基于cfd的静气动弹性优化设计方法

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1、第23卷第1期空气动力学学报Vol.23,No.12005年03月ACTAAERODYNAMICASINICAMar.,2005文章编号:0258-1825(2005)01-0016-05基于CFD的静气动弹性优化设计方法杨青,梁强,杨永年(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安710072)摘要:以三维Navier-Stokes方程为控制方程,数值计算弹性机翼跨音速气动力,耦合结构静平衡方程,研究弹性机翼的静气动弹性变形和真实载荷分布,并在此基础上,对机翼的型架外形进行基于静气动弹性的多学科的优化设计(MDO),以及对机翼进行基于总升力不变的飞行姿态

2、确定,以满足弹性机翼在飞行时的品质设计要求。以某后掠机翼为例,设计结果达到预期目标。关键词:N-S方程;静气动弹性;优化设计中X图分类号:V211.41文献标识码:A求。0引言1计算方法新型大型运输机、高速轰炸机和民用客机设计,需要大展弦比机翼在跨音速范围巡航,一些最新设计1.1求解气动力数值计算方法的无人机更具有超大展弦比机翼,这些飞机的机翼刚本文采用的控制方程是三维N-S方程。在贴体度普遍较小,机翼气动弹性影响比较严重,从而飞机坐标系中,无量纲化的三维守恒型N-S方程为:的飞行品质将因结构弹性变形而发生明显变化。因5Q5E5F5G15Ev5Fv5Gv此,以往以刚性飞机

3、为设计对象的加以弹性修正的设+++=++5t5N5G5FRe5N5G5F计方法不能适应新型飞机的设计要求,需要真实的弹(1)性机翼为对象。在飞机设计阶段,有必要对飞机机翼1T进行型架的优化设计以消除静气动弹性对机翼形状其中:Q=[QQuQvQXQe];E、F、G为N-J和载荷的影响。由于要求跨音速飞行,甚至大迎角飞S方程组的对流项,Fv、Fv、Gv为N-S方程组的粘性行,以前采用的线性气动力理论计算结构弹性对载荷项;雅可比变换行列式J=5(N,G,F)/5(x,y,z)。[1]影响的方法不再适用,基于N-S方程的气动力数值对控制方程(1)作隐式离散,引入伪时间导数项,计算

4、方法可以满足新型飞机载荷分析的需要,以N-S即采用双时间方法,借助伪时间方法的/子迭代0技术方程为基础的载荷分析方法也是20世纪90年代中(STS),时间导数项可以分解成二阶精度的LU-SGS[2~4]期以来国外发展研究的热点之一。[5]格式。本文以N-S方程为控制方程,计算弹性机翼飞行-1ipLDU$Q=-<[(1+<)Q-时所受气动载荷,再耦合结构静平衡方程计算机翼的nn-1p(1+2<)Q+

5、FC-A-B-C]算该机翼形状下机翼的飞行载荷,即弹性机翼的真实i+++---D=I+<$t[A+B+C-A-B-C]载荷。在此基础上,分别对弹性机翼的沿展向的剖面i+-+-+-+++迎角以及整个翼面进行优化设计,消除静气动弹性对U=I+<$t[DNA+DGB+DFC+A+B+C]形状和载荷的影响,并进行基于静气动弹性的机翼飞(3)p+1p0n行姿态确定,使飞机在飞行时的总升力能满足设计要$Q=Q-Q;p=0时,Qi,j,k=Qi,j,k;X收稿日期:2004-01-08;修订日期:2004-04-03.作者简介:杨青(1969-),女,博士研究生,工程师,主要从事计算流

6、体力学和气动弹性力学研究工作.第1期杨青等:基于CFD的静气动弹性优化设计方法17i1特性、力矩特性等飞行品质都会发生变化。机翼的型式(2)、(3)中:<=,本文取<=0.5,p为1+<架外形优化设计的目标即考虑机翼静气动弹性影响子迭代次数,当py]时,第n层到第n+1层的时间对机翼进行预设计,使飞行器满足设计飞行状态中的推进具有二阶时间逼近精度。计算实践表明,进行3飞行品质要求。~5次/子迭代0即可达到实际物理问题所要求的时通常情况下,对大展弦比和超大展弦比机翼,可间逼近精度,本文取p=5。以假定机翼的弦向剖面是刚性的,结构弹性引起的机数值计算时在方程(2)的右端,粘性

7、项采用二阶翼扭转角分布对其升力特性的影响是绝对因素,因此精度的中心差分格式,对流项采用二阶精度的NND可以只对机翼的扭转角进行优化设计,不考虑机翼刚格式。轴挠度的影响。对中等展弦比和小展弦比机翼,机翼本文计算边界条件在物面上应用无滑移速度条弦向剖面的变形影响已经不可忽略,因此必须对机翼件,u=0,v=0,w=0,定常情况下的压力梯度5p/5n翼面任意一点的挠度进行优化设计。通过型架优化=0;对于绝热壁面,温度梯度5T/5n=0;对于恒温壁设计,可以使飞行时弹性机翼由于静气动弹性变形平面,Tw为常数,远场应用无反射条件;计算采用