彈性機(jī)翼氣動彈性分析

彈性機(jī)翼氣動彈性分析

氣動彈性仿真分析在飛機(jī)的大傾角結(jié)構(gòu)的作用下，飛機(jī)會發(fā)生很大的彎曲、逆轉(zhuǎn)和變形。因此，雖然我們不能把它簡單地視為一個剛體，但必須考慮一個彈性體。早在20世紀(jì)60年代大型飛機(jī)撓性機(jī)體彈性模態(tài)問題就日顯突出,由于結(jié)構(gòu)彈性改變飛機(jī)氣動參數(shù)和飛機(jī)的特性,氣動特性改變可能加劇機(jī)體變化引起顫振;另一方面飛機(jī)彈性彎曲與控制系統(tǒng)耦合,傳感器不僅感受機(jī)體剛體運動,同時感受機(jī)體彈性彎曲運動,當(dāng)彈性彎曲與舵機(jī)控制耦合時,可能導(dǎo)致飛機(jī)失穩(wěn)或破壞,因此,對于彈性機(jī)翼的氣動彈性工程化建模和動力學(xué)分析是飛機(jī)設(shè)計需要重要考慮的內(nèi)容。本文針對大展弦比機(jī)翼氣動彈性問題,進(jìn)行氣動彈性工程化建模和結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析。應(yīng)用氣動彈性分析理論和方法,對彈性機(jī)翼進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元建模,動力學(xué)特性分析,固有振動分析,并針對垂直陣風(fēng)載荷作用進(jìn)行討論。利用CATIA軟件建立機(jī)翼的結(jié)構(gòu)模型,根據(jù)有關(guān)試驗結(jié)果對靜力學(xué)模型適當(dāng)修正后得到機(jī)翼的動力學(xué)有限元分析模型,對其進(jìn)行固有頻率計算;對垂直陣風(fēng)的影響以偏轉(zhuǎn)舵面的形式,在MSC.adams軟件中動態(tài)顯示出舵面偏轉(zhuǎn)對陣風(fēng)減緩控制的影響。1簡化的計算模型真實的機(jī)翼結(jié)構(gòu)具有無限的自由度,并且由各種不同力學(xué)特性的構(gòu)件所組成,要對結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析計算必須將真實結(jié)構(gòu)簡化為有限的自由度的計算模型。建模原則是:在滿足精度要求的前提下,盡量使模型簡化以減少分析工作量。1.1氣動彈性分析結(jié)構(gòu)模型化的方法和分析目的有關(guān),靜力學(xué)模型與用于氣動彈性分析的動力學(xué)模型有以下差異:(1)靜力分析的任務(wù)是應(yīng)力分析和各種載荷分布情況分析,對于受壓部件必須考慮失穩(wěn)問題;氣動彈性分析的情況一般是微幅自由振動。(2)氣動彈性分析著眼于機(jī)翼的總體剛度特性,而不是結(jié)構(gòu)強(qiáng)度細(xì)節(jié),因而對結(jié)構(gòu)模型化時可以進(jìn)行合理簡化。用于氣動彈性分析的動力學(xué)模型可以通過適當(dāng)修改靜力學(xué)模型得到。靜力學(xué)模型的建立:根據(jù)結(jié)構(gòu)的承力特性,采用梁元,板元,桿元以及剛體元素等基本的有限元元素對機(jī)翼進(jìn)行離散化。動力學(xué)模型的建立:對靜力學(xué)模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)男薷?主要考慮修改那些靜力模型中被忽略的,然而對于動力學(xué)提供重要的整體和局部剛度,以及重要的慣性特性的部分。1.2catia軟件中的模型建立方法把機(jī)翼的氣動外形參數(shù)用一個F(x,y,z)函數(shù)表示,通過另外一個函數(shù)G[L(展長)、Λ(后掠角)、μ(后緣后掠角)、λ(展弦比)、η(根梢比)、S(機(jī)翼面積)...]來描述外形坐標(biāo)參數(shù)F(x,y,z),可以通過上述參數(shù)方便地得到機(jī)翼的氣動外形。在CATIA軟件中進(jìn)行模型建立時,關(guān)鍵在于用參數(shù)、公式、表格、特征等驅(qū)動圖形以達(dá)到改變圖形的目的:(1)利用系統(tǒng)參數(shù)與尺寸約束驅(qū)動圖形(2)利用參數(shù)和公式驅(qū)動圖形(3)利用表格數(shù)據(jù)驅(qū)動圖形。只要修改參數(shù)就可以修改模型,而不必再重新建立模型,能動態(tài)顯示出變化的模型,實時的建模過程,節(jié)約了資源空間,減少重復(fù)工作,極大地提高了效率。表1為機(jī)翼外形的主要參數(shù),圖1為機(jī)翼模型。2結(jié)構(gòu)幾何非線性對氣動彈性的影響在飛行載荷作用下,彈性機(jī)翼會產(chǎn)生很大的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形,結(jié)構(gòu)受載后的平衡態(tài)相對于未變形的結(jié)構(gòu)(飛機(jī)的理論外形)具有明顯的幾何差異,常規(guī)的線性系統(tǒng)求解體系中的小變形假設(shè)已不能成立。在另一方面,通常大展弦比飛機(jī)的翼載并不是很大,結(jié)構(gòu)內(nèi)部的應(yīng)變是微小的,材料的應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系仍處于線彈性范圍內(nèi)。因此,對彈性飛機(jī)進(jìn)行氣動彈性分析,必須要考慮這種大位移小應(yīng)變的效應(yīng),即幾何非線性問題。結(jié)構(gòu)幾何非線性對大展弦比彈性飛機(jī)的影響,主要體現(xiàn)在兩個方面:一是結(jié)構(gòu)整體剛度依賴不同的載荷狀態(tài)而改變;二則是機(jī)翼平面形狀的改變影響到氣動力的分布。考慮幾何大變形的結(jié)構(gòu)動力特性分析基于這樣的假設(shè),即認(rèn)為結(jié)構(gòu)是在大的靜變形平衡位置附近作微幅振動,因而可以沿用線性系統(tǒng)振動理論中的固有頻率和模態(tài)的概念。這個方法稱為“準(zhǔn)模態(tài)”方法,比較適合于工程實用?；凇皽?zhǔn)模態(tài)”方法,結(jié)構(gòu)的振動方程仍然是線性的2.1自由度以及傳統(tǒng)三自由度機(jī)翼氣動力學(xué)模型采用集中參數(shù)的拉格朗日方程,把機(jī)體結(jié)構(gòu)的自由度降到有限值,進(jìn)行足夠精確的近似分析。把結(jié)構(gòu)分成不連續(xù)的質(zhì)量塊,將有限個剛體質(zhì)量塊用無質(zhì)量的連接件連接起來代替飛行器,假定連接件和它們所代替的物理結(jié)構(gòu)具有相同的彈性描述機(jī)翼彎曲的三個方程為式(1)的矩陣形式為對于一般的三自由度系統(tǒng),(2)式展開假設(shè)(3)式解的形式為q將q簡化為若式(4)有非零解,則A2.2彈性機(jī)翼模型分析(1)彈性機(jī)翼受力分析網(wǎng)格劃分:使用有限元方法對彈性機(jī)翼進(jìn)行離散化建模,有限元模型參考真實機(jī)翼尺寸進(jìn)行建模,具有很好的幾何與物理一致性。機(jī)翼的蒙皮、翼肋、翼梁等均采用彎曲板元素描述。由于機(jī)翼運用彎曲板元構(gòu)造,故這里選用四邊形網(wǎng)格作為網(wǎng)格劃分的類型,如圖3所示。動力學(xué)分析:根據(jù)機(jī)翼與機(jī)身的連接方式,將模型在根部連接點位置固支,施加垂直向下均布載荷(模擬垂直陣風(fēng))作用。如圖4主應(yīng)力和位移分布圖(顏色代表大小,豎軸越往上值越大),表2為最大位移和應(yīng)力。機(jī)翼在受到垂直載荷作用時,翼根處應(yīng)力最集中,翼尖處發(fā)生了最大的變形。在分析彈性機(jī)翼振動控制時,可以采用飛行控制方案,以減輕翼根應(yīng)力的集中,在翼尖處,要著重考慮其過大的彈性變形。(2)模態(tài)分析依據(jù)機(jī)翼與機(jī)身的連接方式,將模型在根部連接點位置固支,彎曲和扭轉(zhuǎn)情況如圖5所示固有模態(tài)計算結(jié)果如表3?？梢?大展弦比彈性機(jī)翼以彎曲變形為主,而扭轉(zhuǎn)變形相對較小。由表3可知,一階振動頻率較小,對于計算中可能會出現(xiàn)的局部模態(tài)可以通過對有限元模型進(jìn)行修正,改善其動力學(xué)特性。3基于反饋控制的動態(tài)誤差仿真大型彈性機(jī)翼在飛行中受到各種環(huán)境因素的影響,動態(tài)的顯示出其運動狀態(tài),對于分析和設(shè)計飛行控制系統(tǒng)是很有意義的。陣風(fēng)對飛機(jī)的影響,通常通過測量機(jī)翼法向載荷的大小,設(shè)計相應(yīng)的反饋控制,并按照設(shè)計的控制律偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的副翼、擾流板及內(nèi)側(cè)襟翼等操縱面,抑制陣風(fēng)載荷產(chǎn)生的振動,從而改變機(jī)翼載荷分布,減輕結(jié)構(gòu)疲勞,改善乘坐舒適性本文利用MSC.adams軟件,仿真采用垂直均勻陣風(fēng)載荷3000N/m仿真結(jié)果表明,采用反饋控制,通過調(diào)節(jié)副翼偏轉(zhuǎn),可以有效減緩陣風(fēng)的影響,降低結(jié)構(gòu)疲勞應(yīng)力,消除可能因此而引起的顫振。4