● 摘要
推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向，提供俯仰、偏航和滚转力矩以及反推力，用于补充或取代常规由气动力面产生的气动力来进行飞行控制。推力矢量飞机进行俯仰控制时，常常引起气流分离、涡等复杂流场运动，非定常气动力复杂，经典气动弹性分析方法不再适用。本文立足于气动弹性学科背景，根据国内外应用现状，探索求解推力矢量飞机气动弹性问题的研究方法，为工程上分析推力矢量飞机的气动弹性问题提供支持手段。本文的工作包括如下几点：1）推导非线性气动力的流固耦合方法应用结构运动的振型正交性以及连续系统的离散化方法，推导出一种具有简单数学表达式的流固耦合时域推进方法，采用Fluent动网格技术，通过无限平板样条方法将结构振型插值到气动网格，给定初始扰动即可模拟结构与气动的耦合响应。改变来流动压，观察广义位移的时域响应，得到颤振速度。2）跨音速非线性气动弹性时域分析方法应用本文推导的非线性气动力流固耦合方法，建立基于计算流体力学（CFD）技术的机翼跨音速非线性气动弹性时域模拟方法。使用用户自定义函数（UDF）功能把固体方程编译到FLUENT中，在每个时间步内，实现固体方程和流体方程的联合求解，采用动网格技术实现固体边界的移动，通过时域仿真即可求出机翼在初始扰动下的跨音速气动弹性响应。通过与风洞数据对比，验证了本文方法的适用性和有效性。3）大迎角非线性气动弹性时域分析方法通过CFD求解初始流场，应用静气弹结构方程得到下一时刻物理坐标，利用Fluent的UDF功能进行静变形流固耦合模拟，为防止因变形量过大而使网格遭到破坏，可引入松弛因子，即每一时间步只计入部分静变形，观察结构广义位移的时域响应，得到大迎角非线性气动力作用下的静变形，再采用流场边界层网格与物面整体化的思想，让边界层随物面一起变形，既避免了因边界层厚度太小但变形过大而引起的网格畸变，同时又能兼顾大迎角时物面边界层的影响，给定扰动即可模拟大迎角非线性气动弹性问题。采用自编模型，验证了该方法的有效性，为推力矢量飞机大迎角非线性气动伺服弹性分析奠定了基础。4）基于直接流固耦合的非定常气动力系统辨识降阶方法针对直接模拟计算效率较低等原因，开展非定常气动力降阶模型（ROM）应用，而目前的降阶模型技术常常采用训练模型，即人为地给定整个时域的输入，得到该输入的响应，然后经过辨识降阶。这种方式人工经验因素较多，需要选取合适的输入函数，使得系统响应具有一定的代表性，包含足够多的背景信息，适合模型预期的使用场合。本文基于直接流固耦合进行辨识降阶，模型的输入和输出更具真实性和代表性，一定程度上消除了人工经验因素的影响，将该降阶方法应用于颤振和伺服颤振分析，大大提高了计算气动弹性的分析效率。对于推力矢量飞机气动伺服弹性问题，背景信息较少，不确定因素较多，该方法较为适用。5）推力矢量气动伺服弹性稳定性分析方法的建立推导推力矢量气动伺服弹性分析的运动方程，根据上述技术手段，建立了分析含推力矢量飞机在大迎角气动/结构/控制三者耦合的时域模拟方法，并应用降阶模型的方法，提高分析气动伺服弹性的计算效率。