论文摘要:大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性分析及剪裁
采用轻质、高比强度先进复合材料结构的大展弦比柔性复合材料机翼,在正常飞行中表现出显著的几何非线性和较强的弹性耦合效果,使机翼结构的静、动态特性产生变化,并引起相应的气动载荷变化,进而导致气动弹性特性的明显改变。因此有必要在综合考虑结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性的基础上对大展弦比柔性复合材料机翼进行非线性气动弹性分析。本文主要工作如下:1、建立带有显著几何非线性特征的大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性分析模型和颤振稳定性分析方法,分析了结构几何非线性、材料各向异性和它们导致的气动非线性对大展弦比柔性复合材料机翼的静态、动态和气动弹性特性的影响。本文将大展弦比柔性复合材料机翼建模为位移和转角均为有限值的复合材料薄壁单闭室Euler梁。分析了机翼的大挠度变形对气动载荷的大小、分布和作用方向的影响,参考机翼变形后位置建立机翼的非线性运动方程。使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程。基于Theodorsen非定常气动理论和气动片条理论,构建中小翼根攻角状态下机翼的气动模型,并得到机翼在平衡位置附近的非线性颤振方程。利用U-g法判定机翼在给定来流速度下的气动弹性稳定性,并通过速度迭代确定机翼的颤振临界点。研究显示,大展弦比柔性机翼的动态和气动弹性特性成为翼根攻角的函数,线性理论得到的结果误差较大。不考虑大挠度变形的线性气动弹性理论不能反映一些机翼的运动耦合效果,并且高估了机翼的静态变形、有效升力和临界颤振速度。2、建立大展弦比柔性机翼的失速颤振模型和稳定性分析方法,研究在气动失速非线性和结构几何非线性共同作用下的大展弦比柔性复合材料机翼的失速颤振问题。对于机翼在大攻角状态下飞行时可能导致的失速颤振问题,本文使用非定常非线性的ONERA失速气动模型耦合大展弦比柔性机翼的非线性运动方程,构建大展弦比柔性机翼的失速颤振稳定性分析方程。采用谐波平衡法确定机翼的失速颤振稳定性,通过速度迭代得到机翼的临界失速颤振速度。对比线性和非线性模型计算得到的结果,并分析了不同的复合材料铺层角、构型对的失速颤振的影响。结果表明,机翼的大挠度结构几何非线性特征提高了失速颤振发生的临界翼根攻角,但临界颤振速度仍始终低于线性气动弹性分析方法得到的结果。随着机翼逐步进入失速区域,颤振临界速度迅速降低,颤振频率接近机翼的一阶扭转频率。提高机翼的抗扭刚度可以推迟失速颤振的发生和提高颤振速度,但负的弯扭耦合效果可能导致大展弦比柔性机翼失速颤振的提前发生。3、采用解析的方法给出非线性颤振临界速度相对结构设计变量敏度,利用复合材料的刚度可设计特性,对大展弦比柔性复合材料机翼进行气动弹性剪裁设计。本文由气动弹性问题的最普遍方程推导得到大展弦比柔性机翼的非线性颤振的分析方程的一般形式,并求得非线性颤振临界速度相对结构设计变量敏度。以颤振速度为目标函数,复合材料铺层角度为设计变量,在不改变机翼重量的情况下进行了剪裁优化设计,使本文模型机翼的临界颤振速度提高22.77%。通过分析发现,采用提高机翼抗扭刚度的对称铺设构型和产生负的弯扭耦合的周向反对称构型,可降低大展弦比柔性机翼的挠度变形,对颤振特性产生有利的影响。