文摘

本文为了理解不平衡系数的影响复合材料的静态空气弹性翅膀高方面,进行了一系列的数值模拟计算,这工作要为飞机的结构设计提供一定的参考。考虑几何非线性的影响,单向的流固耦合计算方法用于控制基于松散耦合的变化不平衡系数复合材料分层角度的基础上,分层厚度、和分层区域,观察变化引起的翅膀。之间的关系不平衡系数和常数厚度上篮和变厚度上篮和0°±45°上篮的角度进行了研究,分别。然后,添加上篮90°角是为了研究不平衡系数的影响的静态空气弹性机翼结构的变化上篮上篮地区的角度和不同的选择。结果表明,变形是最小的,当不平衡系数是0.5,和变形趋势时两侧均匀分布不平衡系数是0.5。当不平衡系数改变,添加90°上篮角可以显著降低的整体变形机翼和显示不同的敏感性特征不同的上篮。不平衡系数的增加使弦齿位移逐渐改变沿着传播方向线性分布非线性分布,和位移会逐渐减少。

1。介绍

先进复合材料(ACM)出生在1960年代末。在1970年代早期,美国空军材料研究所的结构复合材料应用于战斗机为了提高军事战斗机的性能。自1980年以来,美国海军大量先进复合材料应用于最新的战斗机,F / a - 18的舰载多用途战斗机。例如,复合材料在美国空军的f - 22“猛禽”战斗机占据结构的重量的25%,b - 2“鬼”轰炸机上的复合材料飞机结构的重量的50%,占复合材料消耗的“捕食者”无人机甚至达到92%的总重量的结构1,2]。同样,在民用航空市场,B787和A380的全球最大的两家航空公司,由波音和空客,分别为50%和52%,使用复合材料(3,4]。复合材料已逐步取代金属和合金在某种程度上,成为航空设计和制造的“新宠”。可以说,复合材料的应用科学和技术的快速发展促进了现代飞机结构设计。与传统的金属材料相比,复合材料具有比强度高的特点,比刚度高,强耐腐蚀、疲劳和较低的热膨胀系数,所以更容易设计人体结构重量轻、大型轴承力,和小变形。在现代飞机设计与高纵横比、空气弹性变形的复合材料机翼的设计具有十分重要的意义由于大翅膀的灵活性和小刚度的特点(5]。为了优化飞机的飞行性能和气动弹性特性与高纵横比、气动弹性剪裁技术通常需要,分层数的综合设计,角度,和序列通常是执行。

复合材料技术的日益成熟和气动剪裁技术,加上飞机设计工程实践的广泛应用,越来越多的研究人员正在致力于研究复合材料飞机上篮和结构。气动弹性剪裁设计方面,目前主要工作是研究结构参数如层压板,层厚度和层压复合材料的比例和探索参数分配对机翼的气动弹性特性的影响。Wan et al。6]研究了不均匀的空气弹性变形的影响奠定了翅膀高纵横比的不均匀了翅膀。梁等。7)进行了气动弹性优化设计组合翼板的大型飞机和获得合理的纹理分布比例。周et al。8]研究了复合纹理的影响参数对机翼气动弹性优化高纵横比,结果表明,skin-unbalanced纹理主要影响机翼的气动弹性。徐et al。9)改变了对称和平衡的叠层板通过添加层压层的对称层合层,获得了理想的位置添加层和铺设角。Xingyin等人,Zhang et al。10,11)集中在弯曲和扭转变形的耦合分析不对称/不平衡层压制品使用的实验方法。王等人。12]探索和优化上篮的角度以减少机翼的变形与高纵横比和有效改善机翼的气动弹性特性。Basri et al。13]研究上篮组合结构不同的角度,进一步确定最优上篮结合机翼前缘的结节。Koohi等人,谢et al。14,15)进行复合材料机翼梁变形的分析模型与高纵横比的基础上,考虑几何大变形,取得了良好的计算精度。Kirsch et al。16)开发了GEBTAero代码来评估气动弹性剪裁效果并进行数值计算。Bourchak和Dobah17)设计了一个改良翼与良好的性能仿真和实验的变形翼上篮的角度来看,非平衡,上篮号码,上篮的位置。格林杰et al。18)提出了一个修正模型静态气动弹性复合材料机翼的空气动力载荷和成功应用刚度优化向前扫翼。Bramsiepe等人和Yu et al。19,20.)进行数值模拟的机动载荷和阵风载荷组合飞翼无人机,进行参数优化设计。Shrivastava et al。21]采用经典遗传算法的结合和CAE进行重量优化设计运输飞机机翼,取得了预期的计算结果。DLR-AE [22]Aero-Elastic研究所德国航空航天中心的计算复合材料机翼的气动弹性响应多个工作条件下使用内部开发工具,并与铝合金结构的翅膀。

其他一些研究主要集中在数学模型分层建设;的目的就是更准确地描述层压制品的力学性能,为工程设计提供一些理论依据。舒克拉和辛格23)使用径向基函数分析分层的挠曲和使用能量原理导出控制微分方程。然后,验证了方法的准确性通过使用MATLAB软件编写一个程序。Kwon [24]研究了复合结构动力荷载下的失败意味着流固耦合数值模拟,然后讨论了复合材料的多尺度建模方法。Guillen-Rujano et al。25复合材料层合板)派生的新计算公式,利用一阶剪切变形理论和最小势能原理。这个公式可以用来计算复合材料层合板的弯曲和扭转问题,计算精度是在良好的协议与实验数据。Thakur et al。26C]提出了一种有限元模型⁰层合板,用卡门和green-Lagrangian strain-displacement模拟几何非线性的关系,然后导出的非线性运动控制方程,利用哈密顿原理。最后,牛顿迭代法解决这个问题。计算结果是可靠的和有效的,它可以解决复合材料层合板的自由振动和强迫振动。杨,杨27]分析了层合板的动力学非线性弹性约束下,建立了不同的绑定模型,获得了层合板的横向位移通过瞬态分析。利用微观力学的分析原理,Nallim et al。28)提出了一个变分公式的分析复合材料层合板自由振动的弹性约束不对称的影响,给不同的机械和几何参数对不同分层的动态属性。Hafizah et al。29日)研究与反对称层合板的自由振动问题的角度不同的厚度。通过引入高阶剪切变形理论的盘子,成功消除剪切修正系数和横向剪应力的准确性提高。刘et al。(30.]研究了叠层板的非线性响应亚音速条件,利用哈密顿原理,建立了复合材料层合板在亚音速空气动力运动控制的非线性偏微分方程,并得到了不同参数下的频率响应曲线;因此,激振力和积层板结构的耦合问题提供参考。

总之,以上研究主要分为两个方面。一方面,铺设角等结构参数的性能设计,铺设顺序,和不对称/不平衡高纵横比的复合材料机翼,或灵敏度算法和遗传算法被用来优化组合翼的空气弹性。另一方面,更准确和高效的计算方法是通过研究分层的数学模型和推导的本构方程。然而,在当前设计的复合材料飞机,很少有研究关注层压制品的力学性能的变化引起的不平衡系数的变化,而很少有研究涉及的影响的差异不平衡系数的静态空气弹性飞机高纵横比。复合材料机翼结构设计的理论体系仍有一些缺点。因此,基于固耦合的计算方法,本文在分析高纵横比的静态空气弹性机翼在不同不平衡系数(层disequalization系数,即。,the ratio of the number of layers on the upper/lower 45° wing surface to the number of layers on the upper/lower 45° wing surface and the number of layers on the upper/lower 45° wing surface and -45° wing surface), the layer thickness, angle, and the influence of each layer segment on the static aeroelasticity.

在第一部分,介绍了静态空气弹性理论解的方法。在第二部分,建立的有限元模型与高纵横比和翼上篮的设计厚度、角、翼段详细描述。在第三部分中,各种的影响变量的空气静力弹性机翼高纵横比的分析在不同的不平衡系数。

2。计算理论

2.1。计算方法

涡格法相比普通静态空气弹性变形的分析,基于松散耦合的单向流固耦合方法计算速度快的优点,相对较高的精度。在数值模拟中,n - s方程作为控制方程来解决有限体积的空气动力载荷的方法。如果空气动力载荷收敛,使用插值法将其插入到结构网格节点。最后,有限元法和牛顿迭代法用于解决结构方程在气动力,和机翼结构的变形和应力-应变值高的长宽比。具体的实现过程如图1。

2.2。空气动力计算

使用欧拉描述方法,三维守恒计算方程的微分形式在笛卡儿坐标系统如下30.- - - - - -33]: 在哪里是守恒变量向量,即

, ,和是对流通量向量,即

, ,和是粘性通量向量,即

其中,

牛顿流体的粘性应力计算公式如下:

为了使计算封闭方程,介绍了状态方程如下: 在哪里流体压力,是流体密度,是每单位质量流体的总能量, , ,和流体速度的三个速度分量吗在笛卡儿坐标系统,粘性应力项的组件吗 , 比热比,是流体的温度,是流体导热系数,是液体的粘度系数。

空气的粘度系数通常是根据萨瑟兰公式计算,及其表达式如下:

的方程,和是标准大气的温度和粘度系数在海平面上,分别。 和 。常数 。

导热系数和粘度系数之间的关系的一个完整的气体如下: 在哪里是等压比热容,普朗特数,0.72空气层流。

2.3。结构计算

在结构计算,其平衡方程可以表示如下(33- - - - - -37]:

当涉及到大变形的几何非线性问题,刚度矩阵可以表示如下(38]: 在哪里质量矩阵,阻尼矩阵,刚度矩阵,位移矢量,是速度矢量,加速度是矢量,力矢量,是主要的切线刚度矩阵,是大位移刚度矩阵,是初始载荷矩阵。

2.4。耦合的数据传输

为了提高计算精度,结构的几何非线性流固界面的插值精度计算将发挥重要作用。守恒插值法用于满足数据交换耦合的表面。对于upper-solid耦合的耦合接口,它可以表示如下39]: 在哪里气动点位移,结构点位移,是插值矩阵,气动载荷,的等效负荷结构,和是空气动力学的虚拟位移点和结构点,分别。

如果是独立的位移,然后

然后,等效负载的结构和气动载荷之间的关系,也就是说,

耦合关系图如图2。

2.5。层压计算

经典层压板理论有以下假设:(1)债券层间层很薄,坚决保税,层间没有发生滑动。(2)复合材料薄板,层压制品的厚度是常数,分析了单层复合材料平面应力状态。(3)薄板的弯曲变形的小挠度。在变形之前,它是垂直于中间平面的直线。变形后,它仍然是直和垂直于中间平面和直线的长度保持不变。

假设任意点的位移在平面的距离沿三个坐标轴 , ,和方向是 , ,和 ,分别,那么可以获得经典层压板理论(39]: 在哪里 , ,和 是分层的中间平面的位移。

然后,strain-displacement几何关系如下:

它是计算如下: 在哪里 , ,和中间的菌株的复合材料,和是中间的弯曲率层压板的表面,然后呢是中间的层压板的失真率。

上述方程可以表示为一个矩阵:

在笛卡儿坐标系统,离轴应力-应变关系的单层板如下:

其中, 在哪里和是离轴正常压力,局部剪切应力,和离轴正常菌株,离轴剪切应变,纵向弹性模量,横向弹性模量,剪切弹性模量,是纵向泊松比,是横向泊松比,是减少了刚度矩阵的变换矩阵 ,这是表示如下: 在哪里转置矩阵:

的应力-应变关系 - - - - - -一层一层的叠层板坐标系可以通过联立方程(18)和(19):

通过整合各单层板的应力,叠层板的内力可以表示如下: 在哪里单层板的数量和吗和是坐标的底部和顶部表面的单层板层 ,分别。

最后,复合材料层合板内力的表达式排列成矩阵形式:

其中, 在哪里 , ,和之间的刚度系数是抗拉(压)力和中间平面应变拉伸(压缩)。之间的刚度系数是中间的剪切力和剪切应变平面。和剪切和紧张之间的耦合刚度系数。 , ,和拉伸和弯曲之间的耦合刚度系数。之间的耦合刚度系数是剪切和扭转。和之间的耦合刚度系数之间的张力和扭力或剪切和弯曲。 , ,和弯曲和弯曲率之间的刚度系数。是扭扭率之间的耦合刚度系数。和是扭转和弯曲之间的耦合刚度系数。

2.6。验证计算方法

HIRENASD翼模型被选为研究对象(机翼模型如图3(40]),采用单向流固耦合理论的松散耦合的计算方法(41]。机翼是超临界BAC3-11 / R ES / 30/21,机翼的参考面积是0.3926米²参考长度是0.3445米,长宽比为12.08。点的纵向变形前缘附近的攻角的翼尖-1.5°,0°,1.5°,3°,和4.5°,雷诺数 计算和飞行速度0.8马赫,分别。

采用非结构化四面体网格划分的流场,以及网格的前缘翼是加密的。共有2581247个节点和1869810个网格细胞生成。飞机机身的根被设置为对称边界条件,机翼和机身设置边界条件的材料,和其他人都设置为远场边界条件的压力。主翼结构计算的有限元模型是由非结构化四面体网格划分,共有133215个节点和75790年生成的网格元素。边界条件的约束翼根固定支架。整个啮合细节图所示4。

计算后,同意实验的数值模拟结果。4.5°攻角时,有很大的不同,测试的最大变形值是25.1433毫米,最大变形的计算值为22.751毫米,和两者之间的偏差约为10%。在整个计算小偏差的原因可能是机翼结构的变形是在测试和变形计算点的数值计算模型不能严格意义上的一致,所以有一定的数值偏差。此外,逐渐增加的机翼的迎角,造成的流动分离机翼表面变得越来越明显,和计算网格是很难准确地解决,因此,数据也产生一定的偏差。总之,该方法具有很高的仿真精度在一定攻角计算范围和适用于静态高纵横比机翼的气动弹性分析。特定的实验值可以被引用40,42]。图5显示了比较计算结果和仿真结果。

3所示。计算模型

3.1。几何和材料参数

在这篇文章中,“全球鹰”无人机的机翼是作为研究对象,和机翼安装角是不被认为是暂时的。机翼结构是一个典型的双光束,multiribbed,上部和下部皮肤结构。机翼是NACA63212层流翼型的飞行高度15000米,攻角是2°,巡航时,飞行的速度0.6马赫。机翼的具体参数如表所示1,结构和机翼剖面如图6。

机翼的机械特性与高纵横比的弯矩在翼根比较大,和机翼表面容易变形弯曲和扭转联合。根据上述特点,复合材料的合理应用可以显著提高结构的性能。基于上述观点,机翼皮肤与复合材料层压。其中,翼梁和翼肋铝合金,屈服极限是280 MPa,安全系数是2,年轻的弹性模量是71 GPa,泊松比是0.33。UT700被选中的层压材料,具体的材料参数如表所示2。

3.2。布局设计

上篮地区,上篮区域被定义为40%,一半的翼展在翼根作为起点,上篮区域二世被定义为扩展沿翼尖的20%,第三和上篮区域被定义为其余的翼尖。参考方向是翼根平面的法线方向。分层的具体划分区域如图7。

在上篮的设计中,为了研究的影响的比率不平衡系数上篮翼结构,逐步调整不平衡系数的情况下,最大的翼尖位移0°±45°纹理在恒定的薄板厚度和变厚度薄板进行了研究,分别。最大的翼尖位移不同厚度和角度和不同厚度和角度研究了通过添加上篮角为90°。

在上篮厚度不变的情况下,假定的初始厚度全铝翼皮肤是8毫米和叠层板的厚度是0.2毫米/层。然后,参考复合上篮方案如表所示3。

层变厚,0°的比例在每个区域了,基本上和控制不平衡系数的大小保持不变。翼根的厚度是最大的,逐步减少对翼尖沿跨度方向。具体的上篮方案如表所示4。

的基础上添加90°上篮角之后变厚度上篮,0°上篮角的比例在整个上篮角将相应减少。控制0°、90°的每一层比例相同,都是50%。同时,不平衡系数的大小基本上是不变的。具体的上篮方案如表所示5。

最后,改变条件下的不平衡系数,假设的上篮角度90°是固定的四个。当四个90°层角位于区域,是我方向的区域0°,±45°、90°,其余的两个区域层角只有0°和±45°。然后添加了90°上篮角地区二世;我和III的地区保持在0°±45°,分别。同样,我保证区域,二是只有0°和±45°,第三和区域包含增加了90°角。这是确定每个翼段的上篮角的影响。以不平衡系数0.2为例为例,具体方案见表6,其余的情况下是相似的。

3.3。计算和解决方案

当气动载荷计算,求解流场的计算基于Spalart-Allmaras湍流模型。在空间离散,粘性通量向量是选为中央格式,和选择的相对通量向量Roe-FDS格式。在时间离散,LU-SGS隐式时间离散方法用于推进解决方案(43]。使用非结构化网格的流场计算域和机翼,和附近的网格物体表面是精制和加密。结合实际的计算条件和通过的独立验证网格和迭代步骤中,共有986262个节点和717173个网格细胞终于产生了。边界条件在翼根设置为对称边界条件,机翼表面表面边界条件设置为对象,和其余的设置为远场边界条件的压力。计算域的网格划分的机翼流场如图8。

考虑几何非线性的影响,牛顿迭代法是用于结构变形的数值分析44]。机翼有限元结构模型由非结构化四面体网格划分,并与固定翼根应用约束。共有121171个节点和86675个网格元素。其次,上述流场的气动载荷解决插值的节点结构网格。特定的网格划分和气动插值图所示9。

4所示。结果分析

4.1。不平衡系数和厚度之间的关系

图10显示之间的变化关系不平衡系数、翼尖位移。不平衡系数的增加,翼尖位移先增加然后减少,和提出了一个对称的趋势(即不平衡系数0.5。对称的上篮)。当不平衡系数为0.5,结构变形。其次,在本例中,最大的翼尖位移计算厚度不变的情况下上篮是类似于变厚度的情况下上篮。纵向位移的分布和时间段位移机翼前缘的基本上都是相同的,这是由于小的变化梯度和变厚度。和弦位移的分布与不平衡系数的变化是不同的。

当不平衡系数是0.3,它显示了一个线性变形关系沿着翼展在恒定的厚度和变厚度。不平衡系数为0.5和0.7时,和弦变形不再服从线性关系,增加然后减少及其变化情况,以及增长的峰值发生在大约一半的半身像。不平衡系数的增加,翼尖的弦齿位移逐渐减小。因此,一般复合材料机翼skin-laying,当只有0°±45°纹理角度考虑,对称叠层应该尽可能使用。此外,薄板的厚度沿跨度方向略有不同,所以变厚度薄板应该用于减少机翼结构的重量。

4.2。不平衡系数和角之间的关系

不平衡的影响系数和叠层结构角度变形如图11。机翼结构的最大位移显著减少通过添加90°上篮角。同样,在添加上篮90°角之后,整体变形仍然遵循对称分布的规律。不平衡系数为0.5时,最大位移的翼尖是最小的,和其他系数下的位移是对称分布的不平衡系数0.5。以不平衡系数0.5为例,不平衡系数的变化的影响在机翼上位移四面八方数据所示10 (b)- - - - - -10 (d)。

位移的显著减少由于原始分层铺设在0°±45°只提供定向拉伸和剪切强度,以及额外的90°沿着不同的方向能产生准各向同性复合材料层压制品。与分层和0°±45°,90°强的复合材料层合板multiangle deformation-resistant和防破坏能力。因此,复合材料层合板multiangle比倍角复合材料具有较强的抗变形。

4.3。之间的关系不平衡系数和上篮

不平衡系数的大小和上篮的选择角度对上篮不同区域有不同的影响。如图12,不平衡系数0.5为例,最外层的翅膀拥有最大的变形,而内层的翼段的最小的变形。不平衡系数的变化的影响在纹理区域III是越来越大的纹理区域。与一般的翼相比,高纵横比机翼具有更大的灵活性和更低的刚度,所以几何非线性的影响不容忽视。第三上篮区域位于外翼,和几何变形相对较大,所以复合上篮设计后,有一个更明显的变形变化。

图13分别显示上篮地区各个方向的位移变化,与不平衡系数的变化和隧道。数据(13日)- - - - - -13 (c)描述机翼下的纵向位移的变化不平衡系数。最大垂直位移的铺设面积为1176.6毫米,和最大垂直位移的铺设面积1407.8毫米和1454.4毫米,分别。两者的区别很小。其次,当不平衡系数是0.8或0.2的所有床上用品领域,位移达到最大。当不平衡系数为0.5,其位移达到最小值。数据13 (d)- - - - - -13 (f)描述位移的变化在每个层压区域的传播方向。的最大位移在传播方向上我床上用品领域是-53.9毫米,最大位移方向传播的层面面积-74.5毫米,和床上用品的最大位移方向传播面积是-79.9毫米。变化规则基本上是一样的,在纵向方向,但由位移比不平衡系数为0.8时,当不平衡系数是0.2。数据13 (g)- - - - - -13(我)表明,翼弦方向位移变化与上篮的变化区域。可以看出,相比之下,纵向位移和位移为主要目的的和弦方向大大受到不平衡系数的变化的影响。当不平衡系数是0.8,上篮翼段的面积变化,弦的位移变化上篮II比上篮的小区域;上篮,弦的位移变化耦合区中间的翼段小于耦合区域的外翼段和内翼段。同样地,三个上篮区域不平衡系数增加,弦的位移变化从线性到非线性沿跨度方向,和和弦的变形沿翼展方向逐渐降低。一般来说,不平衡系数的变化有一定影响的翼上篮。具体原因还在进一步的研究和探索。

5。结论

摘要单向基于松散耦合的流固耦合计算方法用于研究不平衡系数的变化对机翼的静气动弹性特性与高纵横比条件下的几何非线性,是得出以下结论:(1)不仅有一个对应的关系最大的机翼变形和不平衡系数的变化。然而,随着的增加不平衡系数,它显示了一个下降的趋势,然后增加。机翼的最小变形发生在不平衡系数是0.5(即。,the opposite lamination), and the deformation of the wing is symmetrically distributed on both sides when the unbalanced coefficient is 0.5(2)上篮时角度只有0°±45°,机翼变形获得的两个方案基本上是一样的上篮得到相同厚度法和变厚度上篮的方法。在机翼的设计皮肤上篮,变厚度上篮应采取尽可能有利于减肥的机翼结构(3)与双层角铺设方案相比,混合角铺设方案有更大的抑制机翼变形。这是因为层压制品的机械性能会改变multiangle贴合,这将改变层压制品的弯曲和扭转性能(4)上篮的影响角度上篮区域III(外翼剖面)比其他两个地区。不同的翼段有不同的情感90°上篮角。具体上篮序列、上篮角和翅膀的上篮段应该选择根据飞机设计的任务要求(5)不平衡系数的变化将显著改变机翼的和弦位移。与不平衡系数的增加,和弦位移沿的方向从线性分布非线性分布变化。突变通常是位于平均水平一半的翅膀,和沿着翼展弦齿位移减小

数据可用性

使用的数据来支持本研究的发现可以从相应的作者。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者欣然承认支持陕西省科学技术和工业自动化的陕西省重点实验室基础以下的东西:陕西省科技部门重点项目(2017号zdxm - gy - 138),陕西省科技部门的一般项目2020号(jm - 600),陕西省教育部门的科研项目(排名19 jk0172),和陕西省重点实验室开放项目的工业自动化(没有。SLGPT2019KF01-13)。