大展弦比柔性机翼气动弹性风洞模型设计与试验验证

发布时间：2017-10-14 09:35

  本文关键词：大展弦比柔性机翼气动弹性风洞模型设计与试验验证

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【摘要】：大展弦比柔性机翼飞机的气动弹性是当前理论研究的热点,而风洞试验研究则是揭示大变形气动弹性运动机理和验证理论方法的必要手段。该文建立了能够考虑几何非线性特点的大展弦比柔性机翼风洞试验模型结构设计方案。该方案设计结合几何非线性气动弹性理论分析与模型地面试验,在确保分析模型与理论模型一致的基础上,进行了实物模型的气动弹性风洞试验。风洞试验结果表明大展弦比柔性机翼的结构大变形效应对其气动弹性特性产生了一定影响,大变形导致结构水平弯曲模态发生失稳进而降低了模型的颤振速度,与几何非线性气动弹性分析结果一致。试验颤振速度、颤振模态均与理论分析结果吻合,验证了该文几何非线性气动弹性分析方法的准确性。
【作者单位】： 北京航空航天大学航空科学与工程学院;中航工业成都飞机设计研究所;
【关键词】： 大展弦比 风洞试验 气动弹性 模型设计 几何非线性
【分类号】：V211.47
【正文快照】： 大展弦比柔性飞行器的气动弹性研究是近年高空长航时无人机和大型运输机的研究热点。该类飞机在飞行过程中具有大变形特征,尤其在阵风和机动过程中,静/动力学变形问题更为突出,气动载荷分布、动力学响应、颤振等与线性小变形假设情况存在较大差异,因此必须考虑结构大变形对气

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本文编号：1030348