飞行负载预测高纵横比的翼飞机使用多体动力学

文摘

基于多体动力学的框架已经开发了灵活的静态和动态气动弹性分析高纵横比翼飞机结构几何非线性。多体动力学允许运动非线性和非线性关系定义的力量,是一种有效的和有前途的方法模型高纵横比的翅膀,这是已知的容易结构非线性效应,因为飞行的高变位。多体动力学框架开发采用准定常气动带理论和可获得一系列刚体相互联系的翼梁元素,代表刚度分布,可以接受任意大位移和旋转。该方法应用于一个灵活的高纵横比机翼商用飞机和修剪和阵风响应分析是为了计算飞行载荷。然后比较这些结果同标准线性有限元求解程序Nastran软件提供的空气弹性变形的方法。非线性效应发挥作用主要是因为考虑到需要的大变位翼的飞行载荷计算和考虑空气动力的追随者的力量。

1。介绍

近年来已经有了强烈的推动航空世界减少燃料消耗和过程设计的飞机。目前许多研究项目调查和解决开发设计方案,将导致实现这些目标。空气动力学性能的改善是这些努力的最前沿,最有前途的概念之一是寻求高纵横比的设计翅膀。高纵横比的翅膀会导致节省燃料由于降低诱导阻力。为未来设计,许多高纵横比机翼配置目前正在考虑和空客(1)和波音公司(2)发表了自己的概念。

高纵横比的翅膀仍然受到一定的结构性缺陷。由于大跨度,弯矩增加,导致更高的结构重量。为了实现一个有效的性能优势,需要一个轻量级的机翼设计,进而导致非常灵活的结构,由于大型几何非线性位移不容忽视了。更大的灵活性和更低的结构固有频率也可能导致之间的强耦合结构动力学和刚体(飞行力学)模式导致处理品质不良的影响。

离开一个线性行为意味着一个非传统方法需要加载和空气弹性变形的分析,为了处理几何非线性,以及非线性动力学和飞行力学特征(3]。准确预测极限载荷的能力,包括这些非线性效应,实现概念设计阶段起至关重要的一个优化的结构尺寸和最终达到的成功与这些配置。

大量的工作被认为是非常灵活的空气弹性飞机(4- - - - - -11]。大多数方法都使用非线性梁模型耦合到空气动力学模型从带非定常涡格法,计算流体动力学理论。然而,较少的关注而不是一直致力于使用多体仿真的造型高纵横比的翅膀,两个最相关的工作被克鲁格(这些了7和赵和任9]。最近,卡斯特拉尼et al。12)开发两个非线性方法,分别对非线性有限元方法(FEM)和多体动力学、静态空气弹性变形的修剪分析包括结构非线性和应用这些也是非常灵活的高空长航无人机测试用例。

在这项工作中,框架开发基于多体动力学的高纵横比的静态和动态气动弹性分析翼飞机包括结构非线性。非线性考虑所谓的几何非线性,由于灵活的高纵横比的大变位翼经历当加载。这种假设后,进一步的来源必须引入非线性的追随者自然空气动力。

执行的研究仅限于结构进行大位移,但小株,所以材料本构定律仍然是线性的,和附加亚音速流,这样跨声速和失速的影响可以忽略。

本文的重点是在静态和动态飞行负载预测,按照设定的负荷需求适航条例(EASA CS-25和多达25)。大部分的研究工作的重点处理在空气弹性结构非线性气动弹性和飞行动力学的预测不稳定;更少的关注已经不是致力于飞行负载下的几何非线性的影响,研究这个话题已经执行,例如,通过加西亚(6和德Breuker et al。13]。因此需要在行业中开发工具和方法能够考虑这些影响在未来的设计和评估其重要性高纵横比翼飞机。

2。空气弹性变形的多体动力学模型

多体动力学仿真是一种方便的工具能够模拟多重物理量系统具有任意类型的非线性刚性和柔性组件(14]。在固定翼空气弹性领域,它已被用于装饰和模拟操纵灵活的飞机加上空气动力学方法,不同等级的保真度(7,15]。

的非线性气动弹性非常灵活的飞机,已经被克鲁格(多体仿真的应用7和赵和任9),分别研究飞行力学稳定的黑尔配置和气动弹性稳定性分析和飞行控制的演习UAV-like灵活的飞机。

多体动力学允许任意大的位移和旋转,通用的定义(从动件和nonfollower)和固有的大刚体运动之间的耦合,与飞行力学和弹性变形,不需要开发专门的配方。这些独特的优势吸引多体动力学分析高纵横比的翅膀包括结构非线性效应。

多体软件用于这项工作是LMS虚拟。实验室运动v.13.1,商业从架子上(COTS)西门子PLM(开发的软件16]。

在接下来的一个多体系统的运动方程是简要概述(更多细节见Shabana [14])。每个身体是由一组笛卡尔坐标描述,识别其重心的位置在全球参考框架。向量的广义坐标th身体是这样 在哪里,,笛卡儿坐标和吗,,,(冗余)欧拉参数用来描述身体的方向,避免与其他表征奇点发生,例如,欧拉角。

系统是由关节连接在一起的身体和运动的关系,表示为一般非线性代数约束方程 区分这些方程对时间的两倍,一个获得运动加速度方程 在哪里。运动的动力学方程,例如,来源于拉格朗日方法,为th的身体,写成 与质量矩阵,拉格朗日乘数法向量,向量的广义力,应用速度向量相关的条款。增加运动方程的运动关系,一个非线性微分代数方程组(DAE)描述多体系统的运动学和动力学 这些方程是非线性矢量的矩阵是一个函数的广义坐标,并解决了使用向后微分公式集成器。

身体可以被认为是作为刚性或弹性。最常见的方法来建模的灵活性是基于模态表示组件模式从有限元法合成14),这增加了每个模式的广义坐标模态参与因子用于表示身体的灵活性。然而这种方法限制了线性结构的适用性与小弹性位移。基于非线性有限元梁(配方17)和通用非线性有限元元素(18)已经提出了这一目的。

本文提供的工作使用了一个简单,但有效,模型方法灵活的翅膀任意大的弹性位移。它是基于机翼的离散化一系列刚体,惯性特性分配,互联通过束力元素,代表刚度分布。每个身体可以有任意的CG抵消对弹性轴弦向的位置。在文献中这种建模技术被称为有限段方法(19),已成功用于非常灵活的飞机(7,9]。自多体配方允许任意大刚体运动,每个机翼部分可以进行大位移和旋转,和随后的内力在此基础上确定位移场。每个多体梁元素连接两个连续刚体,刚度矩阵由有限元线性6-degree-of-freedom(景深)梁理论和常规横断面属性(,,)分配给它。相对力量和时刻两个连接机构之间交换计算 在哪里和相对位移和速度吗和是线性刚度和阻尼矩阵。刚度矩阵是一个6×6给出的对称矩阵 和阻尼是成正比的刚度矩阵的对角阻尼因子;也就是说,。

空气动力模型是基于准定常带理论。虽然比高保真更简单的方法,这种方法适用于高纵横比的翅膀还准确。此外,准稳定的空气动力学的假设被认为是可以接受的,因为一个灵活的高纵横比的第一固有频率翼飞机通常是低(参考表2固有频率的测试用例考虑这项工作),考虑到速度形成典型的商业运输飞机的飞行包线,结果减少频率也低。

进一步支持这一选择,带理论可以直接集成翼有限段表示因为不需要插值过程之间的空气动力学和结构网格,和空气动力力矩实际上是应用在气动中心的每一个刚体,代表一个地带。

给出每个地带上的空气动力 在哪里代表着拖或解除和气动俯仰力矩 使用,,来表示相对气流速度体轴为每个地带,当地的攻角是计算 和包括所有的贡献由于飞机状态(飞机迎角、侧滑角率)和各个部分的弹性变形。

摘要空气动力源于两个贡献:首先被包含在截面的运动学边界条件由于胀和俯仰运动的翼型,第二个条款与迎角时间导数成正比。道尔指出的(20.),有歧义的定义准稳定的近似;在这项工作中,假定准稳定的近似是一个扩张降低频率正弦运动的非定常空气动力学截断第一频率的力量,在时间域对应于第一次导数,由成正比。

为了比较的结果多体非线性线性有限元方法,采用线性DLM空气动力学,限制方法之间的差异的来源,相当于带理论系数来源于DLM空气动力矩阵。

的准稳定的近似,扩张,截断的一阶导数,DLM非定常空气动力矩阵的零频率降低执行,这样吗 在哪里复杂的频率和降低吗表示复杂的矩阵,表和一组频率降低,空气动力学相关的气动板上改变当地的向下运动,也就是说,当地的攻角。的扩张关于提供真正的矩阵,在时域,涉及每个面板上的气动力,沿着面板正常代理按照DLM假设,当地的攻角,矩阵,当地的攻角,的时间导数矩阵。这一项是使用有限差分计算 在哪里是一个价值减少的频率足够接近于零。在推导(12),以下属性已使用:(我)矩阵被认为是分析,因此,满足柯西黎曼方程这样吗。(2)的实部是一个偶函数的这。(3)的虚部是一个奇函数的这。

等效截面升力系数和来自这个扩张矩阵求和项对应一条沿着翼展弦向的面板。

通过计算系数的三维气动DLM等方法可以正确扫描角带理论,提示损失的影响。除了飞机的升力系数、阻力系数不变是分配给每个地带,代表机翼粘性阻力。

3所示。高纵横比翼飞机模型

本文给出的多体框架被应用到高纵横比翼飞机代表未来的窄体的商业运输飞机的概念,类似于波音Sugar Volt配置(2),图中所示1。它与温和的扫描角特性高翼,两个传统引擎,和传统的铝建设。测试用例的主要几何和惯性特性给出了飞机在桌子上1。

在第一步中,这架飞机的有限元(FE)模型,基于有限元包NX Nastran软件,创建了。这个模型的基础形式的多体气动弹性模型推导和对比线性有限元变形的多体动力学分析和非线性气动弹性分析。

模型包括结构和气动网格和创建自由软件NeoCASS(更多细节请参考[21])。

结构模型是一种混合stick-shell模型(如图2),机身、尾部水平和垂直尾翼由梁元素和机翼盒是一个3 d模型,与壳牌元素在皮肤上,肋骨和轻网和梁元素的纵梁和梁帽。结构质量是直接由有限元素的密度,而发动机、起落架、系统、负载和燃料介绍了集中质量。免费的最低固有频率飞机展示在表2。

关于空气动力学模型中,平板提升表面的网格,如需要由涡旋晶格和紧身上衣晶格(DLM)方法,创建了。DLM被用来生成稳定的和不稳定的空气动力学矩阵需要构建多体地带空气动力学理论模型,如前所述。

4所示。棍模型开发的三维有限元模型

如前所述,机翼的多体结构模型由刚体相互连接的梁元素,这是由一个6自由度刚度矩阵。从3 d有限元翼盒模型如图2多体环境中,一个等价的模型然后生成。

减少一个3 d有限元模型(3 d有限元)棒模型已经过去各种调查的主题。自梁刚度矩阵完全定义的横截面属性,这些可以从一个组合的3 d有限元计算分析或CAD模型翼盒,如几何(翼盒高度和宽度、皮肤和石膏网厚度、特约记者,和梁帽区)和材料特性是已知的。Bindolino et al。22应用横断面分析估算出横截面属性翼盒的多级结构优化的框架。对于更复杂的组合部分,所有的变形组件之间的耦合条件变得重要,具体的横断面分析工具已经由Giavotto et al。23),神父,Cesnik和霍奇斯24),还有vab,主要用于直升机桨叶和风力涡轮叶片。

第二种方法包括识别经典的横截面刚度(抗弯刚度和扭转刚度加载翼),假设悬臂边界条件,用统一的负载情况下的刚度,沿跨度感兴趣的每个部分,从相对位移和旋转。辛格和尼科尔斯(25)提出了一个过程推导出弹性轴和梁的等效刚度模型组合翼盒Nastran模型。在应用程序由单位时刻的自由端悬臂翼盒结构和估计的抗弯刚度和扭转刚度从参考点之间的相对旋转机翼盒轴。最近,琼斯和Cesnik [26)应用这种技术发展的非线性梁模型X-56A Multi-Utility示威者从Nastran有限元模型进行气动弹性分析。同样,马尔科姆和Laird [27]提取等效梁属性从一个风力涡轮叶片的ANSYS有限元模型通过应用单元加载的提示和处理节点位移为了获得6×6在每个桨叶截面刚度矩阵;这些随后被用来生成一个风力涡轮机的MSC Adams多体模型。曾et al。28]审查最常见的方法用于工业从3 d的生成粘模型,提出一种改进的过程基于应用单元提示时刻,推导弯曲旋转位移和最终弯曲和扭转刚度。

另一个类别的方法包括数学还原技术,如Guyan减少(29日)和改进降低了系统(30.]。在这两个方法,一组主节点有限元模型的选择和质量矩阵和刚度降低。Guyan减少,也称为静态凝结,是建立在航空工业开发和降低方程只使用刚度矩阵,从而导致一个精确的刚度降低,但只有一个近似减少质量矩阵。国税局是前者的扩展方法,包括质量影响减少在开发系统的变换矩阵。王等人。31日)提出了一个程序来确定几何非线性modal-based 1 d内在梁模型Guyan减少应用程序的一个3 d有限元到更小的组节点沿着细长轴射线结构。还原方法的一个潜在的缺点,相比先前描述的那样,是降低质量和刚度矩阵是完全填充和失去联系的物流通常的横向刚度和质量。

在目前的工作,研究了三种方法来构建一个多体等效粘模型的3 d有限元高纵横比翼飞机。这些都是如下:(一)横截面分析。(B)刚度由单一载荷识别。(C)Guyan减少。

4.1。方法一:横截面分析

第一个方法,横断面分析,适用于薄壁结构分析的经典公式计算截面积和地区的时刻,,。了解几何形状、厚度和材料性能的结构元素和材料各向同性的假设下,有效自翼认为金属结构,这个过程非常简单,提供轴向、弯曲和扭转刚度描述各跨梁部分。一个简化的横截面表示翼盒假定,如图3,由上、下皮肤,特约记者,梁帽和石膏网。参照图3公式,提出了以下工作。截面属性获得然后直接输入到多体梁刚度矩阵(7)。

4.2。方法B:刚度由单一载荷识别

第二种方法遵循过程概述了她曾et al。28]。机翼盒一起夹在根和单元提示时刻机翼参考- - - - - -,- - - - - -,独立应用相互重合和线性静态分析。每个机翼盒段的刚度属性提取对应的位置多体梁元素,前面描述的,从每一个截面的相对转动。为了检索这些插值元素(RBE3)介绍了在多体梁的位置和连接到周围的节点躺在横截面。插值的元素提供一个依赖节点的位移和旋转自由度的平均值,它连接。

以著名的载荷和位移之间的关系/旋转梁理论(32),每个部分的弯曲和扭转刚度特性可以很容易地计算 在哪里之间的距离沿梁轴连续两个部分,表示转折的部分认为,和和分别代表相对旋转两个连续的旋转部分(区别)的横截面轴(图3)。下标是1或2,指的是两个单元提示时刻负荷情况下,分别纳米和Nm,用来识别刚度分布。上述方程假设垂直与平面弯曲耦合而扭转(即。,旋转梁坐标轴)是独立的。

截面属性获得然后直接输入到多体梁刚度矩阵(7)。截面积是直接从横截面几何计算(13)。

4.3。方法C: Guyan减少

Guyan减少选择的技术获得减少从3 d有限元刚度矩阵。对于多体模型的质量分布,结构(分布式)和集中质量都是第一次沿着空间离散,每个参考点之间考虑翼段的等效多体模型,并随后向这些地区集中,考虑适当的重心偏移和惯性力矩和产品。通过这种方式,不需要使用质量矩阵得到Guyan减少,这是不准确的(30.]。

减少3 d有限元的大小,自由度首先分为两个子集,这些保留在减少模型(集)和省略(集),等 然后执行以下对刚度矩阵的转换: 的变换矩阵是由 正如前面提到的,这种方法是纯粹数学减少和降低刚度矩阵不提供信息的物理分布沿翼展横断面属性。然而,回忆一束代表在多体环境中,(7),可以分配给每个沿着翼梁元素的一个完整的6×6刚度矩阵。这些矩阵的系数确实从降低刚度矩阵整个模型的提取6×6块对角子矩阵。

4.4。比较的方法

三棒的多体模型高纵横比翼飞机已经生成的3 d有限元使用给出的三个方法。非线性静态分析进行了Nastran和多体环境来验证结构造型。对于这个验证,只有RHS翼一直认为,夹紧在根和应用两种不同的加载条件:50000 N提示为2.5 g力和削减负荷,空气动力学和惯性,沿着翼;这些都是来自一个线性变形的修剪在使用3 d有限元Nastran进行分析。数据4和5现在这两个负载情况下机翼形状偏转。供参考,线性解决方案获得的3 d有限元Nastran也报道。提示加载的情况下,小之间的区别是明显的线性和非线性三维有限元结果;在非线性的解决方案是,正如所料,机翼横向缩短。对于多体的结果,模型得到的刚度识别技术是提供最准确的结果对3 d有限元的引用。有趣的是要注意,多体模型获得的横断面分析,尽管是非线性的,仍然是overpredicting垂直位移。这个结果表明横断面分析方法,基于近似公式,为复杂的几何形状和结构布局并不准确。

2.5 g的机翼形状偏转削减负荷条件下,在图5,显示了一个偏差之间的线性和非线性三维有限元结果但还是证实了上面提到的注意事项。横断面分析生成的棍模型高估了位移和弯曲曲率。同样,Guyan还原生成的模型显示位移高于参比溶液的负载情况。最好的协议参考非线性三维有限元再次获得与多体模型生成的刚度识别过程。

静态分析后,正常模式的3 d有限元分析RHS翼与两端自由边界条件进行了固有频率相比获得的三种多体模型。多体环境的固有频率和振型计算通过执行的线性化方程,通过有限差分方法,对未变形的配置。

表3报告前五个自然频率和相对误差之间的3 d有限元法和多体的三个模型。这些结果证实这一趋势所示的静态分析。横截面分析方法表现出最大的差异,低估了弯曲和扭转固有频率,也证实了的刚度是低估了。同样,Guyan减少,尽管更准确,导致较低的固有频率而创建的模型刚度识别显示最好的协议。总之,所有三种方法最大的差异是在1日扭转频率,也会因为复杂组合结构的扭转行为很难预测模型准确地用一根棍子。

的三种多体模型的结构验证,所产生的等效粘模型刚度识别(方法B)被认为是最准确的,它是一个选择的非线性静态和动态变形的分析提出了以下。模型如图6。

进一步验证的多体结构和惯性造型选择(方法B),第一个预应力下的免费飞机对称的固有频率增加削减负荷(未变形的/ 0 g和从1克到2.5 g)比较表43 d有限元结果。这些结果证实良好的协议的多体模型选择和也说明加强效应发生在加载频率时机翼弯曲和变形。例如,在2.5 g变形配置,频率1对称弯曲模式增加了9%。

5。非线性气动弹性修剪

非线性气动弹性调整分析执行的多体棍模型高纵横比翼飞机。这种分析的结果相比获得的标准线性装饰进行分析使用3 d有限元Nastran (SOL144),目的是强调结构非线性飞行负载预测的影响。

在多体方法,修剪的解决方案是通过执行一个动态沉降模拟控制器的实现修剪为了达到一个稳定的状态。修剪方法开发的细节由卡斯特拉尼提供et al。12]。

无论结构方法采用(有限元法、多体动力学、Ritz-Raleigh方法等)和线性动力学的框架内,标准线性气动弹性调整的解决方案之间的主要差异和一个空气弹性变形的削减过程包括几何非线性,如建议,如下:(我)大位移和旋转:高纵横比灵活的翅膀进行大位移和旋转,不能忽视和二阶效应,如翼端缩短,最终影响机翼变形和飞行载荷。(2)追随者力效应:空气动力,引起的压力分布,天生追随者部队,这是最重要的考虑气动力取向高纵横比变化灵活的翅膀进行大位移和旋转。(3)计算基于变形形状的翼综合负载:因为小位移的假设是无效的了高纵横比的灵活的翅膀,必须考虑实际的变形形状计算综合负荷沿翼,这是表示在当地每个流离失所的翼剖面的参考系。

飞机在两个负载因素减少,1 g和2.5 g,从25000英尺的高空飞行马赫数为0.60条件。2.5 g负荷系数对应于大型商用飞机的最大积极的负载系数(根据EASA CS-25)和一般形式装入信封的关键部分的内侧和midboard翼33]。

表5报告攻击的俯仰角和产生的计算时间线性有限元法和多体分析。后者预测略高调整角度的攻击,原因是,在非线性方法中,电梯的追随者力效应占,因此,随着机翼向上弯曲,电梯是逐步向内倾斜和垂直分量,一个平衡的重量,减少了。结果所需的攻角平衡飞机必须增加而线性解决方案和更大的负载因素,因为增加机翼的弯曲。

为了获得进一步的见解关于结构几何非线性的影响,电梯分布绘制在图7与未变形的(线性分析)和变形(用于非线性分析)坐标,连同其侧,垂直的,身体,组件在飞机轴。由于巨大的机翼弯曲为2.5 g,电梯是倾斜的内侧,并生成一个侧向力组件,其最大震级达到总数的35%提升相应的跨站跨度(51%)。正如前面提到的,这个力是被忽视的线性分析。此外,电梯在非线性的解决方案是将船内由于翼尖缩短,二阶效应没有被一个线性结构形成。

机翼综合负载下在图2.5克了8,显示了力量,在图9显示的时刻,都是绘制在未变形的翅膀设在。非线性分析预测较低的垂直弯矩−10.8%根,这可以解释为指出电梯在非线性的解决方案(图7)通过较小的力臂转移内侧和行为,因为翼尖缩短。产生的横向分力追随者力效应的贡献以及弯矩;然而这种贡献不是足够高,以弥补力臂缩短和再分配。这个结果恰恰相反的了卡斯特拉尼et al。12)在一个非常灵活的高纵横比未扫过的翅膀,在那里,由于极端弯曲,横向升力组件代理出平面克服了弯矩减少引起的翼尖缩短,导致更高的弯矩预测的非线性分析。

线性和非线性的主要差异结果发生然而平面加载,剪切和时刻,轴向力还指出,卡斯特拉尼et al。12)在一个非常灵活的高纵横比未扫过的翅膀。这些差异的来源是上述横向升力产生的组件和纵向力电梯向量的旋转,垂直于速度,从身体风轴,并从全球重力矢量的旋转(固地)体轴通过削减飞机俯仰姿态。

5.1。灵活稳定的衍生品

除了计算飞行载荷,整洁的非线性气动弹性分析在增加负荷系数执行为了估计弹性飞机的稳定衍生品考虑几何结构非线性和追随者力的影响。

稳定衍生品的一个重要测量飞机的飞行动力学特性和处理品质和可高度受到空气弹性变形的影响;例如,与向后倾斜的飞机翅膀的最常见的问题是在高速副翼效率的损失,可能会导致副翼逆转。传统上,空气弹性变形的调整分析计算稳定执行衍生品包括空气弹性变形的影响;这些衍生品都取决于马赫数(空气动力学效应)和动压(气动弹性效应),随着空气动力由于结构位移与动压增加。然而,对于非常灵活的翅膀发生大变形,一个额外的参数依赖稳定衍生品进场:负载因子或当前加载机翼变形形状。由于大位移,当前变形机翼形状和当前的重心位置变形飞机不能近似与未变形的配置了,这已经影响机翼的空气动力学和重心位置,从而导致稳定性的变化衍生品。

目前的工作,多体修剪在增加负载因素分析(1克到2.5 g)和马赫数0.60在25000英尺为了计算纵向稳定性进行衍生品和和副翼控制导数,滚转力矩系数和副翼偏转。衍生品有限的差异,计算了微扰攻角或副翼偏转少量。结果呈现在图10正常化,稳定性导数值通过一个线性修剪Nastran分析,稳定的衍生品的线性方法,不依赖于负载系数。

它可以指出升力曲线斜率随负荷系数增大而减小。这是可以预料到的翅膀逐渐弯曲,一个重要的组成部分的总升力是向内倾斜,导致垂直提升效率的损失。然而,显示了一个相反的趋势,即增加(级)和负荷系数。的原因这是船尾机翼气动中心的转变由于大弯曲变形加上向后倾斜的机翼配置;由于扫描角,外翼段经历重要的尾部运动和他们的武器对CG增加,从而增加。这种效应过度补偿上述损失的垂直电梯。有关副翼控制导数,有减少负载因素,但不像两个纵向敏感的衍生品。1 g的比例已经很低,约为70%,但这可以归因于不同的空气动力学造型之间的副翼Nastran和多体模型。

6。阵风响应

阵风响应分析执行的多体模型相比高纵横比翼飞机和3 d有限元线性阵风响应,与标准执行Nastran动态变形的解决方案(SOL146),采用模态的方法。收敛性的研究后,模式30 Hz,包括刚体的保留在线性阵风的三维有限元分析。

认证要求指定离散阵风载荷情况下考虑飞机水平飞行科目与“1-cosine”对称垂直阵风速度剖面,阵风梯度(阵风波长的一半),要求几阵风梯度30英尺至350英尺调查以确定临界条件(34]。

阵风的飞行条件假设分析在25000英尺马赫数为0.60。在线性方法中,应用叠加原理和阵风响应执行假设零初始条件的所有模态坐标和模态速度;也就是说,飞机是在未变形的配置。然而,在一个非线性方法叠加原理不再有效,必须考虑实际的初始条件。因此,在多体解,飞机是第一次修剪1 g,然后飞到阵风。

时间增量的历史负荷系数三阵风梯度(90英尺、220英尺和350英尺)和向上的阵风如图11。有密切协议之间的线性和非线性峰值负载因素,与多体峰值较高的短阵风(+ 10%)。增量根弯矩响应,呈现在图12,是由负载因素。线性有限元法和多体的高峰负荷预测方法是相似的,除了最短阵风梯度,产生的根弯矩多体分析+高33%。这种差异在最短的风味也可以采用准定常气动近似所引起的非线性分析,而线性不稳定是基于DLM。第二(负面)峰值显示而不是更多的差异,使用多体值要低得多。负弯矩峰值发生在阵风激发已经消退,它主要由自由响应的弹性结构,在翼弹簧后达到最大向上弯曲。表4经验表明,机翼弯曲模式在负载下硬化的影响。线性有限元阵风响应是基于一个固定的模态基础上,由正常的模式在未变形的配置,因此错过这种效果,相反被多体方法,不采用模态的方法,没有这样的近似。这种硬化效应的原因可能是较低的负峰,随着机翼摆动过大的有限刚度增加。

最大弯矩在整个时间历史沿翼提取并绘制在图13。比较线性有限元法和多体负荷预测,有一个交叉跨度点50%,后者是低舷内翼和−−6%和9%之间()和更高的外侧部分。

最后,翼根加载相关情节,弯曲和扭转,如图14。它是由执行上行和下行风味分析和考虑最初的1 g加载(由叠加在线性情况下,非线性情况下实际阵风初始条件)。非线性(多体)情节大多是线性范围,除了最大弯矩点(向上),更高的线性分析。

后的结果,它可以指出,阵风响应,结构非线性和追随者的影响力量被认为比静态的更少的可预见的和明确的气动弹性分析。此外,对于静态和动态负载,没有通用的结论可以得出非线性方法能否减少所提供的保守的负载是有益的。这一结果和定量差异明显依赖于配置;特别是翼几何(跨度、扫描角、二面角和平面图),刚度和质量分布是最重要的因素。

7所示。结论

多体动力学提供了一个强大的框架模型灵活的高纵横比翼飞机和执行包括结构非线性气动弹性分析。

本文中给出的多体方法已应用于商用飞机的宽高比为特色的18,目的是预测飞行载荷,静态和动态。从一个3 d的菲表示翼盒,一个多体等效粘模型生成通过识别刚度分布通过单一的应用程序加载在翼尖。这种技术可以提供一个很好的协议参考三维有限元法,计算储蓄和一个重要的优势由于减少的大小产生的等效模型。

非线性调整过程中实现了多体环境通过PID控制器和静态飞行载荷计算,相对于线性的结果。这种比较突出,有显著差异之间的线性和非线性静态空气弹性变形的方法和需要考虑的原因已确定大位移和旋转载荷下的机翼和追随者迫使空气动力的影响,都是被忽视的因素在典型的线性气动弹性分析进行了现在。这些影响也影响灵活稳定的衍生品,它不仅成为一个函数的马赫数和动压,而且负载系数,表明飞行动力学特性和处理品质改变操纵飞机时。

最后,阵风响应执行之间的比较和线性和非线性负荷预测已被证明,包括相关情节。

给出的结果表明,飞行负荷预测包括结构非线性可以交付通常显著不同的结果比线性方法,确定需要开发可靠的方法来考虑这些影响。趋势和定量差异负载预测的线性和非线性方法高度依赖每架飞机配置考虑。

相互竞争的利益

作者宣称没有利益冲突。

确认

这项工作是由欧盟委员会(EC FP7)之下居里夫人下欧洲工业博士训练网络阿尔卑斯(飞机负载使用增强的模拟预测,没有授予协议。607911)和皇家工程院。

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