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申请/专利权人：天目山实验室

摘要：本发明公开了一种考虑结构间隙的机翼流固热耦合分析方法，属于航空气动弹性领域；具体为：针对当前机翼，读取所有子结构的气动节点，并求解各气动节点的壁面温度；通过结构有限元建模，导出所有子结构的结构节点并将壁面温度进行插值。针对当前初始动压Q，计算热效应下的机翼间隙变形初值，以及结构节点的模态，插值到气动节点；同时，求解气动弹性方程，输出各个时间步上监测点时域位移响应；最后，绘制在当前工况的动压Q下，监测点的时域响应曲线，并进行极限环振荡判断。通过改变来流动压，重新进行气动热分析及结构动力学计算，得到在更高来流动压下的时域响应曲线，进行极限环振荡的分析。本发明实现了考虑间隙的机翼流固热耦合时域仿真。

主权项：1.一种考虑结构间隙的机翼流固热耦合分析方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤一、针对当前机翼，将机翼在间隙处分成两部分，采用动态子结构法进行机翼的结构有限元建模和气动建模，读取机翼所有子结构的气动节点和气动中心点坐标；步骤二、给定初始工况参数：高度、马赫数、压力和初始温度输入到求解器进行机翼的气动力和气动热计算，得到各气动节点对应的壁面温度；步骤三、进行机翼的结构有限元建模，导出机翼的所有子结构的结构节点，并将各气动节点的壁面温度插值到壁面结构节点中；步骤四、将壁面结构节点的温度T作为边界条件，使用结构有限元软件进行温度载荷下的热传导计算，得到在该温度载荷下机翼间隙的变形量δ0，作为结构动力学分析间隙变形的初值；变形量δ0计算公式为：δ0＝αT-T0结构内部无热源时的结构Fourier热传导方程为： 其中T表示结构温度，T0表示结构初始温度，t表示传热时间；α表示材料热胀系数，ρs表示结构材料密度，cs表示结构材料比热容，λs为各向同性材料在各个方向上的热传导系数；步骤五、使用结构有限元软件对两部分子结构分别进行考虑热效应的模态计算，输出机翼所有子结构的结构节点坐标、结构节点对应的结构模态以及质量矩阵M和刚度矩阵K到txt文件中；步骤六、利用薄板样条插值方法，将结构节点对应的结构模态插值到气动节点和气动中心点件；步骤七、利用得到的所有结构节点的质量矩阵、刚度矩阵和结构模态，计算得到转换矩阵T和剩余模态矩阵Ψd；当子结构无刚体模态时，定义剩余模态：Ψd＝K-1BT-G当子结构有刚体模态时，刚度矩阵K存在R阶奇异，计算剩余模态计算矩阵： 推导得到转换矩阵T： [E]＝[BΨda+BΨdb]-1其中，G为子结构的柔度矩阵，B为投影矩阵，Ba，Bb分别是子结构的投影矩阵； 为模态的投影矩阵，ΦR为结构的R阶刚体模态，KCC＝CTKC为等效刚度矩阵，Φka、Φkb分别是两个子结构的低阶模态，BΨda、BΨdb为剩余模态分别在两个子结构上的投影；步骤八、利用转换矩阵T和剩余模态矩阵Ψd，结合机翼所有子结构的气动节点和气动中心点的坐标，求解气动弹性方程，输出各个时间步上监测点时域位移响应的txt文件；首先，将物理坐标系下的非定常气动力f引入结构动力学方程，并通过李兹基矩阵实现第一次坐标变换，得到单独子结构的气动弹性方程： 其中H为李兹基矩阵，{qh}＝{pkfJ}T，pk为该子结构的前几阶广义位移，fJ为该子结构对接界面上的力，为该子结构的低阶模态；然后，通过转换矩阵T实现第二次坐标变换，将多个子结构实现耦合，得到整体系统的气动弹性方程： 由于热效应引起的间隙变化，则整体方程的广义坐标变为{qt}＝{pkapkbδ+δ0}T，其中各分量相互独立，pka为子结构a的前几阶广义位移，pkb为子结构b的前几阶广义位移，δ+δ0代表在热效应影响下整体结构中的间隙自由度坐标，Ke表示两个子结构间相连接的弹簧刚度系数，F为广义气动力；最后，利用Henon-RK法进行串并行混合的流固耦合的时域推进求解气动弹性方程；步骤九、通过时域位移响应绘制在当前工况的动压Q下，监测点的时域响应曲线，并对极限环振荡进行判断。

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