合，易引發(fā)熱氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性問(wèn)題[1]。新型復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用，使得壁板結(jié)構(gòu)易出現(xiàn)極限環(huán)振蕩、混沌等復(fù)雜非線性熱氣動(dòng)彈性響應(yīng)形式，影響飛行安全，亟需開(kāi)展壁板結(jié)構(gòu)非線性熱氣動(dòng)彈性分析方法研究[2-3]。大變形引起的幾何非線性和非定常氣動(dòng)力的高效預(yù)示是非線性熱氣動(dòng)彈性分析應(yīng)考慮的主要問(wèn)題。壁板顫振、超聲速顫振和熱顫振廣泛采用簡(jiǎn)單、高效的活塞理論預(yù)示非定常氣動(dòng)力[4-8]，活塞理論也在應(yīng)用中不斷改進(jìn)和發(fā)展[9]，先后提出了Van Dyke活塞理論[10]、當(dāng)?shù)亓骰?/div>

強(qiáng)度與環(huán)境 2022年5期2022-12-02

，傳統(tǒng)的線性氣動(dòng)彈性分析手段無(wú)法滿足要求，對(duì)此類大變形的柔性飛機(jī)不能進(jìn)行準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)描述和氣動(dòng)力建模，由此提出了大變形幾何非線性[3-4]氣動(dòng)彈性載荷設(shè)計(jì)技術(shù)。本文通過(guò)研究結(jié)構(gòu)幾何非線性效應(yīng)以及曲面氣動(dòng)力效應(yīng)[5]對(duì)靜氣動(dòng)彈性載荷的影響，詳細(xì)分析了民用飛機(jī)考慮非線性效應(yīng)的彈性載荷分布特性，通過(guò)比較線性與非線性彈性載荷的差異，表明了在對(duì)大柔性飛機(jī)進(jìn)行靜氣動(dòng)彈性載荷分析時(shí)，必須同時(shí)考慮結(jié)構(gòu)非線性和氣動(dòng)力非線性。1 計(jì)算方法在進(jìn)行工程分析時(shí)，線性靜氣動(dòng)彈性載

引言翼面的靜氣動(dòng)彈性是飛行器設(shè)計(jì)必須考慮的問(wèn)題，它涉及到氣動(dòng)力與結(jié)構(gòu)彈性變形之間的耦合。隨著飛行器速度越來(lái)越快，氣動(dòng)加熱引起翼面結(jié)構(gòu)溫度升高［1-3］，導(dǎo)致翼面結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化［4-5］，并由此提出了熱靜氣動(dòng)彈性的問(wèn)題，熱靜氣動(dòng)彈性的研究對(duì)高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)至關(guān)重要。最早的高超聲速翼面熱靜氣動(dòng)彈性分析方法假設(shè)翼面結(jié)構(gòu)具有均勻的溫度場(chǎng)分布，分析不同溫度下的翼面熱剛度，并在此熱剛度下進(jìn)行翼面的靜氣動(dòng)彈性分析。隨著氣動(dòng)熱分析技術(shù)研究的深入，一些學(xué)者采用以Eck

大量關(guān)于翼型氣動(dòng)彈性響應(yīng)預(yù)測(cè)和分析的研究［1-3］。作用在機(jī)翼上的亞音速來(lái)流，通常采用Theodorsen理論來(lái)進(jìn)行氣動(dòng)力建模［4-5］。在該理論中，升力和俯仰力矩系數(shù)均由卷積積分建立［6］。由于系統(tǒng)方程同時(shí)包含微分和積分算子，因此使用數(shù)值方法直接求解是相當(dāng)困難的［6］。并且從計(jì)算的角度來(lái)看，求解積分方程比解微分方程困難得多。眾所周知，通過(guò)Newmark-β法等時(shí)程積分方法［7-8］，可以方便地模擬僅包含微分算子的狀態(tài)空間模型。但倘若同時(shí)存在積分項(xiàng)，此類振

040）引言氣動(dòng)彈性是研究飛行器在相對(duì)氣流中、氣動(dòng)力和彈性力相互作用下的力學(xué)行為的一門(mén)學(xué)科，在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中占有相當(dāng)重要的地位［1］.考慮氣動(dòng)彈性問(wèn)題時(shí)，主要是設(shè)計(jì)合理、可行的剛度分布，因此剛度設(shè)計(jì)成為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的首要任務(wù)，也是后續(xù)設(shè)計(jì)的重要依據(jù).飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，常常需要進(jìn)行結(jié)構(gòu)再設(shè)計(jì)，以滿足氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性要求［2］.以往，飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)都是串行開(kāi)展的，通常采用剛性飛機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)外形初始設(shè)計(jì)，然后根據(jù)氣動(dòng)外形進(jìn)行載荷和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì).這種傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法

松間隙非線性氣動(dòng)彈性系統(tǒng)顫振及控制問(wèn)題研究進(jìn)展李家旭1田瑋2谷迎松2(1 陜西飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）公司設(shè)計(jì)院，漢中，723213；2 西北工業(yè)大學(xué)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與控制研究所，西安，710072)含有間隙結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)彈性系統(tǒng)非線性顫振問(wèn)題是飛行器氣動(dòng)彈性力學(xué)工程領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)和難點(diǎn)。根據(jù)目前現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)及更大機(jī)動(dòng)性能的發(fā)展趨勢(shì)，非線性顫振問(wèn)題日益突出，直接關(guān)系到飛行器的安全與性能。因此綜述了近幾十年來(lái)帶間隙非線性的非線性氣動(dòng)彈性力學(xué)模型、非線性系統(tǒng)辨識(shí)及非

，固定翼下的氣動(dòng)彈性系統(tǒng)建模已經(jīng)成熟，ZAERO 軟件和NASTRAN 中的氣動(dòng)彈性分析模塊均可對(duì)固定翼飛行器進(jìn)行顫振速度的計(jì)算和動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析.而在可變后掠機(jī)翼的氣動(dòng)彈性建模和分析方面的研究較少.飛行器在變體過(guò)程中，系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性隨著變體控制參數(shù)的變化而變化，相應(yīng)的氣動(dòng)彈性方程本質(zhì)上是隨參數(shù)時(shí)變的.對(duì)于參數(shù)慢變情形，可采用時(shí)間凍結(jié)法，獲得某一變體參數(shù)下的氣動(dòng)彈性模型.在變體飛機(jī)方面，Zhao 和Hu[4]和Huang 等[5]提出了一種利用子結(jié)構(gòu)綜合和偶

參數(shù)的參數(shù)化氣動(dòng)彈性模型,在全參數(shù)空間內(nèi)實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)彈性力學(xué)行為的高效、高精度預(yù)測(cè),是變體飛行器研制過(guò)程中亟待解決的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題.當(dāng)前變體飛行器動(dòng)力學(xué)建模研究可分為兩大類:一類是多剛體動(dòng)力學(xué)模型(如Newton-Euler 方法[6-8]、Lagrange 方法[9-10]、Kane 方法[11-13]等);另一類是柔性體動(dòng)力學(xué)模型(如浮動(dòng)坐標(biāo)法[14]、絕對(duì)節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)法[15-16]等).相較于多剛體動(dòng)力學(xué)模型,柔性體動(dòng)力學(xué)模型更加貼近工程實(shí)際狀況且能夠應(yīng)用于折

展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性進(jìn)行了研究[6]。航天航空領(lǐng)域和船舶與海洋工程領(lǐng)域中,失速問(wèn)題對(duì)飛行器的機(jī)翼、水下航行器的控制舵和高速船舶的水翼等舵面結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和使用產(chǎn)生重大的影響。尤其在失速狀態(tài)下,機(jī)翼、舵葉可能發(fā)生非線性顫振,進(jìn)而會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼、舵葉結(jié)構(gòu)發(fā)生持續(xù)的振動(dòng),誘發(fā)結(jié)構(gòu)疲勞損傷。因而,對(duì)于失速下的顫振分析是十分必要的。通過(guò)對(duì)翼型顫振進(jìn)行時(shí)域分析,可以有效預(yù)測(cè)翼型顫振速度,并且直觀展現(xiàn)氣動(dòng)彈性響應(yīng)。對(duì)于建立在非定常力氣動(dòng)模型基礎(chǔ)上的氣動(dòng)彈性問(wèn)題的研究是于2

CSD)建立氣動(dòng)彈性分析系統(tǒng)求解顫振，但在跨聲速時(shí)該方法的預(yù)測(cè)精度大幅下降。而基于計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)耦合計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的高精度氣動(dòng)彈性分析方法迅速發(fā)展，成為研究人員分析與改善跨聲速顫振問(wèn)題時(shí)的首選。但是，基于CFD/CSD的高精度氣動(dòng)彈性時(shí)域分析方法計(jì)算效率低下，嚴(yán)重制約著其在工程中的應(yīng)用，而基于系統(tǒng)辨識(shí)的降階模型(Reduce-order Model, ROM)是解決這一問(wèn)題的主要方法之一。

要：機(jī)翼的氣動(dòng)彈性直接關(guān)系著飛行的安全與穩(wěn)定，有關(guān)氣動(dòng)彈性的研究對(duì)于提高飛機(jī)的性能十分重要，國(guó)內(nèi)外的專家學(xué)者為此做了大量的研究工作。本文對(duì)國(guó)內(nèi)外機(jī)翼氣動(dòng)彈性的研究工作從結(jié)構(gòu)模型、氣動(dòng)力模型、分析方法等方面進(jìn)行了簡(jiǎn)單的總結(jié)和評(píng)述，特別是關(guān)于機(jī)翼顫振方面的研究，并提出了未來(lái)分析機(jī)翼氣動(dòng)彈性可能的發(fā)展方向和一種新思路。關(guān)鍵詞：機(jī)翼? 氣動(dòng)彈性? 性能? 顫振中圖分類號(hào)：V211? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ?

理出大型飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)，并進(jìn)行深入研究。關(guān)鍵詞 大型飛機(jī);設(shè)計(jì);氣動(dòng)彈性;關(guān)鍵技術(shù)氣動(dòng)彈性直接關(guān)系飛機(jī)的飛行安全，一旦發(fā)生氣動(dòng)彈性失穩(wěn)，通常會(huì)導(dǎo)致災(zāi)難性的后果，因此，需要通過(guò)嚴(yán)謹(jǐn)細(xì)致的計(jì)算分析和大量可靠的相關(guān)試驗(yàn)來(lái)確保飛機(jī)的氣動(dòng)彈性滿足要求。1翼面剛度指標(biāo)設(shè)計(jì)技術(shù)剛度是決定翼面在一定載荷作用下變形情況的關(guān)鍵因素，而翼面變形情況又影響翼面的載荷分布，同時(shí)直接影響操縱面的操縱效率和反效速度，也直接影響著飛機(jī)的總體性能。因此，翼面剛度在飛機(jī)設(shè)計(jì)中具有舉

摘 ?要：氣動(dòng)彈性是航天領(lǐng)域的一個(gè)重要概念，早在上世紀(jì)初期飛機(jī)誕生時(shí)，人們就發(fā)現(xiàn)了機(jī)翼的氣動(dòng)彈性問(wèn)題。如果不能有效控制氣動(dòng)彈性，將可能導(dǎo)致機(jī)翼折斷等嚴(yán)重后果。對(duì)于無(wú)人控制的飛行器來(lái)說(shuō)，控制氣動(dòng)彈性的難度更大?；诖耍疚木歪槍?duì)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)彈性問(wèn)題展開(kāi)研究，在闡述其分類和特征的基礎(chǔ)上，針對(duì)氣動(dòng)彈性的控制展開(kāi)探討，希望能為相關(guān)人士提供些許參考。關(guān)鍵詞：無(wú)人機(jī);氣動(dòng)彈性;飛行事故中圖分類號(hào)：V211.47;V279 ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：2096-

形式，這使得氣動(dòng)彈性問(wèn)題更為突出。為了解決大型飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼這種涉及多學(xué)科耦合的氣動(dòng)彈性問(wèn)題，常常需要引入氣動(dòng)彈性剪裁技術(shù)對(duì)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行綜合和折中。國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼的氣動(dòng)彈性剪裁進(jìn)行了研究，分別對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)［2～6］。但是目前大多數(shù)氣動(dòng)彈性剪裁設(shè)計(jì)只考慮了蒙皮的厚度為設(shè)計(jì)變量，并沒(méi)有引入鋪層比例、鋪層順序等設(shè)計(jì)變量，沒(méi)有充分利用復(fù)合材料的性能。并且，氣動(dòng)彈性剪裁時(shí)常常需要考慮顫振、發(fā)散、固有頻率、變形、強(qiáng)度、載荷等各種約束條件

在機(jī)翼結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)彈性問(wèn)題上，連接翼有別于傳統(tǒng)的單翼布局機(jī)翼。LIVNE總結(jié)了2001年之前關(guān)于連接翼結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性研究的現(xiàn)狀和面臨的挑戰(zhàn)，指出在進(jìn)行連接翼氣動(dòng)彈性分析時(shí)必須考慮機(jī)翼的屈曲和氣動(dòng)彈性之間的耦合情況，并且屈曲是比顫振影響更大的失穩(wěn)模式[2]。WEISSHAAR等研究了連接翼結(jié)構(gòu)的體自由度顫振問(wèn)題，認(rèn)為體自由度顫振受機(jī)翼后掠角和飛行器質(zhì)心位置的影響較大，應(yīng)該在設(shè)計(jì)中予以考慮[3]。LEE等采用分段線性方法研究了時(shí)域下考慮屈曲影響的連接翼非線性氣動(dòng)彈

斷增大，忽略氣動(dòng)彈性效應(yīng)將使其性能偏離原設(shè)計(jì)值，甚至產(chǎn)生破壞[2]。因此，研究氣動(dòng)彈性問(wèn)題對(duì)大型葉片的設(shè)計(jì)具有重要意義。許多學(xué)者已展開(kāi)了相關(guān)研究工作[1-6]，但側(cè)重點(diǎn)大多偏向于氣動(dòng)性能分析，鮮有同時(shí)對(duì)結(jié)構(gòu)性能進(jìn)行研究的報(bào)道。本文提出一種基于動(dòng)量葉素理論與有限元法相結(jié)合的方法，對(duì)某1.5 MW葉片進(jìn)行考慮氣動(dòng)彈性效應(yīng)的氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)性能研究。1 葉片氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)性能計(jì)算模型1.1 葉片氣動(dòng)性能計(jì)算模型采用動(dòng)量葉素理論計(jì)算載荷與葉片氣動(dòng)性能。作用在長(zhǎng)度為dr的葉素

降階模型，是氣動(dòng)彈性力學(xué)研究的重要組成部分和關(guān)鍵技術(shù)之一?；贑FD技術(shù)的氣動(dòng)彈性分析對(duì)氣體流動(dòng)的刻畫(huà)越細(xì)致，則氣動(dòng)彈性系統(tǒng)的維數(shù)就越高，從而導(dǎo)致氣動(dòng)彈性模擬計(jì)算時(shí)間耗費(fèi)巨大，特別是涉及氣動(dòng)彈性優(yōu)化問(wèn)題時(shí)，有時(shí)能達(dá)到難以接受的地步。因此，發(fā)展非定常氣動(dòng)力降階模型ROM（Reduced Order Model）已成為一個(gè)熱門(mén)的研究領(lǐng)域?；跉鈩?dòng)力降階模型的氣動(dòng)彈性分析，可以快速求解該氣動(dòng)彈性系統(tǒng)對(duì)任意輸入的響應(yīng)，僅需利用CFD求解器求解給定狀態(tài)下流場(chǎng)的輸入輸

質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和氣動(dòng)彈性方面將面臨巨大的技術(shù)壓力。1 高超聲速氣動(dòng)彈性計(jì)算方法近期研究進(jìn)展近十幾年來(lái)，針對(duì)高超聲速熱氣動(dòng)彈性的研究有了長(zhǎng)足進(jìn)步，國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者都對(duì)其進(jìn)行了總結(jié)分析。McNamara[2]對(duì)2011年以前國(guó)外熱氣動(dòng)彈性的發(fā)展、現(xiàn)狀和未來(lái)進(jìn)行了詳細(xì)的總結(jié)和介紹。楊超[3-4]綜述了高超聲速熱氣動(dòng)彈性以及氣動(dòng)伺服彈性的進(jìn)展，提出了高超聲速飛行器在氣動(dòng)彈性領(lǐng)域需要解決和關(guān)注的若干問(wèn)題。陳剛[5]全面系統(tǒng)地介紹了非定常流場(chǎng)降階模型的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展。Gup

50003)氣動(dòng)彈性力學(xué)問(wèn)題在航空航天技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展初期就已經(jīng)出現(xiàn)。早在1903年Langley進(jìn)行他的“空中旅行者”號(hào)有動(dòng)力飛機(jī)試飛時(shí)就出現(xiàn)了機(jī)翼氣動(dòng)彈性發(fā)散問(wèn)題[1]，導(dǎo)致了機(jī)翼折斷。第一次世界大戰(zhàn)中，德國(guó)戰(zhàn)機(jī)AlbatrosD-III和FokkerD-VIII也由于氣動(dòng)彈性發(fā)散而發(fā)生了致命的破壞。20世紀(jì)50年代初期，隨著飛行器進(jìn)入超音速范圍，新出現(xiàn)的氣動(dòng)彈性問(wèn)題引起了諸多學(xué)者的關(guān)注和深入研究，從而使用氣動(dòng)彈性力學(xué)開(kāi)始快速發(fā)展，并形成了一門(mén)獨(dú)立的學(xué)科

類新的非線性氣動(dòng)彈性問(wèn)題開(kāi)始受到關(guān)注，即大柔性飛行器的大變形幾何非線性氣動(dòng)彈性問(wèn)題。采用輕質(zhì)材料的大展弦比機(jī)翼是該問(wèn)題的主要研究對(duì)象，其力學(xué)本質(zhì)在于結(jié)構(gòu)求解中的小變形假設(shè)不再適用，結(jié)構(gòu)受力變形后的平衡態(tài)相對(duì)未變形的結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)明顯的幾何差異，結(jié)構(gòu)的承載和變形狀態(tài)引起的幾何非線性因素使得結(jié)構(gòu)靜、動(dòng)特性發(fā)生改變，并且改變靜、動(dòng)氣動(dòng)彈性耦合關(guān)系，從而使氣動(dòng)彈性的研究及應(yīng)用面臨新的挑戰(zhàn)。幾何非線性氣動(dòng)彈性的研究從理論方面與一般氣動(dòng)彈性力學(xué)主要有以下區(qū)別：其一為結(jié)構(gòu)幾何

的軟件基礎(chǔ)，氣動(dòng)彈性問(wèn)題的數(shù)值模擬屬于典型的多學(xué)科耦合數(shù)值模擬問(wèn)題。始于2010年、由AIAA組織的DPW(Drag Prediction Workshop)系列會(huì)議已經(jīng)成功舉辦了六屆，其主要目的是評(píng)估現(xiàn)代CFD技術(shù)模擬運(yùn)輸機(jī)高速構(gòu)型的阻力預(yù)測(cè)能力，為CFD技術(shù)下一步的發(fā)展提出建議和意見(jiàn)。為考核現(xiàn)有流固耦合軟件的數(shù)值模擬能力，2016年6月召開(kāi)的第六屆DPW組委會(huì)將CRM(Common Research Model)翼身組合體模型的流固耦合數(shù)值模擬(Cas

同作用下的靜氣動(dòng)彈性變形問(wèn)題越來(lái)越突出。隨著級(jí)負(fù)荷的進(jìn)一步提高，葉型幾何形狀細(xì)微差別都將使得壓氣機(jī)工作偏離理想設(shè)計(jì)工況，非設(shè)計(jì)工況甚至引起葉片的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和疲勞壽命問(wèn)題。因此，研究小展弦比壓氣機(jī)葉片不同工作轉(zhuǎn)速下的靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題，對(duì)于高性能渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)十分重要。壓氣機(jī)葉片工作過(guò)程中因承受氣動(dòng)力、離心力和非均勻溫度載荷，導(dǎo)致葉片產(chǎn)生一定的靜氣動(dòng)彈性變形，從而影響葉片氣動(dòng)性能。國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)此開(kāi)展了大量的研究工作。Mahajan等[3]分析了GE公司E3發(fā)

（Vibration UTC,Mechanical Engineering，Imperial College London,London,UK）0 IntroductionUnsteady turbulent high-speed compressible flows often give rise to complex aeroelasticity phenomena by influencing the dynamic behaviour of str

聲速范圍內(nèi)靜氣動(dòng)彈性造成的飛機(jī)升力損失最大，使焦點(diǎn)前移最甚[2]。隨著氣動(dòng)彈性計(jì)算技術(shù)的進(jìn)步，近年來(lái)國(guó)內(nèi)外在這方面已經(jīng)開(kāi)展了大量的研究工作。70年代，基于線化位流理論發(fā)展起來(lái)的面元法開(kāi)始廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的氣動(dòng)彈性計(jì)算，現(xiàn)在采用該方法的NASTRAN等商業(yè)軟件仍被許多工程單位廣泛使用[3]。1974年，Ballhaus與Steger提出了一種二維全隱式有限差分格式構(gòu)造方法，這個(gè)方法導(dǎo)致了第一個(gè)專業(yè)氣動(dòng)彈性計(jì)算軟件LTRANS的誕生。80年代初期，跨聲速小擾動(dòng)方

機(jī)翼跨聲速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)郭洪濤1,2,*,陳德華1,呂彬彬2,余 立2,祖孝勇2(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽(yáng) 621000;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽(yáng) 621000)基于靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)研究了某翼身組合體的跨聲速靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)。試驗(yàn)結(jié)果表明：在設(shè)計(jì)巡航點(diǎn)，靜氣動(dòng)彈性對(duì)大展弦比超臨界機(jī)翼的氣動(dòng)特性影響明顯，可使機(jī)翼的升力系數(shù)降低21%、升阻比增加8%、焦點(diǎn)前移約1%bA；在超

個(gè)新的非線性氣動(dòng)彈性模型,對(duì)低速流場(chǎng)中柔性懸臂板的后顫振響應(yīng)特性進(jìn)行了分析。建模中考慮了結(jié)構(gòu)幾何非線性、氣動(dòng)力非線性以及兩者之間的強(qiáng)耦合效應(yīng)。通過(guò)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)所建立的氣動(dòng)彈性模型進(jìn)行了驗(yàn)證。發(fā)現(xiàn)在低速流場(chǎng)中柔性懸臂板可能會(huì)以周期加倍的方式進(jìn)入混沌運(yùn)動(dòng)。結(jié)構(gòu)幾何非線性效應(yīng)和翼尖渦引起的非定常氣動(dòng)力效應(yīng)對(duì)柔性懸臂板的結(jié)構(gòu)響應(yīng)有顯著影響，而尾渦變形引起的非定常氣動(dòng)力對(duì)結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的影響較小。還研究了不同耦合算法的差異，給出了小展弦比大柔性結(jié)構(gòu)非線性氣動(dòng)彈性數(shù)值仿真時(shí)耦

而導(dǎo)致機(jī)翼的氣動(dòng)彈性非線性.大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的設(shè)計(jì)分析方法與傳統(tǒng)機(jī)翼有很大不同.為研究大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的進(jìn)展，并預(yù)測(cè)其未來(lái)可能的發(fā)展方向，對(duì)現(xiàn)有大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)方法進(jìn)行分析總結(jié).首先，對(duì)大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法、結(jié)構(gòu)分析方法進(jìn)行了介紹；然后，介紹了兩類用于大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)力分析方法：基于片條理論和二元非定常氣動(dòng)力相結(jié)合的氣動(dòng)力分析方法以及考慮展向流動(dòng)效應(yīng)的三維氣動(dòng)力分析方法，重點(diǎn)總結(jié)了復(fù)合材料大展弦比機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性、動(dòng)

IP軟件的靜氣動(dòng)彈性計(jì)算模塊開(kāi)發(fā)及精度驗(yàn)證孫 巖1,2, 黃 勇2, 王運(yùn)濤2,*, 孟德虹2, 王 昊2(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000)在結(jié)構(gòu)網(wǎng)格流場(chǎng)求解軟件TRIP基礎(chǔ)上，發(fā)展了一套靜氣動(dòng)彈性計(jì)算模塊。首先簡(jiǎn)要介紹了靜氣動(dòng)彈性計(jì)算模塊總體架構(gòu)、構(gòu)成單元和耦合策略，然后詳細(xì)介紹了構(gòu)成單元中采用的一些數(shù)值計(jì)算方法。最

對(duì)全動(dòng)舵面熱氣動(dòng)彈性的影響1)劉成2)葉正寅 葉坤(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072)高超聲速附面層的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)一直是流體力學(xué)研究中的難點(diǎn)，轉(zhuǎn)捩前后物面的摩擦系數(shù)和傳熱系數(shù)會(huì)發(fā)生改變，轉(zhuǎn)捩位置的不同會(huì)影響到飛行器表面熱環(huán)境，進(jìn)而使得飛行器的氣動(dòng)彈性特性發(fā)生顯著變化.鑒于高超聲速附面層轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)的不確定性，本文分析了轉(zhuǎn)捩位置對(duì)高超聲速全動(dòng)舵面熱氣動(dòng)彈性的影響.首先分別用層流模型和湍流模型求解N-S方程,得到氣動(dòng)熱環(huán)境，并對(duì)氣動(dòng)熱進(jìn)行參數(shù)化；然后在不同轉(zhuǎn)捩位

長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈的氣動(dòng)彈性降階模型1)楊執(zhí)鈞?黃 銳?劉豪杰?趙永輝?胡海巖?,2)王 樂(lè)??(南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016)?(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京100076)對(duì)于大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈，需要在設(shè)計(jì)階段準(zhǔn)確計(jì)算氣動(dòng)彈性/氣動(dòng)伺服彈性，但其復(fù)雜的氣動(dòng)力給計(jì)算帶來(lái)困難，因此氣動(dòng)力降階模型是突破大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈跨音速氣動(dòng)彈性分析與控制瓶頸的關(guān)鍵技術(shù).雖然氣動(dòng)力模型降階方法已在預(yù)測(cè)二維機(jī)翼結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)彈性方面取得重要進(jìn)展，但幾乎未見(jiàn)關(guān)于

大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)王斐1， 李秋彥1， 謝長(zhǎng)川2， 孟楊2(1.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 成都610091；2.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京100191)針對(duì)大展弦比機(jī)翼飛機(jī)自身特點(diǎn)，在結(jié)構(gòu)大變形情況下，將彈性力學(xué)幾何非線性理論引入到大柔性飛行器的氣動(dòng)彈性力學(xué)分析中，建立完整的幾何非線性氣動(dòng)彈性分析方法框架。該方法主要包含兩方面：結(jié)構(gòu)非線性剛度和曲面氣動(dòng)力的計(jì)算。結(jié)合優(yōu)化設(shè)計(jì)，為了提高優(yōu)化設(shè)計(jì)效率，針對(duì)迭代過(guò)程進(jìn)行有效簡(jiǎn)化?；贗SIG

式無(wú)人機(jī)的靜氣動(dòng)彈性參數(shù)響應(yīng)及不同舵面的操縱效率。首先通過(guò)氣動(dòng)結(jié)構(gòu)松耦合技術(shù)研究了飛翼無(wú)人機(jī)靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)，對(duì)比分析剛性與彈性氣動(dòng)特，分析高度、馬赫數(shù)、迎角及側(cè)滑角對(duì)靜氣動(dòng)彈性的影響；其次研究單一舵面偏轉(zhuǎn)與組合舵面偏轉(zhuǎn)的靜氣彈性，并分析結(jié)構(gòu)幾何非線性對(duì)靜氣動(dòng)彈性的影響；然后分析阻力方向舵開(kāi)裂角對(duì)靜氣彈的影響；最后計(jì)算不同馬赫數(shù)不同舵面的操縱效率。研究表明迎角增大位移幅值也增大，不同高度位移響應(yīng)頻率形式是一樣的，側(cè)滑角對(duì)無(wú)人機(jī)半模靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)并沒(méi)有影響；開(kāi)

性的折疊機(jī)翼氣動(dòng)彈性分析倪迎鴿， 侯赤， 萬(wàn)小朋， 趙美英(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安710072)分析了具有鉸鏈間隙的折疊機(jī)翼的非線性氣動(dòng)彈性響應(yīng)。首先采用模態(tài)綜合法建立了折疊機(jī)翼的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型，其次基于偶極子非定?？諝鈩?dòng)力模型，由最小狀態(tài)法有理函數(shù)近似獲得了時(shí)域下氣動(dòng)力近似表達(dá)式，最后通過(guò)Runge-Kutta法獲得了時(shí)域的氣動(dòng)彈性響應(yīng)。分析表明：由于鉸鏈處間隙的存在改變了折疊機(jī)翼氣動(dòng)彈性性能，使得結(jié)構(gòu)在一定的速度范圍內(nèi)產(chǎn)生極限環(huán)運(yùn)動(dòng)，但是內(nèi)外鉸鏈

設(shè)計(jì)階段機(jī)翼氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)張旭，岳良明，王斌(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 第二研究所，北京100074)在飛機(jī)的總體方案概念設(shè)計(jì)階段，需要對(duì)飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)行氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)，以避免在后期設(shè)計(jì)中，因氣動(dòng)彈性問(wèn)題而對(duì)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行較大更改。以某支線飛機(jī)的總體方案論證為背景，研究并歸納該飛機(jī)概念設(shè)計(jì)階段氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)與分析的理論基礎(chǔ)和計(jì)算方法，建立機(jī)翼的梁架式模型，初步設(shè)計(jì)模型剛度與質(zhì)量分布，并進(jìn)行機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)與載荷分析、振動(dòng)特性及顫振特性分析。結(jié)果表明：該支線飛機(jī)機(jī)

,氣動(dòng)加熱、氣動(dòng)彈性與飛行動(dòng)力學(xué)間的相互耦合效應(yīng)更加顯著的情況,綜述了高速柔性飛行器耦合動(dòng)力學(xué)的研究現(xiàn)狀與進(jìn)展,包括彈性變形引起的非定常氣動(dòng)力的主要計(jì)算方法、受熱結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性分析、氣動(dòng)彈性與飛行耦合動(dòng)力學(xué)分析等。最后,提出了高速柔性飛行器耦合動(dòng)力學(xué)研究中需要進(jìn)一步關(guān)注的方向及問(wèn)題。關(guān)鍵詞:氣動(dòng)彈性; 非定常氣動(dòng)力; 氣動(dòng)加熱; 飛行動(dòng)力學(xué); 超聲速0引言飛行器在飛行過(guò)程中,除了有大范圍空間剛體運(yùn)動(dòng)之外,還有小幅度彈性變形振動(dòng)。傳統(tǒng)飛行器設(shè)計(jì)根據(jù)需要一般分別

本書(shū)是飛機(jī)氣動(dòng)彈性和載荷引論的第2版，對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)彈性和載荷的主要原理做了更新的全面介紹和重大修訂，對(duì)涉及有限元和負(fù)載材料的章節(jié)做了更新和重組，并對(duì)涉及到MATLAB和Simulink模型的部分提供了包含解決方案手冊(cè)的網(wǎng)站鏈接。這本書(shū)由振動(dòng)、空氣動(dòng)力學(xué)、載荷和控制的基本知識(shí)開(kāi)始，然后引入簡(jiǎn)化模型來(lái)說(shuō)明柔性飛機(jī)的氣動(dòng)彈性行為和飛機(jī)響應(yīng)和負(fù)載，最后說(shuō)明了如何滿足氣動(dòng)彈性和載荷的工業(yè)認(rèn)證要求。本書(shū)共分3部分，25章：第一部分 背景材料，含第1-6章：1.第一自由度

44)?考慮氣動(dòng)彈性的風(fēng)力機(jī)葉片外形優(yōu)化設(shè)計(jì)李松林，陳進(jìn)，郭小鋒，孫振業(yè)(重慶大學(xué) 機(jī)械傳動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶 400044)摘要：針對(duì)氣動(dòng)彈性對(duì)風(fēng)力機(jī)性能的影響，引入葉片受載時(shí)的扭轉(zhuǎn)角，建立了考慮氣動(dòng)彈性的風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)模型。在此基礎(chǔ)上，提出了以額定風(fēng)速下風(fēng)能利用系數(shù)為目標(biāo)的優(yōu)化模型，優(yōu)化模型中將葉片的弦長(zhǎng)和扭角分布作為設(shè)計(jì)變量，并考慮了氣動(dòng)彈性對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片性能的影響，以850 kW風(fēng)力機(jī)葉片作為參考葉片,運(yùn)用改進(jìn)的遺傳算法對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，結(jié)果表明

再入飛行器熱氣動(dòng)彈性數(shù)值研究進(jìn)展張章 黃偉 唐明章 王偉志（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）熱氣動(dòng)彈性分析關(guān)系到空間再入飛行器的氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)安全和振動(dòng)特性。文章對(duì)空間再入飛行器熱氣動(dòng)彈性研究的數(shù)值方法和研究進(jìn)展進(jìn)行了回顧；總結(jié)了熱氣動(dòng)彈性數(shù)值的模擬內(nèi)容、氣/ 固/熱多物理場(chǎng)耦合方法和高超聲速氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱求解方法等方面研究的典型成果與特點(diǎn)；比較了單向耦合分層求解方法與雙向耦合方法在熱氣動(dòng)彈性分析方面的優(yōu)缺點(diǎn)，指出氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱的工程計(jì)算方法和降階

度。關(guān)鍵詞:氣動(dòng)彈性;顫振;大長(zhǎng)細(xì)比;干擾0引言顫振是飛行器設(shè)計(jì)與分析中極為重要的氣動(dòng)彈性動(dòng)穩(wěn)定性問(wèn)題,對(duì)非定常氣動(dòng)力的計(jì)算是顫振計(jì)算的重要工作之一。舵片、彈翼和彈身組合布局型式的飛行器各部件間存在復(fù)雜的氣動(dòng)干擾,如升力面之間的氣動(dòng)力干擾、彈身對(duì)升力面的影響、氣流經(jīng)過(guò)升力面后的阻滯作用、舵片尾渦對(duì)彈翼的下洗等[1]。工程中往往對(duì)顫振計(jì)算模型進(jìn)行大量簡(jiǎn)化,更多地關(guān)注升力面的顫振,只考慮孤立部件,忽略干擾,這可能帶來(lái)一些問(wèn)題。大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈彈體本身的彎曲剛度相對(duì)

3）近年來(lái)，氣動(dòng)彈性控制系統(tǒng)已經(jīng)成為了一個(gè)重要的研究課題[1]，并取得了許多的成果。一系列的論文考慮單輸入單輸出氣動(dòng)彈性控制問(wèn)題[2]，即副翼偏轉(zhuǎn)用來(lái)控制俯仰角，同時(shí)浮沉位移不需要控制而漸近穩(wěn)定；或者是用它來(lái)控制浮沉位移，同時(shí)俯仰角自行漸近穩(wěn)定。而后，一些學(xué)者研究基于反饋線性化理論的氣動(dòng)彈性的控制[3-6]，然而，氣動(dòng)彈性系統(tǒng)是相當(dāng)復(fù)雜的系統(tǒng)，它的精確模型是非常難以制定的，所以通常帶有一定的誤差。文中介紹了以滑模控制和抑制抖振的模糊控制相結(jié)合的控制器，并有

非線性壁板熱氣動(dòng)彈性響應(yīng)降階方法康 偉1，唐 楊1，徐 敏1，張家忠2（1.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072；2.西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，西安 710049）基于近似慣性流形理論提出一種用于高溫環(huán)境下的二維壁板熱氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析的降階方法。其主要思想是將壁板振動(dòng)方程的解分解為高低階模態(tài)之和，并利用近似慣性流形理論建立高低階模態(tài)之間的耦合關(guān)系，用低階模態(tài)來(lái)表示高階模態(tài)的影響。通過(guò)與傳統(tǒng)的伽遼金法比較，結(jié)果表明所提方法可以在不明顯損失解的精度的

10065)氣動(dòng)彈性是現(xiàn)代航空氣動(dòng)力計(jì)算中一個(gè)突出的問(wèn)題。主要研究基于Delaunay圖映射方法的動(dòng)彈網(wǎng)格的歐拉方程CFD計(jì)算及其在航空標(biāo)模M6機(jī)翼上的靜氣動(dòng)彈性應(yīng)用。以Delaunay圖映射方法為基礎(chǔ)，針對(duì)三維非結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行了研究、開(kāi)發(fā)和改進(jìn)，同時(shí)利用計(jì)算流體力學(xué)的方法, 開(kāi)發(fā)了一套適用性較好的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格歐拉方程流場(chǎng)求解器，進(jìn)一步通過(guò)流固耦合的力學(xué)方法，對(duì)航空標(biāo)模M6機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性問(wèn)題進(jìn)行了研究和分析，給出了CFD并行計(jì)算的設(shè)計(jì)方法及算例。De

%。關(guān)鍵詞：氣動(dòng)彈性;保形;網(wǎng)格變形;有限元方法CFD/CSD耦合;操縱面在氣動(dòng)彈性和流固耦合這類問(wèn)題的分析中,由于結(jié)構(gòu)外形在外部氣動(dòng)力的作用下發(fā)生了變形,這就需要采用某種方法根據(jù)結(jié)構(gòu)表面的變形使氣動(dòng)網(wǎng)格中的空間節(jié)點(diǎn)做出相應(yīng)調(diào)整,即所謂的動(dòng)網(wǎng)格方法[1]。如何提高動(dòng)網(wǎng)格方法的計(jì)算效率和通用性正是目前研究的熱點(diǎn)。在動(dòng)網(wǎng)格領(lǐng)域,常用的方法有無(wú)限插值法(TFI)和徑向基函數(shù)法(RBF)。傳統(tǒng)的TFI方法一般僅能用于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,但計(jì)算效率高,能夠支持中等程度的變形

機(jī)翼的參數(shù)化氣動(dòng)彈性建模與顫振分析倪迎鴿, 侯赤, 萬(wàn)小朋, 趙美英(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安710072)摘要：針對(duì)折疊機(jī)翼的特點(diǎn)建立了顫振分析的參數(shù)化氣動(dòng)彈性模型。參數(shù)化的結(jié)構(gòu)模型基于模態(tài)綜合法實(shí)現(xiàn);參數(shù)化的氣動(dòng)力模型采用偶極子網(wǎng)格法建立;并且闡述了基于Gram矩陣范數(shù)對(duì)于氣動(dòng)彈性系統(tǒng)顫振邊界的預(yù)測(cè)方法。以折疊機(jī)翼完全展開(kāi)和完全折疊構(gòu)型為例,將文中方法獲得的顫振邊界與特征值法獲得的結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比,驗(yàn)證了該方法的正確性。通過(guò)對(duì)不同折疊角度下的

設(shè)的常規(guī)線性氣動(dòng)彈性分析方法不再適用。大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性分析須考慮結(jié)構(gòu)大變形導(dǎo)致的幾何非線性效應(yīng)。Kim等[1]通過(guò)采用跨音速小擾動(dòng)理論與大變形梁理論耦合分析大展弦比機(jī)翼幾何非線性顫振特性，較好預(yù)測(cè)顫振邊界。Dowell[2]對(duì)陣風(fēng)響應(yīng)下大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性特性進(jìn)行理論分析與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，認(rèn)為陣風(fēng)載荷較小時(shí)幾何非線性對(duì)垂向、扭轉(zhuǎn)響應(yīng)影響較小。Patil等[3]通過(guò)研究大展弦比機(jī)翼靜/動(dòng)氣動(dòng)彈性特性，認(rèn)為大變形幾何非線性對(duì)大展弦比機(jī)翼靜/動(dòng)氣動(dòng)彈性特性有重

引 言飛機(jī)氣動(dòng)彈性特性研究傳統(tǒng)上劃為靜氣動(dòng)彈性和顫振特性研究?jī)蓚€(gè)獨(dú)立部分［1－2］。靜氣動(dòng)彈性特性計(jì)算求解過(guò)程往往采用靜變形和定常氣動(dòng)力的交替迭代計(jì)算，最后得出發(fā)散速度或特定飛行條件下的機(jī)翼靜變形。傳統(tǒng)的飛行器設(shè)計(jì)主要是針對(duì)型架外形設(shè)計(jì)。然而在飛行器經(jīng)過(guò)氣動(dòng)彈性變形之后，巡航狀態(tài)氣動(dòng)性能與設(shè)計(jì)性能存在一定的區(qū)別。而對(duì)于民用客機(jī)來(lái)講首先進(jìn)行巡航外形設(shè)計(jì)，通過(guò)靜氣動(dòng)彈性計(jì)算、修正得到型架外形，從而保證型架外形在巡航狀態(tài)飛行時(shí)，在氣動(dòng)彈性作用下氣動(dòng)外形與性能能

顯著，非線性氣動(dòng)彈性分析技術(shù)成為研究該類結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性問(wèn)題的有效工具。在幾何非線性氣動(dòng)彈性問(wèn)題的研究方面，Tang和Dowell[1]以線性化的方法對(duì)簡(jiǎn)化的梁模型進(jìn)行非線性顫振分析，結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合良好，表明該方法可以較好的預(yù)估顫振發(fā)生時(shí)的速度。謝長(zhǎng)川、楊超[2，3]等人借助動(dòng)力學(xué)線化的方式，對(duì)大展弦比機(jī)翼展開(kāi)氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性分析，與線性分析結(jié)果對(duì)比表明，由于幾何非線性的影響，線性顫振計(jì)算方法不能準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)臨界顫振速度。除采取分步線化方法實(shí)現(xiàn)非線性氣動(dòng)彈性分析

音速平板結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性分析*諶勝1劉春川2李鳳明1?(1．哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，哈爾濱 1 50001)(2．哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，哈爾濱 1 50001)采用CFD/CSD雙向流固耦合算法研究平板結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)彈性耦合特性．首先，采用CFD/CSD算法計(jì)算平板結(jié)構(gòu)的顫振臨界速度，并與已有文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較驗(yàn)證．然后，分別對(duì)簡(jiǎn)支和固支邊界條件的三維平板結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)彈性特性分析，計(jì)算不同約束情況下流場(chǎng)分布的變化和平板結(jié)構(gòu)的位移響應(yīng)．同時(shí)還考慮加肋和結(jié)構(gòu)材

的特點(diǎn)，因此氣動(dòng)彈性的動(dòng)穩(wěn)定性和動(dòng)力響應(yīng)問(wèn)題變得日益突出［1］。氣動(dòng)彈性動(dòng)穩(wěn)定性主要研究顫振問(wèn)題，動(dòng)力響應(yīng)主要討論氣動(dòng)彈性系統(tǒng)在突風(fēng)作用下引起的氣動(dòng)彈性響應(yīng)問(wèn)題。文獻(xiàn)［2］以二元機(jī)翼為對(duì)象，利用Jones氣動(dòng)力近似方法建立了氣動(dòng)彈性響應(yīng)模型，研究了銳邊突風(fēng)對(duì)系統(tǒng)氣動(dòng)彈性響應(yīng)的影響。文獻(xiàn)［3］以大展弦比均勻直機(jī)翼為對(duì)象，求解一階扭轉(zhuǎn)和一階彎曲情況下系統(tǒng)的顫振速度，利用準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型研究了銳邊突風(fēng)二元機(jī)翼以及直機(jī)翼的氣動(dòng)彈性響應(yīng)影響。本文將以大展弦比均勻直機(jī)

發(fā)展，葉片的氣動(dòng)彈性問(wèn)題日益引起關(guān)注。目前國(guó)內(nèi)外已有的風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法和軟件大都是假設(shè)葉片為剛性體，即在不考慮葉片彈性變形的前提下，通過(guò)改變?nèi)~片的翼型、弦長(zhǎng)和扭轉(zhuǎn)角沿展向的分布來(lái)設(shè)計(jì)滿足一定氣動(dòng)特性要求的葉片外形。然而，由于真實(shí)葉片并不是剛性的，在實(shí)際的運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)下，必然產(chǎn)生彈性變形。對(duì)于大型風(fēng)力機(jī)葉片，由于設(shè)計(jì)功率成倍增加，所受載荷大幅提高，受制于重量與體積，結(jié)構(gòu)更為細(xì)長(zhǎng)。剛度降低會(huì)產(chǎn)生較大的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，導(dǎo)致葉片在實(shí)際運(yùn)轉(zhuǎn)中氣動(dòng)外形與設(shè)計(jì)外形產(chǎn)生

——專訪中國(guó)氣動(dòng)彈性力學(xué)專家管德院士文／ 朱梅梅“在逆境中不放棄追求，不能有個(gè)風(fēng)吹草動(dòng)就改變初衷。做任何事得不怕困難，得學(xué)會(huì)堅(jiān)持?！薄艿虑把裕阂环葜粮邿o(wú)上的榮譽(yù)，一份如履薄冰的責(zé)任，他在自己的專業(yè)領(lǐng)域辛勤的耕耘，他用不平凡的人生經(jīng)歷折射出智慧的光芒……管德（1932.6.9－）飛機(jī)氣動(dòng)彈性力學(xué)專家，北京市人。高級(jí)工程師、教授、博士生導(dǎo)師、中國(guó)工程院院士。1952年9月畢業(yè)于清華大學(xué)航空工程學(xué)院。曾任沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)所副所長(zhǎng)，沈陽(yáng)飛機(jī)制造公司副總經(jīng)理、總工程

內(nèi)外有關(guān)飛機(jī)氣動(dòng)彈性技術(shù)文獻(xiàn)的目錄。早期的筆記，頁(yè)面已經(jīng)泛黃，但蒼勁的字跡清晰如昔。50年間，不管人事變遷，職務(wù)調(diào)動(dòng)，管德堅(jiān)持記載而不輟，確實(shí)難能可貴。他說(shuō)，飛機(jī)氣動(dòng)彈性專業(yè)是他畢生從事的事業(yè)，他與它形影不離。氣動(dòng)彈性是研究空氣動(dòng)力對(duì)彈性體影響的學(xué)科，是在飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域中相當(dāng)重要的專業(yè)。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中經(jīng)常遇到靜態(tài)、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)彈性問(wèn)題。靜態(tài)氣動(dòng)彈性如變形發(fā)散，是飛機(jī)在外部空氣動(dòng)力載荷作用下引起的變形擴(kuò)大；動(dòng)態(tài)氣動(dòng)彈性問(wèn)題就更為復(fù)雜，它包括顫振、抖振、嗡鳴、動(dòng)力響應(yīng)