实验和数值研究基于机翼模型的静气动弹性行为

文摘

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。

1。介绍

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(1]。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(2,3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(4]。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5]。

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(6]。二维气动模型和非线性梁理论通常用于低忠诚模型(7]。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(8,9]。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(10]。

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(11,12]。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(13]。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(14]。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(15]。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(16,17]。

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(18,19]。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(20.,21]。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(22]。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23,24]。

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)(1]。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25]。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(26- - - - - -28]。所以,索恩韦尔方法是采用当前的研究。

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29日]。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(30.,31日]。DLTdv7是一个通用的数字化程序,适用于两个或三维视频分析(32]。这个项目已广泛应用于测量翅膀运动学(33和气动弹性变形34]。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。

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。

2。非线性分析中忠诚模型

一个铝平板机翼模型在当前的研究中,如图1。机翼结构的俯视图是一个平行四边形。semispan和模型的弦长 毫米, 分别为毫米。板厚度是2.5毫米。材料的密度 。领先的基于角 。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1(一)显示了组成的结构模型 元素,而图1 (b)描述了相应的气动模型,包括 气动板。

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(35]: 在哪里和分别是结构刚度和质量矩阵。是流动态压力。结构的位移矢量。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。和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。是向量的外部负载。

目前翼模型控制面和刚体运动;方程(1)可以简化获得散度动态压力通过求解特征值问题:

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

在静态空气弹性变形的分析,可以计算向下运动(36] 在哪里是向下运动向量的气动板和是相当大的空气动力位移导数矩阵。气动位移向量和吗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 。然后给出的理论气动压力 在哪里是压力向量的气动板。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: 在哪里是力的矢量和的时刻。是集成矩阵。

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(37]。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(36]。代入方程(3)和(4)(5);计算出的气动力和力矩可以向下运动

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。

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。

迭代过程始于分配合适的初始条件,如图2。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 。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。

农产品协定的情况 和动态压力 Pa为例,计算过程如图3。尖端的位移(LE)和后缘(TE)点在翼尖和收敛后逐渐增加迭代步骤。这表明的相对误差和小于迭代步骤 。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semispan。这意味着一个典型的非线性大变形的柔性翼。

3所示。高保真度的非线性分析模型

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。

翼周围流场六面体的细胞组成的生成采用ICEM CFD如图4。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, ,小于1的所有情况。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 如图5。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。

4所示。实验测试用例的描述

4.1。翼尖位移的测量

图的摄影测量单摄像头如图6。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 - - - - - -轴。注意,在翼尖位移 - - - - - -轴方向,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。

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 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7。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 。这表明测量足够准确评估数值结果。

4.2。地面振动测试

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8,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1,分别。

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: 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和泊松比的有限元模型。 平均绩点, 是标准的铝合金的材料属性。优化问题方程(7)是通过在MATLAB优化工具箱解决,最终的解决方案 平均绩点, 。两个模型的固有频率是列在表中1。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。

4.3。风洞试验

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9。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。

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( )。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 。三种情况,即 , ,和 ,用于遵循索恩韦尔的方法。

散度动态压力实验和模拟预测的结果列在表中2。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(2)产量的预测 Pa,同意与实验结果 爸爸当 。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。

一个典型的变形机翼模型风洞试验的过程如图10。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。

5。结果与讨论

机翼静气动弹性变形模型计算的两个角攻击( 和 )。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Pa 和 ,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。

为 ,结果如图所示11。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 ,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。

图12显示的结果情况 。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 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。

数据的曲线数据11和12在表中列出3和4,分别。农产品协定的时 ,中等精度的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 / CSD , ,和 ,分别。表中的数据4表明CFD / CSD有更好的精度 。例如,当动态压力是289 Pa, VLM +线性的相对误差,VLM +非线性和CFD / CSD , ,和 ,分别。这表明当变形很大,高保真模型中需要空气动力计算。

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 和 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5。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。

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13,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 Pa,如图(13日)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13 (b)是这样的 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 Pa,无量纲翼尖位移大于 ,和当地农产品协定的翼根和中跨和 ,分别。如图13 (c),流动分离扩展到中跨站。图13 (d)显示的情况下 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。

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14五顺翼展方向的位置 ,和 。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( )和翼尖( ),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。

这里值得一提的是,在相同的计算资源(CPU: Intel Xeon E5 -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。

6。结论

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。

结论总结如下:(1)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。(2)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。

数据可用性

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。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

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

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