太陽能無人機非線性氣動彈性及飛行力學研究.pdf

1、高空超長航時太陽能無人機可用于執(zhí)行偵察、監(jiān)測、預警和通信中繼等任務，具有廣闊的發(fā)展?jié)摿皯们熬?，是臨近空間飛行器重要的研究對象之一。受其獨特的能源形式限制，高空超長航時太陽能無人機一般具有展弦比大、翼載荷低、結構面密度低、結構柔性大等特點，在氣動載荷的作用下，機翼將產生較大的彈性變形，結構剛度、質量分布和推進系統(tǒng)分布等特性相對變形前狀態(tài)亦發(fā)生較大改變；線性理論無法滿足這類飛機氣動彈性及飛行力學研究的精度需求，迫切地需要發(fā)展高精度的非線

2、性氣動彈性、配平及穩(wěn)定性求解工具?？紤]機翼幾何大變形效應的大柔性飛機非線性氣動彈性及飛行力學分析方法是目前這類飛機研究的關鍵技術之一。在上述研究需求的牽引下，本文主要開展了以下研究工作：
　　(1)大尺度、大展弦比高空超長航時太陽能無人機的機翼結構在設計時一般采用柔性設計思想，允許較大的彈性變形，常規(guī)的線彈性結構模型求解假設不再適用。本文，基于Co-rotational(CR)理論，首先推導了結構變形后的切線剛度矩陣及其內力求解格

3、式、切線質量矩陣及動力學平衡方程，建立了高精度的幾何非線性結構模型，并給出了非線性靜力學增量平衡方程和直接數值積分法求解非線性動力學平衡方程的計算流程。以大柔性懸臂梁為例，驗證了其求解的精度、效率以及編寫的Fortran求解程序的有效性。研究表明：采用 Newton-Raphson迭代格式求解靜力學增量平衡方程時，只需3-5次子迭代即可滿足位移收斂標準<10-3，且最大求解誤差不超過3％。CR有限元法具有較高的求解效率和較好的計算精度，

4、可以用于大柔性太陽能無人機的結構建模，以便較好地模擬其大柔性機翼結構的幾何非線性變形特征。
　　(2)大柔性太陽能無人機較大的機翼彈性變形，將引起氣動載荷的重新分布及作用方向的改變，無人機變形后的氣動特性研究對其總體設計亦具有重要的參考意義。本文基于CR靜力學模型耦合計算流體力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)技術，構造了流固耦合求解器，提出了一種可以考慮幾何大變形效應的大柔性飛機靜氣動彈性求解

5、方法，研究了某新穎布局太陽能無人機的靜氣動彈性響應特性。研究表明：無人機受載后，隨著變形的增加，升阻特性將變差，滾轉力矩導數和偏航力矩導數的絕對值可增加數倍，并改善了氣動載荷在展向的分布，從而有利于結構設計；采用線彈性結構模型求解假設研究這類飛機的靜氣動彈性問題時，將產生較大的偏差。
　　(3)隨著彈性變形的增加，大柔性太陽能無人機機翼的結構剛度特性、質量分布特性等將發(fā)生較大改變，仍采用線性動氣動彈性分析方法研究這類飛機的動氣動彈

6、性穩(wěn)定性問題時，將產生較大的偏差。本文對基于CR理論的大柔性結構動力學方程進行線性化，耦合片條非定常氣動力模型，引入準模態(tài)假設，提出了一種適用于大柔性太陽能飛機的非線性氣動彈性穩(wěn)定性分析方法；基于該方法，研究了彈性變形、結構剛度、彈性軸位置、剖面質心位置、集中質量在展向的分布等因素對類“太陽神”布局太陽能無人機的動氣動彈性穩(wěn)定性的影響。研究表明：隨著機翼彈性變形的增加，非線性顫振速度可下降8.6%以上，非線性顫振頻率可下降6.49%；合

7、理地增加結構剛度、前移彈性軸或剖面質心，合理地布置集中載荷等，均可以有效地改善幾何大變形對這類飛機氣動彈性穩(wěn)定性所造成的不利影響。
　　(4)對比了非定常渦格法、基于Wagner函數的Duhamel積分形式的非定常氣動力模型和ONERA動態(tài)失速模型及其改進形式等描述時域非定常氣動力的精度，研究了二元翼段非線性氣動彈性響應特性；采用基于CR理論所建立的大柔性機翼結構動力學模型，耦合改進的ONERA動態(tài)失速非線性非定常氣動力模型，提出

8、了一種適用于大柔性機翼的非線性氣動彈性時域響應求解方法，通過算例驗證了該方法的精度、計算效率及所編寫相應Fortran程序的有效性，合理地預測了這類大柔性機翼的極限環(huán)顫振特性。
　　(5)考慮幾何非線性氣動彈性效應的大柔性飛機非線性配平、飛行載荷及運動穩(wěn)定性分析是大尺度大展弦比超柔性太陽能無人機設計時必須要考慮的問題之一。本文采用CR有限元理論在其非線性結構模型基礎之上，進一步引入了重力、分布式推力等模型，并考慮了機翼幾何大變形引

9、起的氣動載荷分布、結構剛度、質量分布、推進系統(tǒng)推力等特性的改變，提出了一種適用于大柔性飛機非線性配平、飛行載荷分析及運動穩(wěn)定性研究的求解方法，并采用 Fortran語言編寫了該方法的迭代求解代碼；基于該方法，研究了具有分布式推進系統(tǒng)的大柔性太陽能飛機的非線性飛行力學特性。研究表明：變形較大時，采用線彈性結構模型解得的配平誤差可達50%以上，翼尖位移預測誤差可達25%以上；所提出的非線性飛行力學分析方法具有較好的精度，滿足大柔性太陽能無人