1612年gydF4y2Ba 1620年gydF4y2Ba 10.2514/1. j051831gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 84880243793gydF4y2Ba 卡勒gydF4y2Ba E·c·E。gydF4y2Ba FagleygydF4y2Ba C。gydF4y2Ba 塞德尔gydF4y2Ba J。gydF4y2Ba 麦克劳林gydF4y2Ba t E。gydF4y2Ba 法恩斯沃思gydF4y2Ba j . a . N。gydF4y2Ba 开发一个降阶模型从结构的运动学测量一个灵活的有限跨度机翼失速颤振gydF4y2Ba 流体和结构》杂志上gydF4y2Ba 2017年gydF4y2Ba 71年gydF4y2Ba 56gydF4y2Ba 69年gydF4y2Ba 10.1016 / j.jfluidstructs.2017.03.010gydF4y2Ba 2 - s2.0 - 85017339303gydF4y2Ba 道尔gydF4y2Ba e . H。gydF4y2Ba 现代空气弹性课程gydF4y2Ba MeccanicagydF4y2Ba 1999年gydF4y2Ba 34gydF4y2Ba 2gydF4y2Ba 140年gydF4y2Ba 141年gydF4y2Ba 10.1023 /:1004537317570gydF4y2Ba RoddengydF4y2Ba w·P。gydF4y2Ba 约翰逊gydF4y2Ba e . H。gydF4y2Ba MSC / NASTRAN气动弹性分析:用户指南gydF4y2Ba 1994年gydF4y2Ba 纽波特海滩、钙、美国gydF4y2Ba MacNeal-Schwendler公司gydF4y2Ba WiesemangydF4y2Ba c, D。gydF4y2Ba 方法匹配实验和分析空气动力学数据gydF4y2Ba 学报》第29届结构、结构动力学和材料会议gydF4y2Ba 1988年gydF4y2Ba 美国弗吉尼亚州威廉斯堡gydF4y2Ba