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中国振动联盟 › 论坛 › 流体力学及其软件应用 › 求助：二元机翼颤振——流固耦合求解法！
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[UDF专题] 求助：二元机翼颤振——流固耦合求解法！  

漂亮朋友

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发表于 2011-2-28 20:31 |显示全部帖子
各位高手，请问有谁做过流固耦合法求解二维机翼的颤振，小弟现在不知道ＵＤＦ怎么编写？如果哪位大侠做过同类问题，请不吝赐教，小弟在此拜谢先～
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Seventy721

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发表于 2011-3-1 23:43 |显示全部帖子
机翼截面是刚性的还是弹性的？
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漂亮朋友

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发表于 2011-3-5 16:34 |显示全部帖子
回复 2 # Seventy721 的帖子

弹性的，我的Q——Q：644397146，希望能和你进一步交流。
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Seventy721

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发表于 2011-3-6 08:23 |显示全部帖子
不好意思我没有QQ。在论坛里交流吧，别人也可能受益。

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ChaChing  赞成: 5
  发表于 2011-3-6 10:17
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欧阳中华

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    发表于 2011-3-6 11:20 |显示全部帖子
    本帖最后由 欧阳中华 于 2011-3-6 20:56 编辑

    .
       机翼刚性就不会出现颤振.....


       ( 能说明反对的理由吗？)


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    ChaChing  抱歉! 楼下已说完我的看法!  发表于 2011-3-14 00:07
    ChaChing  反对: 5
      发表于 2011-3-6 20:49
    .

        振动论坛伴随着你我每一天，在这里希望大家能够围绕“振动”能有所收获，这种收获也许是你从他那里得到，相信有一天你也一定会给予他... ..

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    发表于 2011-3-6 11:52 |显示全部帖子
    刚性截面 =/= 刚性机翼

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    ChaChing  赞成: 5
      发表于 2011-3-6 20:50
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    kenan0418

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    发表于 2011-3-13 19:08 |显示全部帖子
    机翼颤振多是弯——扭颤振
    如果机翼是刚性的，就不会出现扭转，刚性机翼更多的是弯曲
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    欧阳中华

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    发表于 2011-3-14 09:10 |显示全部帖子
    .
       机翼由于形状的一般性，沿翼展方向弯曲会耦合翼剖面的扭转，而剖面扭转导致升力改变，加剧了弯曲，机翼弯曲与升力的不平衡，出现了“颤振”现象，发散导致结构破坏，...

       解析的方法就是建立振动方程，解微分方程，关键是流体升力的描述，如果采用近似方法得到升力，教科书上应该有颤振临界速度的计算公式. . .

       如果希望采用数值方法模拟，结构有限元应该相对比较简单，流体即使假设在势流理论下，不仅要沿翼面布置源强，而且还要考虑沿翼展布置涡，模拟出升力，采用其他数值方法也得在机翼表面剖分单元，Seventy721 关心的“机翼截面是刚性的还是弹性的”，就是考虑单元网格是不是分析过程中发生变化，对应问题的难易程度差很多，机翼结构是属于网状板格与蒙皮结构，翼展相当于悬臂梁很软，但翼剖面的面内压缩刚度相对很大，变形可以忽略的...

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    讲得透彻，谢谢分享！  发表于 2011-3-14 11:57
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    • Seventy721

    .

        振动论坛伴随着你我每一天，在这里希望大家能够围绕“振动”能有所收获，这种收获也许是你从他那里得到，相信有一天你也一定会给予他... ..

        随着知识的传递，伴随键盘的敲击，显示器格开了你我，但仿佛你我更加熟悉... ..

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    发表于 2011-3-14 23:33 |显示全部帖子
    本帖最后由 ChaChing 于 2011-3-15 00:09 编辑

    感觉有点偏了LZ的原题了! LZ抱歉了! 因个人水平/时间有限, 仅说下一些想法认知
    机翼颤振多是弯——扭颤振

    7F说的這前半深感認同认同, 颤振多是弯曲/扭转模态耦合!  但强调下是"多"而不是"都"!
    ...沿翼展方向弯曲会耦合翼剖面的扭转...

    教授的这话, 是否我解读有误!? 怎感觉怪怪了, 好像不一定是这样?
    对无后掠/无翼斜而言, 弯曲会耦合扭转?? 这时是纯弯曲/纯扭转! 难道无后掠/无翼斜就不会颤振吗?
    ...剖面扭转导致升力改变，加剧了弯曲，机翼弯曲与升力的不平衡...

    1.不是只有扭转模态会导致升力改变! 难道弯曲模态不会导致升力改变吗?
    2.升力改变也不一定会加剧弯曲! 难道不会出现加剧扭转模态, 而弯曲模态较少些!?
    3.弯曲与升力的不平衡?? 让我更迷惑了
    ...机翼是刚性的，就不会出现扭转...

    个人疑惑, 一般翼根是固定式, 但若是全动式, 这还成立吗?

    近来工作忙, 很累了! 希望有说清楚个人疑惑
    1

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    • Rainyboy

    笛卡尔 : 我思故我在; 抱歉无MSN/QQ, 发帖讨论! 勿发短消息询问!
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    发表于 2011-3-15 03:50 |显示全部帖子
    本帖最后由 Seventy721 于 2011-3-15 12:04 编辑

    如果把机翼当作梁结构研究，这时机翼截面仍然是刚性的，主要的变形模式是弯曲和扭转。这时需要考虑弯-扭耦合作用。主要的原因是机翼截面是非对称形状，剪切中心和中性轴不重合。因此施加扭矩会引起弯曲变形，施加弯矩会引起扭转变形。这方面有很多论文可查，比如下面这篇：
    Free Transverse and Lateral Vibration of Beams with Torsional Coupling
    J. R. Banerjee and H. Su
    JOURNAL OF AEROSPACE ENGINEERING 200619:1 (13)

    不过这跟楼主的问题可能不一样。楼主也可能是关心机翼尾缘上的振颤。机翼尾缘在空气作用下发生变形，这是就需要把机翼截面的变形考虑进去，不能再用梁理论研究。

    这两种机翼振颤模式都可能发生。是那种情况，要看流速大小和机翼的结构和刚度。这两种模式各自有不同的解法。所以要讨论解法，首先要弄清楚情况。这也是我问是不是刚性截面的原因。

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    颤振(flutter)~=振颤(buffeting)  发表于 2011-3-15 09:26
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    • Rainyboy

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    发表于 2011-3-19 20:56 |显示全部帖子
    ...楼主也可能是关心机翼尾缘上的振颤。机翼尾缘在空气作用下发生变形，这是就需要把机翼截面的变形考虑进去，不能再用梁理论研究...

    再仔细读了一遍, 好奇确定下, 主任所说的"振颤"是buffet吗?
    若是的话, 不变形的话不会產生buffet吗??
    好像与我认知的, 又更深奥些了
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    发表于 2011-3-20 02:28 |显示全部帖子
    元老恕我才浅，我只知道fluttering一般用来指fluid-elastic失稳引起的结构振颤，buffeting一般指湍流引起的结构抖动。两者的表现形式和机理不同。fluttering常常对应结构某个模态，响应常常是周期的或者类周期的；buffeting的能量分布往往比较宽。机理上一个是流固耦合失稳，一个是外力引起的振动。螺旋桨的翼片常被看作变截面梁，其截面看作刚性面。较宽的机翼常被看作变厚度板，其截面上可以发生变形。无论机翼截面被看作刚性或者弹性，上面两种情况都可能发生。

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    Seventy721  谢谢。  发表于 2011-3-20 10:52
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    发表于 2011-3-20 21:13 |显示全部帖子
    我想我应该是误将主任说的"振颤"误植为抖振"buffeting"了!
    平常看到的flutter称颤振, 很少看到称振颤的
    还有也很少看到flutter后头有加ing的, 不过个人英文是差的
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    发表于 2011-3-21 00:36 |显示全部帖子
    本帖最后由 ChaChing 于 2011-3-21 00:41 编辑

    回复 12 # Seventy721 的帖子

    Seventy太谦虚了, 个人才是基础水平薄弱, 抱著学习的态度来学习, 所以若有疑问总希望能澄清!
    可能用词不同所以造成个人疑惑, 特去百度扫盲下, 我将其转贴在日志
    http://www.chinavib.com/home-spa ... -blog-id-18417.html

    Seventy关心的"机翼截面是刚性的还是弹性的", 一开始个人解读为考量固定式或全动式差异, 真是...
    10F的"机翼尾缘上的振颤"及"这两种模式各自有不同的解法", 我是误以为指抖振与颤振的差异! 所以才觉得怪怪的, 真是...
    现在有点了解, 主任说的应该就是结构的模拟方式不同吧! 但怎会说不同的解法? 指的是说使用不同气动模式(aero model)吗?
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    Seventy721

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    发表于 2011-3-21 00:40 |显示全部帖子
    不好意思，我那个中文翻译不准。因为看文献写论文都用英文，所以中文的对应术语不是很清楚，给大家造成误解，抱歉。元老指正的对，应该写flutter。flutter既是动词也是名词，加个ing是取动词名词化之意，只为与buffeting对偶，但的却不准确。

    点评

    ChaChing  汗! 我对简文对应术语也不是很清楚!  发表于 2011-3-21 00:51
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