大展弦比機翼的氣動彈性響應(yīng)與分叉問題研究.pdf

1、高空、長航時無人機因其廣泛應(yīng)用前景正成為國內(nèi)外的研究熱點。這類飛機普遍采用大展弦比布局，其非線性氣動彈性問題尤為突出，非線性氣動彈性分析技術(shù)成為這類飛機設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)。本文以大展弦比機翼為研究對象，對其非線性氣動彈性響應(yīng)和分叉問題進行了較為深入的研究。 本文首先深入探討了振蕩翼型的動態(tài)失速過程。對當前存在的經(jīng)驗氣動力模型進行了總結(jié)歸類。給出了ONERA失速氣動力模型和B-L失速氣動力模型詳細表達式，并將兩個模型的計算結(jié)果與試驗

2、數(shù)據(jù)進行對比。另外，分別將ONERA氣動力模型和B-L氣動力模型與二元機翼結(jié)構(gòu)模型相結(jié)合建立氣動彈性方程，采用非線性分析方法研究了這兩種模型作用下系統(tǒng)的氣動彈性響應(yīng)和分叉問題。研究表明，這兩種模型各有優(yōu)缺點，都可以用于非線性氣動彈性分析，且分析結(jié)果基本一致。 將機翼簡化為勻質(zhì)懸臂梁，考慮結(jié)構(gòu)幾何非線性和質(zhì)量偏心的影響，根據(jù)哈密頓變分原理推導出了包含三階以內(nèi)非線性項的結(jié)構(gòu)微分方程。將此方程與ONERA失速氣動力模型相結(jié)合建立大展