飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析 计算全机升力线斜率C L ： 为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2 AR 2 d h 2C L ：._W S gross 该公式适用于d h /b < 0.2的机型 Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平 面面积。 由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ） 又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m; C L: C La_W 1 dh b 丿 S gpss
S net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244. 所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349 二.计算最大升力系数C Lmax C Lmax =14 1'0-064regs C L? ①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。 由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1 所以代入上面公式得到C Lmax等于1.662 三.计算增升装置对升力的影响 前面选择了前缘开缝襟翼 c LE /c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长 的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。
70 20 30 40 SO 60 70 &0 100 Wing ￥Ngwl span 所以先计算机翼外露段的相对展长 等于（1-机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m, 代入公式，算出机翼外露段的相对展长 等于88.67%，对应到上图，纵坐标 C 'LE lc 等于 1.088 。 絲翌娄型 克鲁格標資 0.3 前缘 前缘缝翼 0.4 c 中缝 1.3 后缘 < 无面积延伸〉 L6 二缝 1.9 单繼 1.3 / e 后缘（何而积絃仲） 蚁缝 1,6 c 三缝 1 9強々 1.0&
目录 1前言错误!未定义书签。 2风轮气动载荷............................................... 错误!未定义书签。 2.1动量理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 .................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.2考虑风轮后尾流旋转...................................................................... 错误!未定义书签。 2.2叶素理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.3动量──叶素理论.................................................................................. 错误!未定义书签。 2.4叶片梢部损失和根部损失修正 .............................................................. 错误!未定义书签。 2.5塔影效果.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.6偏斜气流修正.......................................................................................... 错误!未定义书签。 2.7风剪切...................................................................................................... 错误!未定义书签。3风轮气动载荷分析........................................... 错误!未定义书签。 3.1周期性气动负载...................................................................................... 错误!未定义书签。 4.1载荷情况DLC1.3..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.2载荷情况DLC1. 5..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.3载荷情况DLC1.6..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.4载荷情况DLC1.7..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.5载荷情况DLC1.8..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.6载荷情况DLC6.1..................................................................................... 错误!未定义书签。 风力发电机组气动特性分析与载荷计算 1前言 风力发电机是靠风轮吸取风能的，将气流动能转为机械能，再转化为电能输送电网，风力机气动力学计算是风力机设计中的一项重要工作。特别是对于大、中型风机，其意义更为重大。风力机处于自然大气环境中，大气紊流、风剪切、风向的变化（侧偏风）和塔影效应等，这些现象使叶片受到非常复杂气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命产生很大的影响。对一台大型风力发电机组来说，除风轮叶片产生机组的气动载荷外，机舱和支撑风轮和机舱的塔筒也产生气动载荷，这些都对机组的载荷产生影响。 2风轮气动载荷 目前计算风力发电机的气动载荷有动量—叶素理论、CFD等方法。动量—叶素理论是将风轮叶片沿展向分成许多微段，称这些微段为叶素，在每个叶素上的流动相互之间没有干扰，叶素可以认为是二元翼型，在这些微段上运用动量理论求出作用在每个叶素上的力和力矩，然后沿叶片展向积分，进而求得作用在整个风轮上的力和力矩，算得旋翼的拉力和功率。动量—叶素理论形式比较简单，计算量小，便于工程应用，估算机组初始设计时整机的气动性能，被广泛用于风力机的设计和性能计算，而且还用来确定风力机的动态载荷，不断地被进一步改进和完善。CFD数值计算不需要对数学模型作近似处理，直接对流体运动进行数值模拟，从物理意义上说，数值求解N-S方程的CFD方法应该是最全面准确计算风力机气动特性的方法。但是，由于极大的计算工作量，数值计算的稳定性等原因，目前CFD求解N-S方程方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具。作为解决工程问题的工具还不太实际。为此在计算中应用动量—叶素理论方法来计算机组的气动载荷。 2.1 动量理论 动量理论是经典的风力机空气动力学理论。风轮的作用是将风的动能转换成机械能，但是它究竟能够吸收多大的风的动能就是动量理论回答的问题。下面分不考虑风轮后尾流旋转和考虑风轮后尾流旋转两种情况应用动量理论。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 首先，假设一种简单的理想情况：
风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究 发表时间：2017-10-25T17:58:34.210Z 来源：《基层建设》2017年第17期作者：张婷婷 [导读] 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。 西南科技大学城市学院土木工程系四川绵阳 621000 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。利用BEM气动力计算模型及模态叠加结构动力计算模型构建了大型海上风力机气动弹性分析模型，该模型具有计算效率高、计算结果准确的特征。利用该模型对不同风速条件下NREL 5MW海上风力机的气动弹性特征进行了计算和分析。结果显示，风力机的叶尖位移与风速条件直接相关，呈周期性特征。风速越高风力机功率波动频率越低。 关键词：大型海上风力机；气动弹性；BEM；模态叠加模型 0 研究背景 海上风力机为海上风能利用提供了有效的手段。根据“十三五”规划，海上风能资源的开发，将成为未来风能利用的重要发展方向。目前海上风力机技术仍处于发展过程中，部分海上风电强国已拥有部分示范工程，如挪威Hywind项目、葡萄牙WindFloat项目等。此外，近年来日本在海上风电技术领域投入较大，且已逐步形成海上风力机设计能力[1]。 海上风力机具有单机高功率等特点，通常设计为5MW-20MW[2]，相应的风力机的风轮半径将大幅增加。在海上复杂的环境下，气动力、波浪作用力、结构作用力等将形成复杂的耦合作用力体系，给海上风力机的结构响应分析带来了极大的困难。 本文通过动量叶素理论（BEM）计算风力机的气动力，采用模态叠加理论对NREL 5MW海上风力机进行了计算。对风力机的气动力特征及气弹耦合特性进行了系统地讨论。 1气动力计算BEM模型 复杂条件下风力机气动性能的求解是分析风力机气动弹性特征的关键。BEM理论模型将风力机叶片沿展向划分为多个独立的控制单元，假设相互单元之间的流场并不存在气动干扰，从而将三维问题化简为二维问题。极大地提高了计算效率，为风力机的气动弹性响应分析提供了条件。 通过将动量理论与叶素理论耦合并迭代求解，可获得当前翼型条件下的轴向及周向诱导因子和的量值，进而确定当前翼型的作用力。在此基础上将各控制单元的受力沿展向积分即可获得叶片的整体气动特性。 2结构动力学计算模态叠加模型 风力机结构动力学计算模型整体上可以分为模态叠加法、多体动力学计算方法及有限元分析方法。其中模态叠加法通过将叶片的各阶振型乘以响应系数后叠加起来计算其动力学响应，具有快速、高效等特征，是目前风力机气动弹性分析使用的主要方法。本文基于广义作用力方程，利用Duhamel积分可以求得叶片运动数值解，再将各阶模态对应的广义位移转换到物理空间可以得到以下位移结果：
《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模
型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图
第30卷 17邹 辉 等：高超声速湍流高效模拟算法第30卷 第6期2010年 12月飞 机 设 计 AIRCRAFT DESIGN V ol. 30 No. 6 Dec 2010文章编号：1673-4599（2010）06-0017-06 翼梢装置对某机翼气动弹性行为影响研究 司 亮1，马祥森1，张裕兵2，李启鹏2 （1. 中国航天电子技术研究院，北京 100094） （2. 昌河飞机工业有限公司，江西 景德镇 333002） 摘 要：以大客某方案机翼为基本翼，通过数值模拟的方法研究了翼梢装置对机翼气动弹性特性影响，包括静气动弹性及颤振特性。其中通过CFD/CSD弱耦合求解的方法研究其静气动弹性响应，气动力计算采用面元法，结构响应计算采用结构有限元法，通过插值实现翼面气动力与有限元节点力之间的传递，以及有限元模型与气动网格之间的变形传递。对基本翼及带翼梢装置机翼静力学有限元模型局部修改得到动力学模型，应用MSC NASTRAN进行颤振特性分析。研究发现翼梢装置使得机翼的气动弹性特性不同程度均有降低，而不同翼梢装置对其影响又有所不同，可见，翼梢装置的设计在追求气动特性改善的同时必须关注其带来的结构特性的损失。关键词：翼梢装置；颤振；静气动弹性中图分类号：V211 文献标识码：A Investigation of Effects of Winglets on Wing' s Aero-elastic Behavior SI Liang 1, MA Xiang-shen 1, ZHANG Yu-bing 2, LI Qi-peng 2 ( 1. China Academy of Aerospace Electronics and Technology , Beijing 100094 , China ) ( 2. Changhe Aircraft Industries co. Ltd. , Changhe 100094 , China )Abstract : Taking large aerobus's wing as the based wing, a detailed analysis of the effects of winglets on wing’s aeroelastic behavior is carried out by numerical method in this paper, including static aeroelastic characteristics and flutter characteristics. Static aeroelastic response is studied through Loosing Coupling CFD/CSD Method. The aerodynamic performances of the wings with different winglets have been investigated by numerical method based on Panel Method, and the study of structure response is taken by Finite Element Method, this paper used Interpolation Method for transferring displacement and force data between ? uid and structural meshes in a ? uid-structure interaction simulation. Through modifying static finite-elements partially to get the dynamic finite-elements model which is used for analyzing flutter characteristic by MSC NASTRAN. The results show that the wings’ aeroelastic characteristic reduced with different degree after adding winglets, and the different winglets’ effects are dissimilar, it is obvious that the design of winglets must pay attention to the lose of structural characteristics in getting high aerodynamic advantages.Key words : winglets ; ? utter ; aeroelasticity 收稿日期：2010-03-01；修订日期：2010-09-27
超声速翼型和亚声速翼型的气 动特性 总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)
超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。 经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实
际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。 一、超音速薄翼型 翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同 根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界 原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波 超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后 半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波
动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。 超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。 因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。
风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度 较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。利用BEM气动力计算模型及模态叠加结构动力计算模型构建了大型海上风力机气动弹 性分析模型，该模型具有计算效率高、计算结果准确的特征。利用该模型对不同 风速条件下NREL 5MW海上风力机的气动弹性特征进行了计算和分析。结果显示，风力机的叶尖位移与风速条件直接相关，呈周期性特征。风速越高风力机功率波 动频率越低。 关键词：大型海上风力机；气动弹性；BEM；模态叠加模型 0 研究背景 海上风力机为海上风能利用提供了有效的手段。根据“十三五”规划，海上风 能资源的开发，将成为未来风能利用的重要发展方向。目前海上风力机技术仍处 于发展过程中，部分海上风电强国已拥有部分示范工程，如挪威Hywind项目、 葡萄牙WindFloat项目等。此外，近年来日本在海上风电技术领域投入较大，且 已逐步形成海上风力机设计能力[1]。 海上风力机具有单机高功率等特点，通常设计为5MW-20MW[2]，相应的风 力机的风轮半径将大幅增加。在海上复杂的环境下，气动力、波浪作用力、结构 作用力等将形成复杂的耦合作用力体系，给海上风力机的结构响应分析带来了极 大的困难。 本文通过动量叶素理论（BEM）计算风力机的气动力，采用模态叠加理论对NREL 5MW海上风力机进行了计算。对风力机的气动力特征及气弹耦合特性进行 了系统地讨论。 1气动力计算BEM模型 复杂条件下风力机气动性能的求解是分析风力机气动弹性特征的关键。BEM 理论模型将风力机叶片沿展向划分为多个独立的控制单元，假设相互单元之间的 流场并不存在气动干扰，从而将三维问题化简为二维问题。极大地提高了计算效率，为风力机的气动弹性响应分析提供了条件。 通过将动量理论与叶素理论耦合并迭代求解，可获得当前翼型条件下的轴向 及周向诱导因子和的量值，进而确定当前翼型的作用力。在此基础上将各控制 单元的受力沿展向积分即可获得叶片的整体气动特性。 2结构动力学计算模态叠加模型 风力机结构动力学计算模型整体上可以分为模态叠加法、多体动力学计算方 法及有限元分析方法。其中模态叠加法通过将叶片的各阶振型乘以响应系数后叠 加起来计算其动力学响应，具有快速、高效等特征，是目前风力机气动弹性分析 使用的主要方法。本文基于广义作用力方程，利用Duhamel积分可以求得叶片运 动数值解，再将各阶模态对应的广义位移转换到物理空间可以得到以下位移结果：
收稿日期: 1997210207第一作者 男 31岁 讲师 100083 北京 1)航空科学基金(97A51038)资助项目 主动气动弹性机翼技术分析 1) 杨 超 陈桂彬 邹丛青 (北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系) 摘 要 以伺服气动弹性(或称气动伺服弹性)技术为出发点,结合国内外研究 情况,分析近年来正在发展的、能多方面提高飞机性能的飞机设计新技术———主动气动弹性机翼(也称主动柔性机翼)技术的主要设计思想与特点、关键技术、与传统机翼设计技术的区别、应用前景等,反映该技术的多学科综合和一体化的特点,供飞机设计、气动弹性等研究人员参考.关键词 气动弹性动力学;柔性机翼;飞行控制;气动伺服弹性;主动控制;一体化设计 分类号 V 211.47 未来飞机应具有大柔性、结构与起飞重量比小的特点,在高性能数字式控制系统的支持下,能巧妙地利用气动力与气动弹性效应,具有很好的飞行性能.正在发展的能够将性能、推进系统、结构、气动力和飞控系统等多种学科集成起来的设计方法,可用来解决飞行中飞行控制系统、柔性结 构、气动力等的相互作用问题(如伺服气动弹性问题,简称ASE ),将在飞机设计中起主要作用.随着主动控制技术(简称ACT )在航空技术领域的发展,逐步使人们认识到结构的柔性在主动控制技术的支持下可以发挥更大的潜力. 为了证明ACT 与ASE 技术的结合在飞机设计中的关键作用,1985年至1992年,由美国空军、NASA 兰利研究中心和Rockwell 公司共同发起了主动柔性机翼(Active Flexible Wing ,简称AFW )工程计划[1],验证了AFW 概念,证明AFW 技术是未来多用途战斗机设计的多功能关键技术之一,技术上已经达到了可以应用于新机而又没有多大风险的程度.1996年已经开始了第2阶段的研究,在美国空军的支持下,怀特试验室、爱德华空军基地、NASA 德莱顿研究中心、NASA 兰利研究中心联合开展了主动气动弹性机翼(Active Aeroelastic Wing ,简称AAW ,是AFW 的重新命 名)技术的飞行试验研究[2],目的是使AAW 技术进一步转化到实际工程中. 从AAW 技术的研究来看,它是ASE 技术的拓宽和自然延伸;ASE 技术是AAW 技术的核心 内容,是AAW 技术发展的坚实基础.国内ASE 研究始于70年代,相继在多个机型上实施了ASE 分析,同时也开展了ASE 综合技术的理论研 究和实验验证[3],包括气动能量方法[4],线性二次型调节器(LQR )法[5]和线性二次型高斯(LQ G )法[6]的颤振抑制和阵风减缓的模拟和数 字式控制律的综合,并对多输入2多输出系统的鲁棒稳定控制[7～9]及结构/控制一体化[10]做了研究和探讨. 本文结合国内外ASE 、AAW 技术的研究情况,介绍这种新机设计技术的设计思想与功能、关键技术以及发展状况等. 1 主动气动弹性机翼的设计思想与 功能 AAW 技术的设计思想与采用结构的强度和刚度来被动地防止结构柔性引起的气动弹性不良效应的传统设计方法不同,它是通过全权限、快速响应的数字式主动控制系统来主动且有效地利用机翼的柔性.传统的设计方法中由控制面产生控制力,从而控制飞机运动.而机翼的柔性产生的气动弹性效应会减弱控制面的效能,同时使机翼的颤振特性变差.为了避免这种不利情况,只能加强机翼强度和刚度或附加其他控制面,从而使结构重量增加. 国外AAW 技术中,机翼带有多个前缘和后缘控制面,在主动控制系统的操纵下,多个控制面 1999年4月第25卷第2期北京航空航天大学学报 Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics April 1999Vol.25 No 12
飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析 一. 计算全机升力线斜率L C α _L L W C C ααξ= _L W C α为机翼升力线斜率:()_2/2L W R R C A A απ=+???? ξ为因子： 2_12h net h gross L W gross d S d b S C S απξζ? ?=++ ?? ? 该公式适用于d h / b < 0.2的机型 ζ为校正常数，通常取值为3.2； d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平面面积。 由于展弦比R A =9.0，算出_L W C α=5.14( 1/rad ) 又因为ζ为校正常数，通常取值为3.2； d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m;
S net 为外露机翼的平面面积，估算等于119.652m ； S gross 为全部机翼平面面积，等于134.92m ； 算出ξ为因子等于 1.244. 所以可以算出全机升力线斜率L C α等于6.349 二．计算最大升力系数max L C ()max 1410.064L regs L C C α=+Φ Φregs 为适航修正参数，按适航取证时参考的不同 失速速度取值。 由于设计的客机接近于A320，所以取Φregs 等于1 所以代入上面公式得到max L C 等于1.662 三．计算增升装置对升力的影响 前面选择了前缘开缝襟翼 c’LE /c 为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。
气动弹性与气动热弹性研究进展 摘要 高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5且能够在大气层和跨大气层中实现远程飞行的飞行器，根据超音速飞行器的经验可知，气动弹性模拟对于高超声速飞行器的研究是非常关键的。经典气动弹性是指结构惯性、弹性和气动之间的相互作用，现代气动弹性包括比较宽泛的一系列问题，包括结构惯性、弹性、气动、控制和热效应等方面，因此经典静气动弹性和热气动弹性问题的研究具有重要意义。本文首先介绍研究背景意义，然后分别从研究重视程度及历史研究进展，气动力建模，气动热效应等方面对气动弹性与气动热弹性研究进行了综述，并指出由于缺少高超声速气动弹性实验数据及气动弹性分析所需的气动热结构模型的可信度有待验证，相关技术远未成熟，需要继续深入探索。 1. 引言 高超声速飞行器主要采用细长升力体布局，典型气动外形如图1所示。通常在重量的约束下，高超声速飞行器的机体和操纵面普遍采用轻质结构，因此其结构刚度偏小。高超声速飞行器的典型飞行包线如图2所示，其Ma在0~15范围内，而且必须在大气层范围内持续飞行一定时间，以满足吸气式推进系统的要求。飞行器机体在气动热和气动力复合载荷作用下，将在流动、结构、控制和推进系统之间产生复杂的相互作用。另外，根据亚音速和超音速飞行器的经验可知，气动弹性模拟对于高超声速飞行器的研究是非常关键的。而风洞缩比模型的气动弹性和热气动弹性的试验能力是有限的，无法真实模拟高超声速飞行器的真实环境。因此，对高超声速飞行器的气动弹性数值模拟研究是非常迫切。 图1. 高超声速飞行器布局示意图
图2. 高超声速飞行器的飞行包线 经典气动弹性是指结构惯性、弹性和气动之间的相互作用。现代气动弹性包括比较宽泛的一系列问题，包括结构惯性、弹性、气动、控制和热效应等方面，如图3.所示。正如图中所描述的，经典气动弹性由惯性、弹性和气动构成的三角形组成。在该三角形基础上加上控制构成气动伺服弹性，如图3中上面的四面体。如果加上热效应则构成热气动弹性，如图3中下面的四面体。下文主要介绍经典静气动弹性和热气动弹性问题研究进展。 图3. 气动-伺服-热-弹性六面体 2. 研究进展和现状 研究重视程度 在上世纪50年代末期和60年代，高超声速空气弹性和热气动弹性研究曾经是一个非常活跃的研究领域。从上世纪60年代X-15技术验证机的研发开始，美国加强了高超声速相关技术的研究。利用火箭发动机，X-15A-2在1967年创造了6.72马赫的飞行速度记录。这期间的研究成果后来在航天飞机研制过程中成为热气动弹性设计的基础。但在其后相当长一段时期，高超声速热气动弹性问题很少引起关注也很少有相关研究报告。这一状况持续到美国80年代中期的NASP （National Aero-Space Plane）计划开展时有所改变。近年来，又受到单级和双级入轨可重复使用运载器（RLV/TA V），长航程吸气式发动机类型高速飞行器HSVs
小展弦比机翼的低速气动特性 通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。 1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前 缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼 面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下 图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升 力常称为涡升力。 造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。 2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966） 小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。 该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有
其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。 与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。 小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力L p 前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。 根据适当的理论推导，得到 为系数，对于小迎角的情况 其中K p 说明，K 为势流升力线斜率。 p 对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力） 从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。 根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。 由此导出