氣動彈性優(yōu)化設計的案例
Xflow助力飛行器氣動設計優(yōu)化的優(yōu)勢
基于新型高維代理模型的高效全局氣動優(yōu)化設計
而PCA-Kriging模型相對于Kriging模型并沒有顯著優(yōu)勢，以至于其在優(yōu)化設計中難以被使用。尤其Kriging方法在設計變量維數(shù)大于118后預測精度急劇變差；而KPCA-Kriging方法此時預測精度仍然保持在一個可接受的范圍內(nèi)，并且預測誤差明顯小于Kriging方法和PCA-Kriging的預測誤差。
圖2 CRM機翼在不同設計變量數(shù)時的FFD框圖示
圖3 KPCA-Kriging與Kriging模型驗證誤差隨設計維數(shù)變化曲線
圖4 KPCA-Kriging 模型驗證誤差隨選擇的有效維數(shù)變化曲線（118維設計變量）
2）建立了基于SN-DRSM的高效全局氣動優(yōu)化設計方法，并在復雜跨聲速氣動外形優(yōu)化設計中得到應用和驗證。
針對AIAA氣動優(yōu)化討論組發(fā)布的NACA0012無黏優(yōu)化算例，采用基于自適應空間擴展(ADE)的代理優(yōu)化框架進行優(yōu)化設計。ADE能自動選擇拓展后緣邊界的樣本，減少迭代優(yōu)化的次數(shù)，從而顯著提高優(yōu)化效率。優(yōu)化結果分別記為ADE-Kriging和ADE-KPCA-Kriging。結果顯示，基于ADE的兩種優(yōu)化方法阻力保持了持續(xù)的下降，直到150步以后接近收斂，而基于固定設計空間的方法在50次迭代后就已經(jīng)收斂，阻力值不再下降。并且基于自適應設計空間擴展的代理優(yōu)化方法獲得了更低的阻力值，其中基于
KPCA-Kriging模型的優(yōu)化方法獲得了最低的阻力系數(shù)42 counts
，小于基于ADE-Kriging和Kriging優(yōu)化方法的收斂得到的阻力值。并且
優(yōu)化翼型前緣壓縮和后緣恢復，后緣激波變?nèi)酰瑝毫Ψ植几吔皩ΨQ”
。如圖5至圖9所示。
展開 渦輪葉片一維氣動方案多學科優(yōu)化設計
渦輪葉片設計過程中涉及氣動、幾何、結構、材料、強度、溫度等多個學科需要用多學科優(yōu)化設計方法進行渦輪葉片的設計。本文應用軟件和基于精化網(wǎng)格法的自編程序分別進行了渦輪葉片一維氣動方案設計。通過對軟件中不同算法的求解與對比分析為基于三維精確仿真的渦輪葉片多學科優(yōu)化設計過程中的優(yōu)化算法選擇提供了參考。應用精化網(wǎng)格法編制的多級渦輪葉片優(yōu)化設計程序根據(jù)發(fā)動機總體提出的性能要求與約束條件計算得到了多級渦輪熱態(tài)子午流程通道以及渦輪葉片氣動三角形等參數(shù)為基于三維精確仿真的渦輪葉片多學科優(yōu)化設計提供了初始的設計點
渦輪葉片一維氣動方案多學科優(yōu)化設計.pdf
展開 CFD學習：氣動彈性顫振分析
負反饋循環(huán)
結構變形降低了氣動載荷，進一步減小了變形并導致氣動載荷降低，等等。
循環(huán)一直持續(xù)到飛機達到穩(wěn)定和控制為止。
氣動彈性顫振是由于正反饋回路而產(chǎn)生的，使飛行器陷入自激振動的循環(huán)。隨著每個循環(huán)的振動幅度增加，結構失效的風險增加。這是由于振動幅度超過結構限制的風險。
根據(jù)飛機的幾何形狀和氣流條件，顫振可能會以不同的速度發(fā)生，這使其成為一個主要的安全問題。因此，氣動彈性顫振分析在設計階段至關重要，可以預測產(chǎn)生的載荷和避免顫振問題所需的結構完整性。
氣動彈性顫振分析：確定影響因素
氣動彈性顫振分析側(cè)重于預測和分析飛機的顫振行為及其對空氣動力學性能的影響。影響包括空氣動力載荷增加、飛機失控風險增加以及空氣動力效率降低等問題。各種分析、計算和實驗方法或它們的組合可用于在設計階段進行氣動彈性顫振分析，以獲得準確可靠的結果。
顫振分析需要識別一些關鍵組件。
顫振速度
顫振速度是振動的固有頻率與空氣動力載荷的頻率相等時空速的量度。這些頻率可以在不同的速度下識別，用于不同空氣動力學模型的顫振分析。該分析有助于確定易受顫振影響的理想飛機設計。否則，模型和仿真可用于確定優(yōu)化策略，以防止顫振并提高飛機安全性。
顫動模式
不同的顫振模式或振動模式會影響飛機的顫振體驗。顫動模式通常包括：
機翼彎曲扭轉(zhuǎn)顫振
機翼前緣顫振
尾翼顫振
控制表面顫動
螺旋槳旋轉(zhuǎn)顫動
可以使用有限元法 (FEM)或計算流體動力學 (CFD) 等方法對飛機設計的這些組件進行預測和分析。
展開 
無人機氣動彈性與控制綜述
張忠源1，段靜波2，路 平1
(1.陸軍工程大學石家莊校區(qū) 無人機工程系，石家莊 050003；2.石家莊鐵道大學 工程力學系，石家莊 050003)
摘要：圍繞無人機靜氣動彈性、柔性無人機的氣動彈性分析、氣動彈性非線性和氣動彈性主動控制幾個方面對無人機氣動彈性研究現(xiàn)狀做了分析總結，闡述了氣動彈性學科分類和相應特點。
關鍵詞：氣動彈性；無人機；穩(wěn)定性；主動控制
隨著飛行器設計的需要，基于線性理論的三維非定常氣動力的計算成為迫切研究的重點，三維非定常氣動力的計算比二維計算難度要大得多，R Palacios等[7]運用三維歐拉方程建模，實現(xiàn)了空氣動力學和結構力學的詳細的三維表示；Z Sotoudeh[8]對高空長航時柔性無人機進行氣動彈性分析，開發(fā)了一套專門應用于此類無人機的計算程序，可以在較短時間內(nèi)得到氣動彈性分析結果，為柔性無人機設計提供了便捷。D Tang[9]將柔性機翼的氣動彈性分析與風洞試驗相結合，介紹了一種彈性載荷作用下柔性大展弦比翼型氣動彈性模型的理論氣動彈性模型。
近年來無人機由于其有體積小、造價低、使用方便、對作戰(zhàn)環(huán)境要求低、戰(zhàn)場生存能力較強等優(yōu)點，發(fā)展迅速(見圖1)。因此更高性能的無人機開始出現(xiàn)，遇到的氣動彈性問題也越來越突出，在進行無人機外形與結構設計時，解決或減少氣動彈性帶來的負面影響，成為了航空工程師們越來越迫切解決的難題。尤其非線性問題，包括無人機結構非線性和空氣動力非線性等，加大了無人機設計時氣動彈性方面的難度。氣動彈性力學需要考慮空氣動力的同時還需考慮材料結構的特性，因此氣動彈性力學是一門具有很高難度和復雜度的交叉科學。
展開 案例分享 | 氣動彈性協(xié)同仿真飛行載荷工具包
作為公認的飛機載荷、流體動力學及氣動彈性領域的領先專業(yè)廠家，斯特林動力公司已通過全球航空航天質(zhì)量標準 AS9100 認證，并且是 ITAR（國際武器貿(mào)易條例）管制委員會的成員。
簡介
作為英國 NATEP（國家航空航天技術計劃）倡議的一部分，斯特林動力公司與 MSC軟件（英國）合作開發(fā)出一種用于飛機載荷的非線性氣動彈性工具包（參考文獻 1），并由最終用戶 BAE Systems 提供支持。通常會采用線性飛機模型來進行飛機載荷評估（例如陣風和機動載荷），但只將其視為一種可接受的分析手段，其中包括用非線性項改進建模精度和可靠性。通常只有那些定制開發(fā)出自有工具包的大型航空航天 OEM 廠家才擁有非線性氣動彈性解決方案。目前大多數(shù)飛機公司（兩家最大的 OEM 廠家除外）在進行處理時均基于線性假設，并已被認證機構認可作為飛機設計過程中生成陣風和機動載荷的合規(guī)手段。
由于通常認為線性模型過于保守，因此會使較小的 OEM 廠家處于不利地位。斯特林動力公司的項目目標是開發(fā)自己的內(nèi)部工具包。與此同時，作為同一計劃的一部分，MSC 軟件（英國）的工具開發(fā)目的是開發(fā)商用產(chǎn)品。后面幾節(jié)將對 MSC 的開發(fā)工作進行詳細說明。
MSC 軟件協(xié)同仿真 CFD—FEA 組合
氣動彈性 CFD 機動工具包的主要特點在于它基于廣泛使用的 MSC Nastran 來進行有限元結構分析，采用 Cradle 的 scFLOW 處理計算流體動力學，輸入則由最終用戶 BAE Systems 提供。該工具可提高非線性氣動彈性效應的逼真度，這種效應會影響飛機在廣泛的實驗設計（DoE）設計空間中所承受的載荷。
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（ 氣動彈性 / flightload / flutter ）氣彈模型spline樣條
對于結構模型是三維機翼，那氣動網(wǎng)格也是畫成二維的嗎？ 那這個二維網(wǎng)格的平面位置應該以上翼面為
準呢，還是以下翼面為準呢？
結構網(wǎng)格表面是曲面，氣動網(wǎng)格是平面，怎么用spline樣條呢？
求高人指點。謝謝了
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NASA完成被動氣動彈性剪裁機翼第一階段載荷試驗
據(jù)NASA網(wǎng)站2018年9月27日報道，被動氣動彈性剪裁（PAT）機翼已在NASA阿姆斯特朗飛行研究中心完成了第一階段載荷試驗，使用專門設計的高展弦比、輕質(zhì)機翼試驗模型，進行了兩組結構試驗，從而驗證了新的機翼設計和制造方法。
NASA“先進航空運輸技術”計劃技術負責人、弗吉尼亞州NASA蘭利研究中心的凱倫·塔明格（Karen Taminger）解釋說，被動氣動彈性剪裁（PAT）機翼展長更大、更薄，從而可以最大限度地提高結構效率、減輕重量并提高燃油效率。塔明格說：“這是第一次制造具有如此復雜度的牽引式復合材料機翼。機翼展長39英尺，試驗模型的尺寸是真實機翼的27％，預計試驗中翼尖將產(chǎn)生6到8英尺的位移或彎曲。由于阻力和重量的減少，機翼效率也將高于傳統(tǒng)機翼。”牽引轉(zhuǎn)向復合材料技術是一種碳纖維鋪設方式，可用于制造機翼蒙皮，通過結構設計被動地控制機翼顫振或振動、減緩陣風載荷的影響，提高乘客舒適度。
第一階段試驗已于2018年9月17日在位于加利福尼亞州的阿姆斯特朗飛行研究中心結束，PAT機翼技術人員在試驗模型中安裝了11000個傳感器，阿姆斯特朗飛行負載實驗室首席測試工程師拉里·哈德遜（Larry Hudson）稱其為“測試過的儀器化程度最高的機翼”。此次試驗，解決了試驗夾具、方法和儀器等多方面的難題。
工作人員正在進行被動氣動彈性剪裁機翼試驗準備工作。
按照塔明格所說，因為安裝了大量的傳感器，模型具有很強的試驗能力，有助于驗證結構具有以往不具備的性能。
展開 NASA被動氣動彈性剪裁機翼完成第二輪載荷試驗
2018年9月和10月，NASA在加利福尼亞州阿姆斯特朗飛行研究中心對被動氣動彈性剪裁機翼（PAT）分別進行了兩輪載荷試驗。試驗中使用了超過10000個傳感器，使其成為阿姆斯特朗飛行研究中心測試過的具有最密集測試儀器的試驗件之一。試驗已經(jīng)證明了該設計和制造方法的可行性，能使機翼更大、更長、更薄，能最大限度地提高結構效率，減輕機翼結構重量并提高飛機燃油效率。
PAT機翼由NASA采用絲束牽引（TowSteered）復合材料技術設計制造而成，試驗機翼展長達到11.9米，具有高展弦比、輕量化等特征。
01
試驗人員調(diào)整被動氣動彈性剪裁（PAT）機翼測試設備。
絲束牽引復合材料技術是一種碳纖維鋪貼方式，可用于制造機翼蒙皮，通過結構設計被動地控制機翼顫振或振動、減緩陣風載荷的影響，提高乘客舒適度。
在載荷測試期間，機翼會同時發(fā)生彎曲變形和扭轉(zhuǎn)變形，雖然試驗人員已盡量使其堅固和可控，但仍然會出現(xiàn)令人緊張的時刻。
弗吉尼亞州NASA蘭利研究中心先進航空運輸技術項目的技術主管凱倫·米明格（Karen Taminger）說：“試驗中有很多未知數(shù)，我們必須做出一些假設和一些簡化，以便能夠進行設計和分析。令人慶幸的是，試驗結果非常理想，隨著機翼在載荷作用下彎曲，翼尖完美通過80英寸（2.032米）標記。
展開 基于TSDT與DQM的高階氣動彈性求解器：復合材料變剛度/變厚度非線性顫振分析
針對傳統(tǒng)商業(yè)有限元在處理變剛度復合材料（VSCL）與變厚度幾何時存在的網(wǎng)格畸變、計算耗時長、非線性極易發(fā)散等痛點，本人開發(fā)了一套基于 MATLAB 的高階半解析氣動彈性求解器。
本求解器直接基于連續(xù)介質(zhì)力學方程進行離散，可實現(xiàn)復合材料板殼/懸臂翼面的極速參數(shù)掃描與深區(qū)非線性分岔追蹤。現(xiàn)分享部分計算結果，并承接相關復雜工況的定制計算與數(shù)據(jù)圖表輸出。
一、 核心理論框架
結構本構： 采用三階剪切變形理論（TSDT），精準計及蜂窩軟芯等夾層結構的橫向剪切效應，避免一階理論（FSDT）的非保守性誤差。
氣動模型： 基于超聲速一階活塞理論。
數(shù)值離散： 采用梯形/任意四邊形域等參映射，結合算子化微分求積法（DQM），以極少的網(wǎng)格節(jié)點實現(xiàn)高精度全局離散，徹底消除有限元長寬比災難。
二、 求解器核心功能邊界
復雜特征兼容： 支持曲線纖維變剛度路徑空間分布、支持展向厚度漸縮/雙楔形截面、支持各種經(jīng)典邊界條件（懸臂、簡支等）。
線性頻域分析： 極速提取復特征值，繪制高分辨率 V-g / V-f 根軌跡圖。支持多約束下的全參數(shù)空間顫振邊界尋優(yōu)。
非線性時域分析（核心優(yōu)勢）： 基于 von Kármán 大變形假設，采用時域雙軌分岔追蹤法。可穩(wěn)定提取極限環(huán)振蕩（LCO）幅值分岔拓撲。
深區(qū)高維相空間分析： 支持深度超臨界區(qū)的高次諧波 FFT 分析、繪制龐加萊截面、捕捉吸引盆分裂與模態(tài)躍遷。
三、 業(yè)務對接
本求解器運行效率極高，單工況特征值提取僅需數(shù)秒。
如果您課題組遇到商業(yè)軟件不收斂、或者急需底層數(shù)據(jù)支撐機理分析，歡迎私信聯(lián)系。
展開 襟翼氣動載荷測量方法優(yōu)化
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作者信息
何超杰* 黃勇
（上海飛機設計研究院，上海 201210）
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論文信息
DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2023.01.005
引用格式：何超杰,黃勇.襟翼氣動載荷測量方法優(yōu)化［J］.民用飛機設計與研究,2023(1):31-37.
