氣動彈性仿真的案例
案例分享 | 氣動彈性協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廠家，斯特林動力公司已通過全球航空航天質量標準 AS9100 認證，并且是 ITAR（國際武器貿易條例）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自己的內部工具包。與此同時，作為同一計劃的一部分，MSC 軟件（英國）的工具開發目的是開發商用產品。后面幾節將對 MSC 的開發工作進行詳細說明。
MSC 軟件協同仿真 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。
展開 CFD學習：氣動彈性顫振分析
基于 CFD 的氣動彈性顫振分析包括對流體-結構相互作用進行建模，以研究飛機在受到來自周圍氣流的空氣動力載荷時的響應。
飛機性能的計算分析
模擬飛機進行氣動彈性顫振分析
使用 CFD 進行氣動彈性顫振分析的過程包括合并流體流動和結構模型以計算氣動載荷和相關的結構應力和變形。流體模型使用Navier-Stokes 方程模擬定義的流動條件下的流場，并計算結構周圍的作用力。同樣，結構模型使用運動方程來求解結構的變形。
通過流體結構仿真和分析，可以了解飛機是否正在經歷正反饋回路或負反饋回路。CFD 工具還可以分析機翼或螺旋槳等飛機結構的行為，以識別不同操作條件下的任何不穩定顫振模式。顫振誘發因素的識別和氣動載荷與結構變形之間循環效應的分析可以反復進行，直到獲得理想的解決方案，即降低顫振和提高性能的單一優化設計。
訂閱我們的時事通訊以獲取最新的 CFD 更新或瀏覽 Cadence 的CFD 軟件套件，包括Fidelity和Fidelity Pointwise，以了解有關 Cadence 如何為您提供解決方案的更多信息。
展開 無人機氣動彈性與控制綜述
MJ Patil等[13-14]提出使用完整飛機模型的氣動彈性特性以及整體飛行動態特性的分析中獲得結果，由于機翼的靈活性，飛機整體的飛行動態特性也會發生變化，并用嚴格的非線性氣動彈性分析來解釋這種行為。進一步將CFD技術應用于氣動彈性非線性分析，對無人機表面進行網格劃分，如圖4所示，發現當靠近表面的計算空氣動力學網格聚集時，為提高翼尖和前緣附近的精確度需要額外的增加網格密度。
圖4 無人機CFD仿真分析
高空長航時無人機由于機翼扭轉的發生，會出現非線性氣動力，CC Xie等[15]針對這個問題進行了研究，用平面雙點陣方法計算頻域內的非定常氣動力，忽略偏轉翼的彎曲效應。然后，在給定的載荷條件下，對系統進行氣彈性穩定性分析。與線性結果相比，翼尖的非線性位移更高。結果表明，由于弦向彎曲具有較大的扭轉分量，臨界速度較低，阻尼緩慢增長，因此臨界非線性顫振為弦向彎曲類型，這在線性分析中并未出現。同樣針對高空長航時無人機，密歇根大學C Cesnik[16]團隊也進行了深入研究，并搭建了收集幾何非線性氣動彈性響應的數據實驗平臺，為飛機提供可在飛行中測量的特定氣動彈性特征，例如，耦合的剛性、彈性體不穩定性，陣風期間的大的機翼偏轉等。
1.4 無人機氣動彈性控制研究進展
氣動彈性主動控制是近幾十年發展過來的，主要為解決機翼的氣動不穩定和疲勞問題的關鍵技術，現有的解決方法主要分為主動控制和被動控制，主動控制技術是近年來研究的熱點。20世紀90年代國內學者鄒叢青等[17]開始了飛行器顫振主動控制問題方面控制率的研究，把最優控制理論和顫振分析的狀態空間法相結合，并將控制結果結合風洞試驗驗證，確定了控制率的正確性。
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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，那氣動網格也是畫成二維的嗎？ 那這個二維網格的平面位置應該以上翼面為
準呢，還是以下翼面為準呢？
結構網格表面是曲面，氣動網格是平面，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NASA網站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機翼。”牽引轉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
02
被動氣動彈性剪裁（PAT）機翼在最高試驗載荷下的彎曲狀態。
在10月開展的第二輪載荷試驗初期，發現機翼具有比預想更好的變形性能，因此，團隊對試驗參數進行了一些修改。
試驗中一個令人驚喜的意外收獲是，絲束牽引技術使得翼尖向前緣偏轉。從氣動角度來看，將載荷轉移到機翼結構較厚部位，有利于被動地減輕陣風載荷的影響。
03
工作人員在監測被動氣動彈性彈性（PAT）機翼的測試過程。
米明格希望盡快將機翼由當前約30%縮比擴大到全尺寸，以便從商業運輸的角度評估其優勢。最終，使用PAT機翼可以節省的燃料量將決定其最終的價值，一般而言，增加機翼展長也會帶來結構重量的增加，但絲束牽引技術可以讓機翼獲得減阻和減重的綜合效益，從而轉化為燃油效率的優勢。
阿姆斯特朗飛行負載實驗室首席測試工程師拉里哈德森（Larry Hudson）表示，這項研究的另一個很重要的收獲是，讓研究團隊掌握了高度柔性、大展弦比機翼的試驗方法，學會了如何使用特殊的架空加載系統（overhead loading system）來達到預期的試驗目標，掌握了應對高度柔性機翼在試驗中翼尖會產生較大位移的方法，這使得該團隊有能力對其他柔性機翼開展類似的試驗。
該項目由NASA航空研究任務事務部的先進航空運輸技術（AATT）項目資助。
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
針對傳統商業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格畸變、計算耗時長、非線性極易發散等痛點，本人開發了一套基于 MATLAB 的高階半解析氣動彈性求解器。
本求解器直接基于連續介質力學方程進行離散，可實現復合材料板殼/懸臂翼面的極速參數掃描與深區非線性分岔追蹤。現分享部分計算結果，并承接相關復雜工況的定制計算與數據圖表輸出。
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），以極少的網格節點實現高精度全局離散，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空間顫振邊界尋優。
非線性時域分析（核心優勢）： 基于 von Kármán 大變形假設，采用時域雙軌分岔追蹤法。可穩定提取極限環振蕩（LCO）幅值分岔拓撲。
深區高維相空間分析： 支持深度超臨界區的高次諧波 FFT 分析、繪制龐加萊截面、捕捉吸引盆分裂與模態躍遷。
三、 業務對接
本求解器運行效率極高，單工況特征值提取僅需數秒。
如果您課題組遇到商業軟件不收斂、或者急需底層數據支撐機理分析，歡迎私信聯系。
展開 
基于AMESim仿真分析軟件的氣動閥門運動特性研究 AMESim氣動附軟件下載
摘要：基于AMESim仿真分析軟件，對氣動閥門內部的運動規律、閥門內部零組件相互運動關系進行了研究，并采取了非接觸測量方法，測量了閥門內部閥桿運動速度，確定了仿真分析的正確性。結果表明：氣動閥門在打開瞬間，閥桿會有較大的運動速度，并可能發生頂桿與閥桿的反向碰撞問題，給頂桿或閥桿帶來損傷。
關鍵詞：氣動閥門；內部運動規律；運載火箭
引 言
氣動閥門廣泛應用于運載火箭的加注、泄出、排氣等系統，在飛型號的排氣閥、安溢閥，在研型號的加注閥、排氣閥等多采用氣動控制閥。隨著閥門的直徑、流量的 增大，閥門的結構尺寸和重量也越來越大。氣動閥門的控制氣一般為高壓氣（約5 MPa），在此氣體壓力下，強制作動器內的頂桿迅速運動，推動活閥打開。隨著閥門口徑的增大，頂桿、活閥的快速運動和撞擊，帶來了閥門的動強度問題。因此 對閥門內部閥芯、強制頂桿運動規律的研究越來越重要。
張永彬等基于Adams軟件對一種快速泄放閥的響應特性進行了仿真與分析，得出泄放閥閥芯運動規律和內部氣體壓力變化規律；吳建軍等通過Simulink軟件對抽油泵泵閥進行仿真，得到泵筒內的液體壓力變化規律曲線、泵閥打開高度曲線及泵閥運動速度曲線；余鋒等采用ABAQUS軟件分析了保險閥導向桿斷裂故障，得到導向桿設計動強度不足的故障原因；
孫海亮等研究了充氣開關閥桿斷裂問題，得到閥桿斷裂失效機理；潘英朋等提出了一種低溫氣動閥門方案，并對波紋管等關鍵零件進行了計算和分析；王春民等研究了自鎖閥在振動和沖擊環境下性能變化情況。
本文以某火箭用加注閥為例，對氣動閥門內部運動規律進行了研究，采用AMESim軟件對閥門運動特性進行了分析，確定了閥門內部頂桿和閥桿間的運動關系，并采用非接觸測量手段得到閥門在打開時的活閥運動速度，以驗證仿真分析的正確性。
展開 Fluent仿真案例-高超音速再入艙氣動熱仿真
再入艙的攻角α=-25°和馬赫數為17.0。幾何形狀如下圖所示，膠囊是對稱的。
1、啟動Fluent導入網格
啟動Fluent軟件，選擇雙精度，設置并行數。
導入網格并顯示。
對于高超音速流場，選擇密度基Density-Based求解器。
2、物理模型
選擇求解能量方程并選擇雙溫度模型選項。在雙溫模型中，一個溫度代表空氣分子的平移能和旋轉能，另一個溫度代表空氣分子的振動能和電子能。考慮這種熱非平衡對于高超超聲速流的精確模擬是重要的，最重要的是在表面傳熱和溫度的預測。
粘度模型使用k-ω SST湍流模型，保留默認設置。
3、材料
默認的流體材料是空氣，這是此問題中的工作流體。對于高超聲速流來說，考慮可壓縮性和熱物理性質隨溫度的變化是很重要的。這將在選擇使用雙溫度模型時自動完成，以確保使用適當的屬性。
4、操作條件
設置操作壓力為0。
5、邊界條件
“inflow”邊界：如下，并設置溫度為250K。
“outflow”邊界：如下，并設置溫度為250K。
“wall”邊界：設置溫度為1500K。
6、求解
求解方法和離散方法如下。
庫朗數和松弛因子如下。
設置求解限制。
初始化設置。
迭代步數設置為
展開 基于實際工程的飛行器氣動設計與仿真
在飛行器氣動設計中總會遇到一些技術難點，本文無法給出大家實際遇到問題的解決方法。但想從以往實際工程中“捅破這層窗戶紙”的角度提供一些經驗供大家參考，如果看完本文，您也感到“哦，原來如此”，就算達到了本文的目的。
本文是從氣動專業的角度，通過多年的設計、試驗、仿真經驗，跟大家探討交流一下直接的體會感受。當然，這些直接工程上的做法，并非作者一人之功，實來源于無數前輩及周圍優秀同事，本文無法一一點到，望曾經一起攻堅的戰友們見諒。
2. 跨速域飛行器的布局設計
空氣動力學將流動分為亞音速、跨音速、超音速及高超音速，無疑跨速域飛行器在氣動布局上考慮的因素更多，因此本文以典型跨速域飛行器：戰斗/偵察機及可復用火箭/飛船，展開方法的介紹及論述。
圖1 典型跨速域飛行器
2.1. 傳統跨速域飛機氣動布局指標的提出
一個新構型的氣動布局必然由需求牽引而出，大國之間軍事對峙的典型場景即為軍機之間的跟飛、纏斗，戰爭期間，先進戰斗機則直接意味著制空權。因此，戰斗機性能優于對手的需求，在世界成為地球村之前是一直存在的，此即為推動戰斗機性能提升的動力。
一代空氣動力學理論的突破，一代戰斗機氣動布局的跨越。跨音速面積率的出現，使得戰斗機進入超音速時代；邊條渦升力理論，戰斗機具備了大迎角高機動能力。
圖2 戰斗機氣動布局的更迭
具有良好氣動布局外形的飛機通過不斷地更新發動機和記載設備可使其服役期延長幾十年，而這不僅僅限于軍用飛機。上世紀40年代的安2運輸機，其優異的氣動布局，使得至今其仍具有蓬勃的生命力。因此，在飛機設計中，氣動布局設計，尤其是先進氣動布局設計占有極其重要的地位。
展開 航空發動機整機三維氣動仿真研究進展
仿真結果表明，發動機整機三維仿真所得各項性能參數與單部件設計參數誤差均在6%內（見圖7），且整機仿真所得推力值與設計值非常接近。這說明整機仿真中各個部件是相互耦合、匹配工作的，如果某個部件仿真結果與設計結果偏差大，在整機仿真中累計誤差增大，將造成所有部件偏離預計的匹配設計點工作。
圖7 基于CFX的整機仿真結果
總結整機仿真方面的研究進展可以發現，最早的整機仿真是基于總體程序的仿真，研究機構大都采用基于交界面處理的整機仿真，而軟件公司則熱衷于基于單一程序的整機仿真。基于總體程序的整機仿真以特性仿真程序為基礎，實現難度相對較低，但不能反映交界面的影響；基于單一程序的整機仿真對程序要求高，需要一個程序能夠對各個部件進行精確仿真，實現難度較大；而基于交界面處理的整機仿真可對不同的部件使用針對性的仿真軟件，同時也可以考慮部件間的相互影響，因此被國外研究機構廣泛采納。
中國航發研究院仿真中心氣動仿真研究團隊，針對全三維整機仿真技術開展了大量研究，利用自研的氣動和燃燒仿真軟件，開展壓氣機、渦輪、燃燒室三維計算。隨后，利用PreCICE構建氣動與燃燒三維流場數據實時通信，進行交界面處理，搭建核心機（壓氣機、燃燒室與渦輪）全三維數值仿真軟件，如圖8所示。
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