文摘

本文提出一种研究平面图的跨声速机翼形状是弯曲的。使用流体结构相互作用分析,动态不稳定性条件进行了包括周围的跨声速流场的影响振动翅膀。比较动态弯曲翼配置的空气弹性变形的特点,数值分析进行了常规扫翼和弯曲的平面图。结果证实,弯曲翼翅膀,动态不稳定性条件发生在更高的飞行速度如果相比传统扫翼与类似的资料,长宽比,扫描角在根,类似的结构布局,以及类似的质量。弯曲翼升力系统从而提高未来飞机的性能。

1。介绍

现代技术旨在提高效率,以降低操作成本和污染和/或增加飞机的性能。多年的航空航天工程单位的民用和工业工程系比萨大学一直在研究一种新的几何与高纵横比翅膀。机翼弯曲平面图:主要和翼的后缘都是用曲线描述。翼的平面曲率大大降低了空气动力阻力尤其是在跨声速政权的非均匀分布扫描角弯曲的翅膀会导致减少兴波阻力的影响。

在文献中,各种作品关注翼配置曲线前缘或弯曲的平面图。讨论的主要议题是降低诱导阻力或经典应用低纵横比翅膀高超音速配置(1- - - - - -5]。只有作者(2)详细讨论的影响曲线前缘翼操作跨声速政权;然而,机翼后缘的被认为是直的。

同时专利关于弯曲平面图概念已经沉积,但只有小费扩展的运输飞机的翅膀6,7]。众所周知,B787飞机的翼尖不仅从飞机“C”形,还一个弯曲的平面图(8]。

我们所知,没有研究完全弯曲平面图形状高纵横比的翅膀(前缘和后缘弯曲)。从工程的角度,研究兴趣这样一个翼配置特别关注强减少阻力和重要的降低结构重量。这两个协同效应可能导致显著减少燃料消耗和污染。

在跨声速飞行条件下,流场的翅膀是强烈的非线性,这就是为什么现实的理论模型飞机构型表示研究人员面临的挑战。通常,技术文献数值技术的验证过程,采用描述机翼的气动性能或接近音速飞机操作。几个作品试图代表压力和升力分布。通常在这种情况下计算结果很好地同意的实验数据9- - - - - -11]。另一方面,如果目标包括一个现实的估计完成飞机机翼的阻力模型或配置,研究还需要大量的人力资源和计算资源(12- - - - - -14]。

目前的工作比较的动态气动弹性行为的翅膀,平面图不同形状,在三维完全跨声速流场。

今天通过流体结构相互作用(FSI)技术,可以代表跨声速的物理现象发展在可变形表面。有几个作品研究动态行为的跨声速政权概要文件安装在弹性支持。然而在这种情况下,没有真正的机翼绕流的三维效果。另一方面,一个三维的动态振荡升力面使问题非常复杂。分析变得更加复杂,如果之间的动态相互作用产生的跨声速流场和结构响应的翅膀。因此获得的计算结果进行比较分析,结构良好的程序建设的气动网格拓扑结构类似,同样数量的细胞,细胞尺寸的类似的布局问题可以保证可靠的技术比较分析机翼配置的物理行为的观察,而无需使用的计算资源。这也是真正的绝对值计算技术系数是影响建模错误。事实上,在结构化和类似的流体动态网格的情况下,这些错误会有相同的定量影响。因此几个数值活动进行了比萨大学的比较弯曲翼的空气动力学行为与传统的翅膀。

减阻研究获得的结果与一个弯曲的翅膀配置可以在[15- - - - - -20.]。在这些作品用NASTRAN®代码进行的初步分析还表明,这种弯曲的翅膀有良好的动态行为;也就是说,颤振不稳定不弯曲的翅膀的问题。获得更健壮的结果的动态情况下一种新的运动进行了数值分析。

我们应用了FSI技术通过ANSYS Workbench®Rel。15商业平台。扫翼的动态响应和弧形翼进行了研究和比较。模型的两个翅膀,假定在之前的研究中,建立了具有类似空气动力学资料、纵横比、扫描角度在根部分,和结构布局。几何弯曲的翅膀被剪切了翼获得纵向方向。数据1和2(一个)显示了平面图两个翅膀的形状分析。表1总结了模型的几何数据。方程(1)描述了在植物的形状弯曲的前缘翼(从一个点开始的前缘位置扭结和弦)。

在(1)是一个无量纲参数(),张成的机翼,的跨度扭结和弦(表现在米;见表1)。

的协调(单位= m),它定义了几何的前沿,以纵向方向(气动弦方向):对应的前缘扭结节对应的前沿尖端部分,如图2 (b): 两个翅膀的发动机短舱是模仿扭结和弦的位置。结构分析的两个翅膀,一半认为夹根节。

合并后的流体动力学和结构分析是由考虑重力影响和设置适当的几何攻角为了得到相同的机翼的升力系数。以前的经历(后18- - - - - -20.)动态响应分析也实行不同的渐近值执行飞行马赫数和高度。

弹性和阻尼效果明显影响机翼提供的最终响应,例如,适合固定控制点的位移历史。有限元模型的节点定位的前缘和后缘的顶端部分两个翅膀被假定为控制点。因此,对于每一个飞行条件,整体阻尼系数(包括结构和空气动力学效应)被处理提取位移随时间的变化的两个翅膀。

建了两个机翼模型采用类似的结构布局(铝合金材料),类似的皮肤厚度分布,和类似的几何桅杆和特约记者。结构模型的质量是一样的,也包括燃料质量分布沿跨度的影响。

初步数值竞选期间,进行了在海平面上,机翼模型中没有遭受不稳定。事实上,整个阻尼总是消极的马赫数范围值的检查。这个结果取决于计划用于定义的结构模型。事实上在当前模型,机翼盒不仅影响结构的响应也机翼的前后部分横截面外翼盒。因此尤其是估计扭转固有频率的翅膀被发现是不现实的:第一个扭转频率太高了对第一阶弯曲频率。为了克服这个问题,虚构的转动惯量是添加到最后三根肋骨顶端区域的翅膀,从而保持两个翅膀的总质量不变。

这种适应的模型提供了所需的结果:扭转频率的降低,弯曲和扭转的交互模式,并为两翼动态不稳定的出现。

比较这两个翅膀,与空气动力学和结构布局外形相似,表明弯曲几何图形的动态不稳定性条件达到较高的飞行速度值。这发生在海平面低亚音速飞行条件和高亚音速巡航高度飞行条件(跨声速飞行)。

获得的结果凸显了需要进一步的研究,因为在先前的研究证明(16,18- - - - - -20.]弯曲翼配置本身会导致减少阻力从空气动力学的角度(这意味着节省燃料)。此外,与一个固定的颤振边界,弯曲的配置使使用更轻的结构(这意味着进一步的燃料储蓄)。另外,颤振边界扩大,弯曲的配置允许更快的机器是不改变空气动力效率而设计的。

2。流体动力学模型的翅膀

进行流体动力学分析流利®代码。两个翅膀结构化网格构造,维护一个类似模型的拓扑结构。因此数值效果和/或数字错误可以被假定为相似的两个模型(这种方法也被采用以前的作品)。

首先,阻塞过程被用来定义控制卷左右机翼模型(例如,数据3(一个)和3 (b)显示块的部分视图布局在弯曲翼模型)。机翼附近的卷了允许一个好的近似水平为了边界层模型。然而,计算资源的缺乏使得当地的更详细描述现象(过渡和/或边界层分离)。

剖面几何部分,我们采用了类似于先前的研究活动(16,18- - - - - -20.),即超临界机翼SC-0410年(21]。

整个空气动力学领域分析有以下维度:身高131米,宽90米,长278米。最小化整个分析网格所需的时间只有389 766和400 544节点六面体的细胞。图4显示了机翼弯曲的表面网格模型。

侧表面的边界条件固定的整体网格体积表进行了总结2。为了考虑粘性影响,粘性,湍流是假定在计算流体动力学分析。一个标准的- - - - - -模型被用来描述湍流和隐式不稳定分析技术。我们的CFD分析的目的是比较两个不同的提升系统的动态行为和画damping-Mach曲线两种构型。从刚性CFD结果,两个机翼模型的动态分析是基于相似的价值观的升力系数等于0.36等于0.85马赫在假想的巡航飞行条件= 10 000。

3所示。机翼的结构模型

横扫的模型和弯曲的翅膀是由指定的属性结构组件(皮肤、特约记者、肋骨和桅杆)在ANSYS R15.0。所有的组件结构机翼模型有相同的尺寸。结构模拟的金属材料(铝合金)。three-spar配置被认为翼盒布局。上部和下部皮肤、肋骨和石膏网与外壳建模元素,而纵梁和石膏法兰与梁模型元素。这两个模型包含8436个节点和4157个元素。数据5(一个)和5 (b)显示机翼弯曲的有限元模型。

发动机短舱是模仿与高刚度和梁三分质量描述发动机的惯性效应。结构质量和燃料的质量分布沿翼是相同的两个翅膀(扫和弯曲)。

虚构的惯性值被添加在两翼,以促进区域的动态不稳定和克服影响机翼模型的边界条件在根部分(根部分被认为是翅膀夹)。两个不同时刻惯性分布进行分析:在第一种情况下(案例在表3),非常低的值不稳定马赫数。来描述一个更现实的情况(换句话说颤振速度更高的值),第二个虚拟惯性分布(案例在表3)认为扫翼减少约50%和30%的弯曲的翅膀。两种有限元模型的主要特征是总结表3。

结构阻尼因子作为一个自然圆频率的函数,介绍了在耦合CFD和瞬态响应分析根据瑞利方法(2)。

模态分析的值启用和(2)定义假设结构阻尼系数等于0.04两个固定的固有频率;这是= 1赫兹,= 6赫兹。考虑 与为和;和

3.1。模态分析结果的翅膀

在激活流体结构相互作用之前,机翼模型的模态分析进行了研究固有频率的分布和形状的正常模式有关。两个模型,表4显示了弯曲和扭转固有频率的耦合通常会导致动态气动弹性不稳定纤细的翅膀,没有虚构的惯性的影响定位技巧(案例)。

表4强调了首先扭转模式的频率太高而弯曲模式频率和类似的机翼结构的典型工程应用。经典的机翼的颤振包括交互(惯性和气动)弯曲和扭转模式。但如果这些模式的频率相隔太远,身体相互作用可能是零。我们的模态分析的结果是强烈影响机翼结构的离散化方法。不幸的是,由于几何匹配的需求,为了让一个合适的数据交换机械和流体之间的动态网格,机翼模型的部分外翼盒(见图5(一个)和5 (b))深深影响结构的力学响应。因此,两个翅膀,首先扭转模式的频率太高对第一个弯曲的频率模式,如表所示4。这种情况不符合现实的运输飞机机翼的动态行为;事实上,对于这些机翼模型,初步FSI模拟并没有揭示颤振。为了减少第一扭转频率降至一个更现实的价值,我们决定增加虚构的转动惯量的两翼不改变他们的总质量。在加入了这些惯性值设在的模型(如图1和2(一个)(例)而不影响第一个弯曲频率在表3)。这种方法大大减少第一扭转频率模式,如表所示5;然而这些翼模型达到了颤振的条件比预期低马赫数。事实上,一些相关文献的结果大运输飞机(22)给了迹象马赫数沿颤振边界的典型值。因此我们决定减少虚构的转动惯量为了增加第一扭力的频率模式的翅膀。另一方面,正如在下一节中,将讨论扫翼显示一个更关键的行为对弯曲翼在海平面和巡航高度。因此更强大的惯性的减少是应用于机翼有限元模型(案例在表3)。因此可以比较两个翅膀的动态变形的行为完全跨声速流条件下不同平面图。也可以突出机翼弯曲的更好的性能也更关键的机械条件下:一个更小的差距第一弯曲和扭转模态频率(总结如表5)。

最后,正如预期的第一弯曲频率保持不变的三个案例研究(案例:表4;情况下和案例:表5)。

4所示。流体结构相互作用分析的结果

基于模态分析的初步结果,最终的流体结构相互作用分析进行了两个高度值:海平面(0 m)和巡航条件(10000米)。

流体动力学分析的时间步长固定在0.01 s。结构分析的时间步长固定在0.0025 s。期间尽量减少错误之间的数据交换结构和流体动力学模块五耦合迭代每个时间步长设置,获得整体阻尼因子从历史的纵向位移的节点定位在前缘翼尖部分,两对相对最大值和最小值提取如下解释。

假设、接近颤振的条件、阻尼谐振发生时,可以表示为 在哪里是时间变量,阶段,是固有圆频率。阻尼系数估计按照下列标准的关系: 在哪里对数衰减,是周期的数量之间第一对夫妇和最后的数据提取时间历史,然后呢和的最大和最小值的第一个有用的周期一般时间的历史数据,而和后相应的值周期。估计阻尼因子(4)也被认为是有效的纯颤振状态的振荡是由一个频率:颤振频率。当历史的时间似乎比一个更复杂的组件响应,最大值,最小值,适当的值选择通过考虑周期性的时间历史本身。图6显示了描述过程考虑的时间历史情况相关的弯曲的翅膀。

从实用的观点存在如果参数动态不稳定性条件达到负值对应于一个单调增长的机翼结构振动的振幅。显然在这件事中有一个气动载荷和之间的交互(动态)变形的形状结构。空气动力负载通常引入耗散效应,增加整个系统的阻尼。然而对于每个飞行高度,有一个极限值的气流速度(或马赫)对应于系统的动态稳定性的限制。因为它是众所周知的一个纯简谐运动的存在,从(3)代表了颤振自然圆频率和相应的速度(或马赫)据说是颤振速度(或马赫)。

两个翅膀,案例被发现是稳定的马赫数(海平面和巡航高度)。这取决于很高的扭转固有频率值的翅膀(表4)。

为例(见表3和5),海平面飞行条件进行了研究。转动惯量的最高价值是应用于肋骨在翼尖准确定位。数据7和8显示垂直位移控制节点的历史定位在前缘扫翼尖部分的弯曲的翅膀,分别。

海平面(米)的翅膀都不稳定,但是扫翼,不稳定条件对应于一个低马赫数范围从0.4到0.45(参见图15)。

历史的时间巡航飞行条件(米)中表示数据9和10扫翼和弯曲的翅膀,分别。也在这种情况下,扫翼到达不稳定条件低马赫数(如图0.7和0.8之间15)。

第一组的基础上分析,有关虚构的惯性力矩的分布对应的情况显然,翅膀到达海平面不稳定性条件和巡航飞行高度。然而观察发生颤振条件对于亚音速气流;换句话说在两翼,流亚音速气动领域的每一点。这是一个有趣的结果,因为完全亚音速飞行条件下,与所有其他设计参数固定,平面图的形状弯曲翼机翼颤振导致一个重要的增加速度。以防颤振不稳定涉及第一弯曲之间的相互作用模式与第一扭转模式的两个翅膀。

证实这一结果也为跨声速飞行条件下,典型的现代运输飞机的介质和/或长时间手术范围,第二个采用虚构的惯性力矩的分布。以防(见表3和5)的转动惯量是减半了翅膀,而作为一项预防措施,减少弯曲翼一个较弱的假定。正如预期的那样,转动惯量的新发行版提供不同的固有频率值首先扭转模式(表5)。

在第二种情况下,两个翅膀,不稳定条件对应于高马赫数和超音速区两个翅膀占领大区域表面附近的空气动力场的翅膀(见图(11日),11 (b),12(一个)和12 (b))。

相关的雷诺数代表超音速区域Re = 5.835×10⁷为和Re = 6.001×10⁷为。

空气动力学领域现在完全跨声速和冲击波开发的翅膀在动态振荡。众所周知,这种物理现象代表了一种强烈的非线性数学的观点。

然而,在目前的工作中,结构良好的气动网格能够描述两个机翼模型的复杂变形的行为很好,即使采用的网格加密级别不是很高,由于可用的计算资源。在先前的研究还表明,采用结构网格(类似于流体动态网格用于目前的工作),也与一个低水平的细化,压力系数的数值分布很好地同意可用实验数据(17]。出于这个原因,目前的结果可靠地描述压力场和物理现象的两个翅膀。

在机翼的振动(弯曲和扭转)冲击波在弦向的方向移动,由于连续攻角的变化沿翼展。激波的运动增加了气动弹性现象的复杂性和计算困难。

为例,数据13和14显示控制节点的位移时间历程的两只翅膀计算巡航飞行条件(= 10000)。众所周知(见[11]或[23]),接近跨声速政权,攻角的固定值,因为之间的强相互作用激波和边界层,电梯的资料往往是当马赫数的增加减少。这一点,除了三维扫描角产生的影响,降低了机翼的升力系数(如果攻角在根部分是固定的,在目前的分析)。此外,考虑到弹性效应,减少在翼尖位移可以观察到。

这一现象与席卷机翼图中一览无遗13。垂直位移的渐近值的控制节点达到最大值= 0.875马赫,随后摔倒为= 0.90马赫固定几何攻角等于0.76度。保持类似的刚性升力系数值= 0.90马赫,席卷机翼模型的几何攻角增加到0.977度,从而得到上面的曲线图形的图13。

同样的,弯曲的翅膀,如图14,垂直位移的渐近值= 0.96马赫。

目前分析空气弹性变形的,两种情况下,电梯和变形形状跌倒,代表不稳定的翅膀的运动情况。横扫机翼的弯曲不稳定的小振幅振荡可能直接依赖的发展自助的现象:一个动态交互之间的激波和边界层的分离产生非定常压力分布的变化沿翼弦。自助餐现象在文学和研究是众所周知的,作为一个例子,在24- - - - - -26]中讨论和实验研究[27]。即使所有这些引用参考三维配置工作,这些研究对跨声速流动不稳定性的担忧刚性模型:换句话说的弹性影响翼盒结构不考虑假设自助餐现象并不取决于弹性变形的表面。因此,在引用的引用,跨音速流场的不稳定性条件只取决于之间的交互激波和边界层分离。我们最好的知识,在文学是可用的一些研究,包括弹性效应分析flutter-buffet交互但只有二维的配置(见为例(28])。

正如上面说的,扫翼模型检查的不稳定条件在当下似乎flutter-buffet交互相关工作。在图13可以看出,两个不稳定的历史的位移振幅增加缓慢:这个事实直接相关的周期性振荡激波,在上部和下部皮肤,尖端附近区域的扫翼模型。另一方面为弯曲的翅膀,不稳定的振动是典型的弯曲扭转颤振失稳条件。这个事实可以确认通过观察位移振幅不稳定的历史人物14:弯曲的翅膀振动的振幅增加迅速,表现出一种古典弯曲扭转颤振现象的影响。

数据13和14强调,也(即。,a fully transonic regime), the curved planform provides increases in flutter speed. For a typical cruise altitude, the swept wing reaches the instability for a Mach number in the range of 0.8–0.9, while the curved wing reaches the instability for a Mach number in the range of 0.9–0.96. In the transonic regime this depends on the different level of energy associated with the development of the shock waves. For a curved planform, the shock waves are weaker, especially toward the tip of the wing (compare Figures(11日)和12(一个)),压力变化弦向的方向平滑(在先前的讨论工作16])。因此采用弧形翼翅膀,可以减少边界层分离的影响,冲击可以因此被推迟。

数据15和16比较分析。图表的整体阻尼比的翅膀被复制的马赫数和真正的空气速度的函数,分别。阻尼参数估计使用(4),检查所有的条件。

情况下代表一个现实的情况下通过比较不稳定条件下发现的数据总结22]。因此,数值结果的基础上,在目前的研究中,颤振速度的增加大于5%可以估计弯曲翼相比,传统的翅膀。

颤振速度的增加使飞机与更高的商业运营速度值,从而增加生产力的舰队。相反,更好的动态响应曲线平面图翼使轻飞机设计类似的颤振边界的传统扫翼配置。在第二种情况下,重量储蓄意味着降低操作成本。随之而来的减少燃料消耗也降低了污染水平。

5。结论

运动的动态流体结构相互作用分析的影响进行了调查平面图的稳定性能高纵横比的翅膀。在先前的研究中,比较传统的扫翼和一个弯曲的平面图翼。建立了数值模型的翅膀保持相同的空气动力学资料,同样的跨度,长宽比,扫描角的值根部分,结构布局,和总重量。进行分析使用商业软件(ANSYS Workbench Rel。15)。使用阻塞过程(数据3(一个)和3 (b))结构化网格生成的相同级别的优化气动翼模型。还建立了机翼的结构网格采用类似的布局元素。验证建模技术的结构气动网格中可以找到(17):在这个工作,提出了翼模型,计算分布的压力系数与实验压力比较测量在跨声速风洞中执行。数值和实验数据之间的比较好。

先前的研究已经表明,弯曲平面图翼减少了阻力系数。现在空气弹性变形的分析表明,这种类型的翼改善运输飞机的动态性能。采用一个虚构的惯性力矩分布应用的两种有限元模型,旨在减少第一扭转固有频率夹一半翅膀,流体结构相互作用分析提供了两种机翼模型不稳定条件。除了数值时间历史的结构位移,估计全球的阻尼比。

我们的研究结果强调(a)在第一种情况下分析了机翼和弯曲的翅膀达到颤振条件(在海平面和巡航高度)亚音速流场,和机翼弯曲的弯曲扭转颤振速度大于了翅膀;(b)在第二种情况下(惯性)的虚构的时刻值较低的巡航高度,流场分析是完全跨声速(如图(11日)和12(一个)),扫翼达到flutter-buffet不稳定条件(在本例中不稳定现象与激波运动之间的相互作用,第二个机翼的弯曲模式)早于弯曲的翅膀,古典的弯曲扭转颤振以更高的速度发展。

本研究的结果表明,从动态的角度(i)弯曲平面图翼也显示了优良的性能在完全亚音速飞行条件和跨声速政权(ii),弯曲翼翅膀,冲击现象更重要比发生在传统翼。

图16代表了计算阻尼比真正的空气速度的函数。第二例检查,从这个图可以被估计为临界转速的增加大于5%。

这些结果初步同意空气弹性变形的结果使用NASTRAN中讨论代码(16)和半翼身相关配置。换句话说弯曲的翅膀显示良好的气动弹性行为与传统扫翼(在[16]弯曲的机翼的颤振速度被发现特别是在海平面高)。NASTRAN的空气动力学代码根据线性计算方法,不考虑当地现象由于边界层分离效果或动态交互的激波振荡的翅膀。从这个意义上说,前面的结果和一些限制非定常空气动力场的描述。相反,在目前的工作中,利用流体动力学相比的假说有关拓扑网格用于非线性和不稳定FSI分析,我们建立了,还在完全接近音速巡航高度和可靠地模拟,弯曲机翼的颤振速度越高对传统扫翼配置。因此这些结果代表了一个进一步的技术验证我们提出的小说机翼配置。

相互竞争的利益

作者宣称没有利益冲突有关的出版。