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超临界机翼抖振边界精确预测方法研究: 超临界机翼的抖振对大型运输机的安全性和稳定性有着极大的影响,如何高效准确地确定抖振边界一直是备受关注的研究热点。目前获取抖振边界主要有风洞抖振试验和气动数据分析两种方法,考虑到风洞抖振试验需要耗费大量的人力物力成本,而针...; 王紫浩; 关键词：超临界机翼抖振边界

基于LSTM的超临界机翼抖振边界预测方法被引量：1: 2024年; 超临界机翼的抖振对运输机的安全性和稳定性有着极大的影响,如何高效准确地确定抖振边界一直是备受关注的研究热点。针对CHN-T1型运输机标模,构建了一种基于长短时记忆(long short-term memory, LSTM)神经网络的超临界机翼抖振边界预测框架。根据CHN-T1标模的计算数据,设计了基于LSTM的气动力系数预测模型和抖振起始迎角判定模型,用于准确预测给定马赫数下气动力系数的变化趋势,并且实现了抖振起始迎角的快速判定;通过整合抖振起始迎角数据确定了CHN-T1标模的抖振边界,并用风洞试验数据验证了结果的准确性。研究结果显示,LSTM模型对气动力系数变化趋势有良好的预测能力,其均方根误差维持在2%以内;同时,在抖振起始迎角的判定方面表现出色,抖振边界的误差保持在2%以内。这些结果验证了该方法在抖振边界预测中的可靠性和准确性,为超临界机翼的抖振研究提供了有力支持。; 王紫浩李滚刘大伟陈德华陈德华; 关键词：超临界机翼抖振边界

运输类飞机抖振边界试飞方法研究: 2018年; 确定抖振边界是保证飞机舒适性和安全性及研究飞机抖振问题的重要试飞科目。文中阐述了抖振的形成机理,对抖振边界试飞方法的原理进行了研究,并对比分析了平飞加减速和收敛转弯2种试飞方法的优缺点。对抖振边界进行了试验设计,分析了重心、质量、高度,以及法向过载限制对试验的影响;提出了一种通过时域和频域内振动加速度峰峰值标准结合来判定初始抖振点的方法,通过此方法,对某型飞机抖振边界的试飞数据进行了处理和分析,并最终给出了某型飞机的抖振边界。; 张颖杨媚郭腾; 关键词：抖振边界振动加速度频域

弹性特征对跨声速抖振边界的影响研究: 2017年; 跨声速抖振直接影响飞机结构强度和疲劳寿命,易引发飞行事故。对于刚性静止翼型,其跨声速抖振特性仅与来流状态参数(马赫数、迎角和雷诺数)有关。该文通过释放翼型的俯仰自由度,采用非定常雷诺平均N-S方程建立了流场和结构的耦合求解方法,研究翼型结构弹性特征对跨声速抖振始发边界的影响。研究发现,结构固有频率对弹性支撑翼型的抖振边界影响较大,系统会在更小的来流迎角下失稳;而质量比对抖振边界影响较小。弹性支撑翼型的抖振始发迎角较刚性静止翼型的抖振起始迎角降低了近1°,因此翼型的弹性特征是跨声速抖振研究的重要因素。; 高传强张伟伟叶正寅; 关键词：跨声速流动抖振抖振边界

切向吹气对跨声速抖振边界及载荷的控制作用: 2017年; 针对限制客机及运输机飞行包线的跨声速抖振问题,该文采用数值模拟方法研究了基于Venturi管的切向狭缝吹气对其边界及载荷的控制作用。结果表明:在上翼面激波位置附近进行切向狭缝吹气控制,能增大跨声速抖振的始发迎角,且在迎角大于抖振始发迎角条件下显著增大升力;不同抖振迎角条件下,不同吹气位置、不同吹气总压比的切向狭缝吹气结果表明,在上翼面激波上游位置吹气,能有效抑制激波振荡,从而显著降低激波抖振强度并同时弱化分离泡之间的相互作用,进而形成了高频低能量激励;吹气总压比变化对该位置吹气的控制效果基本无影响;在激波中间位置及激波下游位置吹气,虽然也对抖振荷载有一定减缓作用但效果不显著。; 党会学赵均海杨智春; 关键词：跨声速抖振边界

跨音速抖振边界附近若干气动弹性问题研究: 跨音速颤振和跨音速抖振都是经典的跨音速气动弹性问题，它们有可能导致飞行器结构的破坏，常常影响新型号的研制进程。学术界普遍认为抖振问题的流固耦合特性较弱，常采用解耦方法基于刚硬机翼开展研究，而实际上机翼的弹性特征对跨音速抖...; 高传强; 关键词：飞行器解耦方法模态耦合气动弹性

着陆构型下民机机翼的抖振边界仿真预计被引量：1: 2013年; 针对某中型民机在着陆构型下的抖振问题,进行了抖振边界(抖振始发攻角)的仿真预计。在生成流场计算网格时,采用非结构四面体网格划分,并用三棱柱网格对机翼表面的边界层进行局部细化,应用有限体积空间离散法和二阶LUSGS-τTs隐式时间推进法对基于雷诺平均的N-S方程(RANS)进行求解,选用SST二方程湍流模型来模拟湍流。根据N-S方程的定常计算结果,综合应用机翼表面流线、升力曲线斜率变化曲线、俯仰力矩斜率变化曲线这3种判据,对该飞机在着陆构型下机翼抖振的始发攻角进行了合理的预计分析。; 刘金利杨智春; 关键词：抖振边界

一种预计机翼跨音速抖振边界的高精度方法被引量：2: 2013年; 在用定常气动参数对机翼跨音速抖振边界进行仿真预计时,由于有些流场条件下的气动参数在抖振始发攻角附近变化不明显,给抖振边界的准确预计带来困难。因而提出了确定抖振始发攻角的气动参数曲线最大曲率法,通过求解机翼不同攻角下的定常流场N-S方程,获得机翼的升力系数、俯仰力矩系数和后缘压力系数,用四次多项式分别对这些气动参数进行曲线拟合,得到各种曲线的曲率方程,由曲率的极大值点确定抖振始发攻角。用该方法对一个NACA0012翼型在0.775马赫下的抖振始发攻角的仿真预计结果与风洞试验得到的抖振始发攻角对比表明具有较高的预计精度。; 杨智春刘金利; 关键词：抖振边界气动参数

Mini-TED对跨声速抖振边界影响的数值分析被引量：2: 2012年; 翼型的抖振边界是一项重要的气动指标,它的重要性仅次于升阻比。在跨声速流场中,激波抖振对飞行器的气动效率、操控和结构安全均会产生严重影响。激波抖振边界的确定与翼型气流分离密切相关,本文采用定常方法求解RANS方程,以升力线斜率平缓及激波位置振荡为判据,确定RAE2822翼型的合理抖振边界,并以同样的方法确定微小后缘装置(Mini-TED)打开后的抖振边界。通过Mini-TED打开前后翼型的气动性能对比可以看出,Mini-TED在抖振攻角附近能起到稳定激波抖振的同时显著提高升力系数。本文计算结果表明Mini-TED在跨声速来流条件下可将激波抖振升力系数提高9%～13%。; 饶盼周华; 关键词：跨声速流动

激波控制鼓包提高翼型跨声速抖振边界被引量：11: 2011年; 翼型抖振边界是仅次于升阻比的一项重要气动指标。采用定常雷诺平均Navier-Stokes方程,以升力线斜率平缓及激波位置振荡作为基本判据确定了RAE2822翼型在指定跨声速来流条件下的抖振边界。通过大量计算流体力学(CFD)验证,针对RAE2822翼型设计了一种特定外形的激波控制鼓包并确定了其具体安装位置。该激波控制鼓包在抖振迎角附近可以显著降低激波强度、稳定激波位置并推迟抖振现象发生,最终达到扩大抖振边界的目的,其在设计跨声速来流条件下可将抖振升力系数提高5%～10%;而当迎角较小或超过抖振迎角后该激波控制鼓包不会对基本翼型的气动性能产生较大影响。; 田云刘沛清彭健; 关键词：激波跨声速流动抖振

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