大展弦比机翼几何非线性颤振风洞试验研究

目的研究大展弦比机翼在飞行过程中,由于大变形造成几何非线性效应带来的几何非线性颤振问题。方法针对几何非线性颤振问题,设计相应的风洞试验模型,并完成不同变形下的颤振风洞试验,对机翼不同变形下的试验结果进行比较,摸清其几何非线性颤振特性。结果在几何非线性的影响下,机翼的颤振速度随着变形的增大而下降,并且发散模态及颤振频率都发生改变,大变形下的颤振速压下降到小变形时的71.7%。结论在研究大柔性、大展弦比机翼的气动弹性特性时,必须考虑几何非线性效应的影响,否则其颤振特性结论会存在较大的误差。     

基于弹性模型的飞机操纵动响应分析

目的 更好地研究飞机在操纵情况下的机体载荷和机体响应,同时验证动态响应分析模型和方法。方法 以某型飞机突风载荷分析用的动气弹仿真模型为基础,考虑机体弹性修正和气动模型修正,梳理试验试飞的舵偏数据,利用MSC软件的动气弹仿真分析模块,将试飞的舵偏数据作为输入信号,开展舵面操纵情况下的机体响应仿真,并将飞机操纵情况下的机体响应分析结果与试验试飞结果进行对比。结果 经过仿真和对比分析可以发现,分析数据和试飞数据整体吻合较好,能够较好地表征飞机的气动特性和结构动力学特性,同时在分析数据和试飞数据中均有比较明显的机体弹性响应成分。对于弹性飞机而言,除操纵造成的机体刚体响应外,机体弹性会带来额外的振动响应,对于特定的部位,这种振动可能是不可忽略的,需要根据具体情况进行详细分析。结论 这种振动响应对飞机操纵、乘客舒适性是否会产生不利影响,需要进一步开展研究工作。