沈阳所无力解决歼十一系列“跨音速陷阱”的谣言可以终结 ...-超级军网

某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证
作者: 钱卫 ; 杨国伟 ; 张桂江 ; 郑冠男
刊名: 空气动力学学报
出版日期: 2014
期号: 3, 页码:364-368
摘要: 针对某全机结构相似跨声速颤振模型,进行了有限元(FEM)模型结构模态分析和偶极子网格法(DLM)法颤振计算以及CFD方法的跨声速颤振特性仿真。在FL-26风洞中完成了跨声速颤振风洞试验。通过试验结果与仿真结果的相关性分析,验证了一种全机复杂耦合的颤振形式。通过对基于N-S方程的跨声速颤振仿真程序进行评估与验证,证实在飞机非定常CFD仿真上取得了进展并且具有足够的精度。综合CFD仿真与跨声速颤振风洞试验,可以对全机复杂耦合的颤振特性进行工程颤振设计。
关键词: 跨声速颤振 ; 全机结构相似颤振模型 ; CFD颤振仿真 ; 跨声速颤振风洞试验 ; N-S方程
语种: 中文
收录类别: CSCD
产权排序: 沈阳飞机设计研究所;中国科学院力学研究所
http://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/49181

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国内基于偶极子网格法（ＤＬＭ）的颤振设计工作已形成比较完整的体系［１４］，受跨声速风洞试验条件的限制，跨声速颤振设计的准确性受到一定的限制。近年国内在跨声速ＣＦＤ颤振仿真上取得很大的进展，对全机状态，实现了跨声速颤振仿真［１５］，但一直缺乏对跨声速颤振仿真结果的验证。飞机跨声速颤振评估的难点在于强的气动力非线性造成颤振耦合机理比较复杂，目前基于非定常ＣＦＤ的仿真成熟度不高，基于缩比弹性相似模型的全机跨声速颤振风洞试验技术难度很大，尤其是全机弹性结构相似模型，国内在本文之前没有先例。针对某全机复杂耦合的颤振现象，本文成功设计了全机缩比结构相似跨声速颤振模型，在ＦＬ－２６风洞开展了全机颤振风洞试验，同时使用基于Ｎ－Ｓ方程的ＣＦＤ仿真程序进行了跨声速颤振仿真。通过仿真结果与跨声速风洞试验结果的对比，验证了一种全机复杂耦合的跨声速颤振形式。
全机结构相似跨声速颤振模型中国空气动力发展中心ＦＬ－２６风洞是一座试验段尺寸为２．４ｍ×２．４ｍ的引射式、半回流、暂冲式跨声速增压风洞。该风洞具备一套全机颤振模型的悬浮式支持系统，是目前国内唯一具备全机颤振风洞试验条件的跨声速风洞。根据该风洞试验段的条件，设计了全机缩比弹性相似颤振模型，模型主要使用玻璃纤维复合材料＋碳纤维复合材料＋泡沫组成主要结构，局部连接使用铝，钢等金属材料。具体见图１。

该模型主要结构传力形式与飞机相似，利用玻璃钢、碳纤维和泡沫塑料的混合结构，实现了全机缩比弹性结构相似。蒙皮主要使用阴模，采用湿法在常温下加工分区变厚度的蒙皮构件。机翼上的梁、肋和蒙皮可以组成多闭室薄壁结构，承受机翼的载荷。梁、肋和蒙皮主要依靠粘接形成结构，见图２

在ＦＬ－２６风洞进行了全机模型颤振风洞试验，风洞试验采用固定Ｍ数改变来流速压的吹风方式进行，通过应变测量和加速度传感器测量模型的动响应判断模型是否发生颤振，模型在风洞中的安装见图３。在马赫数０．９，速压４８．１ｋＰａ，发生了颤振现象，通过风洞紧急关车使模型退出了颤振。颤振发生时的动响应见图１１，所有传感器都达到同一个振动频率。

　ＣＦＤ仿真的颤振速压与风洞试验结果进行对比，在Ｍ数０．９时误差约为９％左右，这个结果已经能够满足工程设计的需求，

结　论　　通过以上的计算与试验研究获得以下结论：　　
（１）全机缩比弹性结构相似颤振模型，满足全机模态的模拟要求；　　

（２）基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程（混合网格）的ＣＦＤ仿真，在采用固定密度，Ｍ数，改变来流速度的条件下，与ＤＬＭ方法对比，结果符合比较好；　　（３）基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程（混合网格）的ＣＦＤ仿真，对应风洞试验状态，采用固定Ｍ数，改变来流密度的方法，与风洞试验结果符合比较好；　　（４）通过全机缩比弹性相似颤振模型的跨声速颤振风洞试验以及基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程（混合网格）的ＣＦＤ仿真，验证了一种全机复杂耦合的颤振形式，在飞机非定常ＣＦＤ仿真上取得了进展，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行仿真，用于飞机的工程颤振设计。

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2015-11-22 15:34 上传

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2015-11-22 15:35 上传

这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。

“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两个概念。

这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。

“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两个概念。

这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。

“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两 ...
看不懂就算了

这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。

“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两 ...
美国在战斗机的工程颤振设计中从Ｆ－１８到Ｆ－２２仍然采用线化理论偶极子网格法（ＤＬＭ）进行颤振计算，同时通过跨声速颤振风洞试验进行验证

这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。

“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两 ...
基于缩比弹性相似模型的全机跨声速颤振风洞试验技术难度很大，尤其是全机弹性结构相似模型，国内在本文之前没有先例

看不懂就算了

这货就不是学这玩意的，估计这货连纳维斯托克斯方程都不知道是啥，有限元分析是啥估计也不知道

这货就不是学这玩意的，估计这货连纳维斯托克斯方程都不知道是啥，有限元分析是啥估计也不知道
属于没学过斯坦尼斯拉夫斯基那伙的……，无法交流。^_^。

这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。

“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两 ...
综合以上的计算和试验结果，ＣＦＤ仿真在Ｍ＝０．２和0.9时和风洞试验颤振频率基本一致,速压误差为3%和9%,这个结果已经能够满足工程设计的需求，

翼尖挂架为阶梯形，歼-11b无误。

只是提供了震颤仿真的解决方案，具体仿真结果以及工程设计中结构改进和实用进展本文并未涉及。

说白了，基于CFD和FEM耦合或者DLM混合格式的数值算法即便可以吻合缩比实验，也只能用于工程设计参考，实际工程设计结果还是要靠原型实验来完成。这篇文章只能说明我们有了工具，至于解决情况嘛，本文没说。

只是提供了震颤仿真的解决方案，具体仿真结果以及工程设计中结构改进和实用进展本文并未涉及。

说白了， ...
在ＦＬ－２６风洞进行了全机模型颤振风洞试验，风洞试验采用固定Ｍ数改变来流速压的吹风方式进行，通过应变测量和加速度传感器测量模型的动响应判断模型是否发生颤振，模型在风洞中的安装见图３。在马赫数０．９，速压４８．１ｋＰａ，发生了颤振现象，通过风洞紧急关车使模型退出了颤振。颤振发生时的动响应见图１１，所有传感器都达到同一个振动频率

COD6FANS 发表于 2015-11-22 15:41
这货就不是学这玩意的，估计这货连纳维斯托克斯方程都不知道是啥，有限元分析是啥估计也不知道
这家伙有两个雷同的ID 绿林好汉跟绿林奸汉基本对于土鳖是一种无脑黑的态度跟BKC是两个性质

漆室葵忧发表于 2015-11-22 15:52
翼尖挂架为阶梯形，歼-11b无误。
但如果是这样的话购入SU35的理由就更加淡薄了一些可能真的是想通过购入SU35获取部分源代码将过去一大部分的J11A及SU30MKK系列的俄制战斗机改造

在歼11B定型服役的7年后，在飞机非定常ＣＦＤ仿真上取得了进展，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行仿真，用于飞机的工程颤振设计。
……
嗯，你说有力解决那就有力解决吧，顺便坐等否认歼11系列存在所谓“跨音速过载陷阱”的相关发言。

在歼11B定型服役的7年后，在飞机非定常ＣＦＤ仿真上取得了进展，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行仿真，用 ...
任何高机动飞机都有
===
对于高机动飞机，经典颤振边界在跨声速区往往存在一个凹坑，因此跨声速颤振特性是飞机设计限制的关键设计参数。根据规范［１］要求，在设计初期就应进行颤振模型风洞试验，以验证规定的速度安全余量，并验证变参数颤振的分析结果。

美国ＮＡＳＡ兰利研究中心ＴＤＴ风洞从１９６０年至今，对各种飞机型号进行了大量的跨声速颤振风洞试验［２］，主要解决飞机型号的跨声速颤振设计问题和跨声速颤振仿真程序的评估与验证。尤其是在Ｆ１６，Ｂ－７７７，Ｆ１８Ｅ／Ｆ等飞机的颤振风洞试验中取得的数据，对发展颤振仿真程序作出很大贡献。
科罗拉多大学对Ｆ－１６的飞行状态进行了完整的ＣＦＤ／ＣＳＭ耦合的仿真，结构ＦＥＭ模型有１６８　７９９自由度，ＣＦＤ网格有４０３　９１９空间点，６３　０４４表面点（小攻角欧拉方程仿真）［３－６］。
对于ＣＦＤ跨声速颤振仿真，波音公司进一步发展了ＮＡＳＡ基于欧拉／Ｎ－Ｓ方程的ＣＦＤ程序ＣＦＬ３Ｄ，进行跨声速颤振仿真，并使用ＨＳＲ项目的ＴＤＴ风洞模型试验结果对程序进行了修正，取得比较大的进展［７］，波音公司还使用ＣＦＬ３Ｄ对Ｂ－１飞机的极限环振动（ＬＣＯ）进行的全面的仿真研究

绿林好汉发表于 2015-11-22 15:33
这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。
R
“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两 ...

看不懂就别瞎叫，设计上用的是比较成熟的偶极子网格法，本文是比较精确的验证方法。

绿林好汉发表于 2015-11-22 15:33
这个阶段的论文成果，离真正“解决”的距离颇远。
R
“目前服役型号是否解决”与“是否无力解决”，也是两 ...

看不懂就别瞎叫，设计上用的是比较成熟的偶极子网格法，本文是比较精确的验证方法。

hswz 发表于 2015-11-21 22:13
在ＦＬ－２６风洞进行了全机模型颤振风洞试验，风洞试验采用固定Ｍ数改变来流速压的吹风方式进行，通过应 ...

“固定M数改变来流速压”，说明设计试验采用的是一个无量纲量，使用量纲分析方法设计试验是规避比尺问题的一个常用工程方式，但是问题是这种方式只能保证复现在采用弹性相似模型前提下的turbulence induced fluttering，无法解决优化结构的scale up。缩比模型中的优化结构scale up依旧需要进行大量原型实验。你引用的原文部分也只是陈述在缩比风洞实验中复现了弹性相似模型的跨声速震颤，而缩比风洞试验的动响应情况与模型仿真情况吻合程度如何并没有说。就算吻合得很好，那CFD模型采用什么样的湍流模型？时间步长和网格尺度分别为多少？FEM模型的domain decomposition是如何建立的？一个缩比试验吻合了，别的小组另外用一个缩比模型在稍微不同的条件下测试，能否也能达到吻合？这些问题都不是数值仿真容易解答的问题。最后还是要归结到原型试验。

所以说，这篇文章讲的是我们解决震颤问题有了一个相对低成本的工具，我们现在可以用这个工具折腾出各种不同的方案并对这些方案进行初步的性能探索，成果是喜人的！但是有了锤子钉子，距离建造一坐木屋，还是有点距离的。我无意争论沈飞解决震颤问题的能力和进度，我仅仅就本文我能看到的部分中所包含的内容进行解读。

在歼11B定型服役的7年后，在飞机非定常ＣＦＤ仿真上取得了进展，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行仿真，用 ...
美国在战斗机的工程颤振设计中从Ｆ－１８到Ｆ－２２仍然采用线化理论偶极子网格法（ＤＬＭ）进行颤振计算，同时通过跨声速颤振风洞试验进行验证［１１－１２］。近年，ＺＯＮＡ公司发展了简化的欧拉方程颤振仿真软件ＺＥＵＳ　Ｃｏｄｅ，可以进行飞机的跨声速颤振仿真［１３］。

hswz 发表于 2015-11-21 22:25
美国在战斗机的工程颤振设计中从Ｆ－１８到Ｆ－２２仍然采用线化理论偶极子网格法（ＤＬＭ）进行颤振计算 ...
这些方法只是解决跨声速震颤问题的一系列方法论中的一环，并不是说有了这个方法，就能解决这个问题。

在歼11B定型服役的7年后，在飞机非定常ＣＦＤ仿真上取得了进展，可以对全机复杂耦合的颤振特性进行仿真，用 ...
你已经堕落到连论文都看不懂的地步了。设计上用的是比较成熟的偶极子网格法，本文是验证方法。

这特么是跨音速颤振过程的仿真，只是一种研究方法而不是研究成果，哪里提到了解决跨音速颤振问题？
“有计算器”和“得出结果”是一个意思？

楼主的意思是说，引进苏35是为了参照改进歼11气动结构一说是不存在的是吗?
那么问题来了:在你看来为什么引进苏35

“固定M数改变来流速压”，说明变的是一个无量纲量，使用量纲分析方法设计试验是规避比尺问题的一个常用 ...

本文采用含有附面层网格的混合网格进行计算，计算中采用的机翼表面和空间非结构网格如图８。其中模型表面的三角形网格数为５５５１９０个，附面层为９层网格，空间四面体网格数为１００９４９２０个。

这特么是跨音速颤振过程的仿真，只是一种研究方法而不是研究成果，哪里提到了解决跨音速颤振问题？
“有计 ...
你忘了超级结构？再敢多言，小黑屋伺候！

美国在战斗机的工程颤振设计中从Ｆ－１８到Ｆ－２２仍然采用线化理论偶极子网格法（ＤＬＭ）进行颤振计算 ...
没错，前601用的也是偶极子网格法进行设计，本文方法是对之前的验证同时也开拓了一个新的设计方法。

楼主的意思是说，引进苏35是为了参照改进歼11气动结构一说是不存在的是吗?
那么问题来了:在你看来为什么引 ...
飞控。我们在飞控领路差美俄很多。

这特么是跨音速颤振过程的仿真，只是一种研究方法而不是研究成果，哪里提到了解决跨音速颤振问题？
“有计 ...
至少证明了11系的结构国内有自己的设计和验证你不否认吧?

hswz 发表于 2015-11-21 22:32
本文采用含有附面层网格的混合网格进行计算，计算中采用的机翼表面和空间非结构网格如图８。其中模型表 ...
网格数量能代表的东西意义极为有限，真正重要的是网格中心点和几何形状的优化，这是数值仿真领域历久弥新的问题。

数值仿真的结果对网格划分极为敏感，特殊几何构造附近的一个附面层网格的形状优化，甚至能对整个求解精度带来很高的影响，比如正交性不好的网格容易带来很高的数值耗散，而多出来的数值耗散又很容易导致湍流粘性不精确的问题，因为网格带来的能量耗散会影响最终结果，现有的CFD模型都是用亚网格粘性（Sub-Grid Scale Viscosity， SGS v）这个量纲量来补偿数值耗散问题。

听起来似乎挺合理，但问题是没有人能够精确地量化数值耗散，所以这个量的设置完全是主观的，类似于经验系数。任何一个模型，只要有主观/经验参数，那他的可靠性就大为下降了，这就是为什么数值方法永远只能作为前期可行性研究中的重要手段，而不可能替代全尺寸风洞、水槽的原因。比如说我现在问个问题，它的SGS粘性是如何Calibrate的？是不是用的文中提到的这个风洞实验做得calibration？如果是的，那这篇文章的意义又要打折扣了。

对了，我还没提差分格式和压力求解方法呢，尤其是解N-S方程，他解压力用的是Pimple？PISO？ Simple？不是我说，就是以数值仿真论文来佐证沈飞解决了这个问题，说服力不足。

hswz 发表于 2015-11-21 22:32
本文采用含有附面层网格的混合网格进行计算，计算中采用的机翼表面和空间非结构网格如图８。其中模型表 ...
这文章里复现的震颤频率应该不是原型的震颤频率而是缩比模型的频率，就一个简单的雷诺数他就没法做到一样的，就算他的Strouhal数能做到一样。

你忘了超级结构？再敢多言，小黑屋伺候！
在这篇论文贴子下面再结合苏35的新闻，目前提所谓的超级结构有点不合时宜啊

至少证明了11系的结构国内有自己的设计和验证你不否认吧?
第一，这篇文章里说的是一种仿真方法，至于这种仿真方法有没有应用到11系上，根本无法证实。你的“至少证明”并不成立。
第二，“11系的结构国内有自己的设计和验证”，这是废话，肯定的事实，根本不需要证明。

你忘了超级结构？再敢多言，小黑屋伺候！
我当然没忘。
还有空间折叠也没忘。

西门吸血发表于 2015-11-21 22:42
第一，这篇文章里说的是一种仿真方法，至于这种仿真方法有没有应用到11系上，根本无法证实。你的“至少证 ...
这种仿真方法确实应该用在了11系上，但从文中看，是缩比模型的试验和仿真，和原型实验、仿真不是一码事。。

第一，这篇文章里说的是一种仿真方法，至于这种仿真方法有没有应用到11系上，根本无法证实。你的“至少证 ...
呵呵赞同你观点
其实这些问题可以简单化谁可以肯定的回答以下问题
是否兔子在11b或者说在16 11d的气动和结构设计上已经吃透了侧卫系并已经可以付诸实机.至少达到了苏35水平？
某些网友遮遮掩掩的自娱自乐自我表扬毫无意义.

在这篇论文贴子下面再结合苏35的新闻，目前提所谓的超级结构有点不合时宜啊
我的意思，事主已经懂了。有些事心里有数，静待发展即可，没有必要在这里与人争论什么。

要彻底解决，要么加强结构，这就要换发，要么全面重新设计，时间太长
有些问题不是找到原因就能解决的

要彻底解决，要么加强结构，这就要换发，要么全面重新设计，时间太长
有些问题不是找到原因就能解决的
是的

neytirilover 发表于 2015-11-22 16:49
这种仿真方法确实应该用在了11系上，但从文中看，是缩比模型的试验和仿真，和原型实验、仿真不是一码事。 ...

这篇文章里的只是拿一个模型去吹风洞，
用风洞实验实测数据跟自己CFD仿真数据对比，
来看误差是不是达到要求。
这是仿真方法的实验验证环节。
这跟模型是啥没关系，拿歼7，歼8去也是一样的。
我翻陆军相关论文，大把新仿真方法，验证是用59做的。
也就是说，文章里提到的缩比模型风洞实验是为了验证本文所提出的仿真方法的准确性。
并不能算是本文方法在11系飞机结构设计工作上的实际应用。
当然，
也许这个缩比模型本身就是11系飞机结构改进设计的一个阶段性成果，拿来做风洞验证，
也许本文方法在准确性得到验证后确实应用到了实际设计工作中去，
但这些都只是也许，这篇论文无法给出证明。

neytirilover 发表于 2015-11-22 16:49
这种仿真方法确实应该用在了11系上，但从文中看，是缩比模型的试验和仿真，和原型实验、仿真不是一码事。 ...

这篇文章里的只是拿一个模型去吹风洞，
用风洞实验实测数据跟自己CFD仿真数据对比，
来看误差是不是达到要求。
这是仿真方法的实验验证环节。
这跟模型是啥没关系，拿歼7，歼8去也是一样的。
我翻陆军相关论文，大把新仿真方法，验证是用59做的。
也就是说，文章里提到的缩比模型风洞实验是为了验证本文所提出的仿真方法的准确性。
并不能算是本文方法在11系飞机结构设计工作上的实际应用。
当然，
也许这个缩比模型本身就是11系飞机结构改进设计的一个阶段性成果，拿来做风洞验证，
也许本文方法在准确性得到验证后确实应用到了实际设计工作中去，
但这些都只是也许，这篇论文无法给出证明。

这篇文章是2014年发表在空气动力学学报上的  也就是说现在可以公开讨论了  那么这个实验是几几年做的  文中并没告诉大家可能很久以前就做了但官方握着到2014年发表。

这个风洞验证实验最大的意义就是能准确测量跨因素陷阱的状态误差不超过9%  可以用于工程设计着是601所开发的一个解决跨因素陷阱的一个好工具至于实际工程解决还得具体问题具体分析实机试飞肯定是做了的。仿真度能达到这么高已经相当厉害了要知道制造风洞吹风模型也是一个技术活你的模型要无限贴近实机的气动特性和结构响应的。最起码你得把原机结构气动了解透了才能对其气动进行改进实验做风洞模型的。

跨声速风洞美国的最大试验段2.5米以上但也没到3米俄罗斯也没美国的大比中国的亚洲最大的这个2.4米大点好像2.5米  风洞实验仿真验证是解决跨因素陷阱的第一步也是最重要一步  虽然离动态真实情况还有不少的差距但风洞是唯一最贴近真实的工具。

至于实机在风洞跨声速吹风这个全世界都办不到  亚音速实机吹风美俄以前能办到中国现在也能办到但都不是跨声速状态。是2码事

解决跨声速陷阱就是跨声速仿真实验 +加实机试飞  其它也没更好的办法。

不过有这个实验证明601所对苏27的气动研究的很深实验很多为了就是解决这个问题具体解没解决这个实验已经做了几年没有官方报道谁也不知道
但最起码可以证明沈飞现在有这个办法和能力。这个就很有意义了

这篇文章是2014年发表在空气动力学学报上的  也就是说现在可以公开讨论了  那么这个实验是几几年做的  文中并没告诉大家可能很久以前就做了但官方握着到2014年发表。

这个风洞验证实验最大的意义就是能准确测量跨因素陷阱的状态误差不超过9%  可以用于工程设计着是601所开发的一个解决跨因素陷阱的一个好工具至于实际工程解决还得具体问题具体分析实机试飞肯定是做了的。仿真度能达到这么高已经相当厉害了要知道制造风洞吹风模型也是一个技术活你的模型要无限贴近实机的气动特性和结构响应的。最起码你得把原机结构气动了解透了才能对其气动进行改进实验做风洞模型的。

跨声速风洞美国的最大试验段2.5米以上但也没到3米俄罗斯也没美国的大比中国的亚洲最大的这个2.4米大点好像2.5米  风洞实验仿真验证是解决跨因素陷阱的第一步也是最重要一步  虽然离动态真实情况还有不少的差距但风洞是唯一最贴近真实的工具。

至于实机在风洞跨声速吹风这个全世界都办不到  亚音速实机吹风美俄以前能办到中国现在也能办到但都不是跨声速状态。是2码事

解决跨声速陷阱就是跨声速仿真实验 +加实机试飞  其它也没更好的办法。

不过有这个实验证明601所对苏27的气动研究的很深实验很多为了就是解决这个问题具体解没解决这个实验已经做了几年没有官方报道谁也不知道
但最起码可以证明沈飞现在有这个办法和能力。这个就很有意义了

超音速凹坑,任何高机动飞机都有,F22为此付出增重110千克代价,歼十一使用复材减重的原因之一就有可能是为了解决此问题,F15为了解决此问题采用平尾犬齿结构，当时是用风洞验证的，