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    基于流固耦合的大展弦比機(jī)翼的顫振分析

    2021-07-07 06:35:44余磊磊曹宗杰
    電子樂園·下旬刊 2021年7期
    關(guān)鍵詞:流固耦合空氣密度

    余磊磊 曹宗杰

    摘要:基于飛行器大展弦比機(jī)翼的特性,提出了一種基于流固耦合分析機(jī)翼顫振性能的方式。通過仿真實(shí)驗(yàn)得到的機(jī)翼翼尖響應(yīng)測算機(jī)翼阻力比,確定機(jī)翼顫振速度。并探究了機(jī)翼展弦比與空氣密度對機(jī)翼顫振的影響。

    關(guān)鍵詞:大展弦比; 顫振; 流固耦合; 空氣密度

    1引言

    新一代飛行器的機(jī)翼為了追求更好的飛行性能,大多具有大展弦比的特性,這使得氣動彈性問題變得突出,為了保證飛行安全,需要對機(jī)翼的顫振問題進(jìn)行研究和分析[1]。顫振會對飛行器帶來非常不利的影響,一旦飛行速度達(dá)到甚至超過顫振速度,將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)振動急劇增大,嚴(yán)重影響飛行安全。即使輕微的顫振不會造成結(jié)構(gòu)的破壞,也能降低飛行器的使用壽命。飛機(jī)一旦發(fā)生劇烈的顫振,機(jī)體結(jié)構(gòu)可能在在幾秒內(nèi)發(fā)生解體。所以在設(shè)計飛行器時,有必要分析顫振抑制的問題。為了確保飛行安全,飛行器飛行速度應(yīng)該保證不超過顫振幅值,因此進(jìn)行飛行器設(shè)計時,設(shè)計師要盡可能的提高飛行器的顫振性能,以提高飛行器的機(jī)動性與安全性。

    顫振是一種自激振動[2],機(jī)翼在受到外部擾動而產(chǎn)生振動,由于結(jié)構(gòu)阻尼的在這種振動會逐漸衰弱直到趨于穩(wěn)定。當(dāng)飛機(jī)飛行速度較慢時,由于結(jié)構(gòu)阻尼和氣動阻尼的影響,機(jī)翼的振動會很快衰減而進(jìn)入平穩(wěn)狀態(tài)。當(dāng)飛機(jī)飛行速度達(dá)到一定速度后,機(jī)翼受到外界擾動而引起的振動剛好維持簡諧振動,振幅一直維持不變,此時的速度稱為顫振臨界速度。

    2顫振速度分析方法

    本文采用雙向流固耦合的分析方法,通過結(jié)合CFD/CSD實(shí)現(xiàn)流、固單元的信息交換[3]。雙向流固耦合的計算流程如圖1所示。在CFD的求解中得到流場中各點(diǎn)的壓力和速度等值,在CSD的求解中得到結(jié)構(gòu)場各個節(jié)點(diǎn)應(yīng)力、應(yīng)變等參數(shù)。在流場完成計算后,通過流固耦合交互面,流體將計算數(shù)據(jù)傳遞給固體。流體的計算結(jié)果以壓力的形式傳遞給固體,使固體產(chǎn)生了形變;固體具體的分析數(shù)據(jù),可通過位移的模式傳遞給流體,使流場的分布形式發(fā)生了改變。此時,如果流體和固體的計算結(jié)果都達(dá)到收斂狀態(tài),那么本時間步計算結(jié)束,進(jìn)行下一時間步的計算;否則CFD和CSD要進(jìn)行重新求解,反復(fù)迭代直到流體和固體全部收斂。與單向耦合不同,雙向耦合需要反復(fù)多次交換數(shù)據(jù),為滿足計算的收斂性和精確度,要選擇合理的時間步長。

    采用弱耦合方法對大展弦比機(jī)翼進(jìn)行顫振分析,分析過程大致分為以下幾個步驟,第一步,先給機(jī)翼一個初始定常流場,然后采用非定常氣動力進(jìn)行流固耦合分析,同時記錄下機(jī)翼翼尖位移響應(yīng);第二步,根部位移衰減程度計算出阻尼比;第三步,若前一步計算的阻尼比為正,振幅衰減,則要加大來流馬赫數(shù),重新進(jìn)行數(shù)值模擬,當(dāng)阻尼比為負(fù)時,振幅發(fā)散,算出此時的阻尼比,然后通過線性插值法找出阻尼比為 0時刻的來流速度,在對該速度進(jìn)行數(shù)值模擬,一直循環(huán)下去,直到找到機(jī)翼翼尖位移呈簡諧振動時對應(yīng)的來流。

    利用式(1)和式(3),結(jié)合測定得到的,即可得到。正阻尼描述的是振蕩衰減,負(fù)阻尼的描述了振蕩發(fā)散,阻尼比等于零時,描述的是簡諧振蕩,用線性插值法求得阻尼比數(shù)值為零的點(diǎn),隨后再次進(jìn)行仿真驗(yàn)證結(jié)果,最終找到顫振臨界點(diǎn)。

    3數(shù)值算例

    本文以一大展弦比機(jī)翼為例進(jìn)行顫振分析,翼型選取NACA0012,半展長為12m;弦長為 1m;參考面積為 18m2;后掠角為 0o。在Ansys中建立機(jī)翼結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格模型,網(wǎng)格選用四面體網(wǎng)格,網(wǎng)格總數(shù)為102655,如圖1所示。機(jī)翼為鋁合金材質(zhì),鋁合金材料參數(shù)如表1所示。

    首先建立湍流模型外流場[5],湍流模型采用k-omega SST帶有剪切應(yīng)力的湍流模型,將機(jī)翼掏空,保留其外面,建立空氣域,空氣域的尺寸確定為,機(jī)翼前緣距計算域入口頂點(diǎn)處10倍弦長,距上下邊界10倍弦長,出口邊界面距機(jī)翼前緣為20倍弦長,機(jī)翼根部固定在空氣域的一個側(cè)表面上,空氣域的寬度為2倍機(jī)翼的半展長,空氣密度=1.225kg/m3。對模型進(jìn)行以四面體為單元劃分網(wǎng)格,所得結(jié)果如圖2所示。其中網(wǎng)格單元數(shù)是915718個。

    將機(jī)翼置于空氣域中,進(jìn)行流固耦合分析。選擇合適的初始來流速度V=80m/s,完成模擬仿真分析以及對應(yīng)的計算,結(jié)果表明機(jī)翼翼尖位移表現(xiàn)出了逐步衰減的發(fā)展趨勢,求得g=0.00139,隨后對來流速度數(shù)值進(jìn)行調(diào)整,用 V=100m/s 開展模擬仿真分析,結(jié)果表明機(jī)翼翼尖位移表現(xiàn)為發(fā)散變化,求得g=-0.00144,用線性插值法得到g=0情況下的V=93m/s,用V =93m/s進(jìn)行新的仿真計算,此時g=0.00102,繼續(xù)計算下去,當(dāng)V=88m/s時機(jī)翼翼尖位移表現(xiàn)為簡諧振蕩。V=88m/s,也就是鋁合金材質(zhì)的大展弦比機(jī)翼的顫振速度。不同來流速度下機(jī)翼翼尖位移響應(yīng)如圖3-5所示。

    4顫振分析

    其他條件不變,改變機(jī)翼展長,分別對展長為8m和12m的機(jī)翼顫振速度進(jìn)行測定,得到不同展長下機(jī)翼的顫振數(shù)值,如表2所示。可以得出,隨著展長的增加,顫振速度逐漸減小,大展弦比機(jī)翼更容易發(fā)生顫振。

    其他條件不變,改變來流的空氣密度,對來流密度為1 kg/m3和0.8 kg/m3的機(jī)翼顫振速度進(jìn)行測定,得到不同來流密度的機(jī)翼顫振數(shù)值,如表3所示。可以得到,來流密度越小,顫振速度越大。飛機(jī)在空氣密度較小的環(huán)境中飛行時不易發(fā)生顫振。

    5結(jié)語

    針對新一代飛行器大展弦比的特點(diǎn),本文提出了一種基于流固耦合的方式分析機(jī)翼顫振性能的方法并探究了展長與空氣來流密度對機(jī)翼顫振速度的影響。結(jié)果表明機(jī)翼的顫振對展長和來流速度的取值比較敏感,在飛行器設(shè)計過程中要充分考慮機(jī)翼展長和飛行環(huán)境帶來的影響。

    參考文獻(xiàn)

    [1]謝長川,張欣,陳桂彬復(fù)合材料大展弦比機(jī)翼動力學(xué)建模與顫振分析.[J].飛機(jī)設(shè)計,2004,(2):6-10. A.

    [2]楊超, 飛行器氣動彈性原理[M].北京: 北京航空航天大學(xué)出版社,2011.

    [3]何濤. 流固耦合數(shù)值方法研究概述與淺析[J]. 振動與沖擊, 2018, 37(4): 184-190.

    [4]陳大偉, 楊國偉. 靜氣動彈性計算方法研究[J]. 力學(xué)學(xué)報, 2009, 41(4): 469-479

    [5]季開云. 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的氣動彈性分析[D]. 南昌航空大學(xué), 2018.

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