《表1 先进战斗机飞机风洞试验与计算结果对比》

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《先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证》

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尾远场与近壁非定常气动力与结构运动方程联合求解来获取翼面结构的抖振响应仍需解决许多关键技术难点。与翼面颤振响应CFD/CSD求解方法相比，V尾抖振响应是多模态耦合振动位移的叠加，具有翼面振动位移大和非定常流场激励频带宽的特性。颤振时域计算只需要分别对某个模态坐标计算到广义位移发散即可得到颤振点，计算过程中翼面的位移相对较小，动态网格的更新与变形相对容易。针对翼面抖振响应位移变形大、非定常流场激励频带宽、结构位移多模态耦合等特点，通过改进RANS/LES非定常气动力计算的时间推进精度，对气动与结构耦合求解方程的内部迭代算法进行优化设计，并采用混合背景网格映射的动态网格变形技术对翼面大变形后流场计算网格进行变形更新[9]，建立了基于RANS/LES混合算法的V尾抖振响应CFD/CSD高效高精度计算方法与流程（见图10），并通过先进战斗机跨声速风洞试验模型的计算与风洞试验结果对比证明（见表1），计算精度较RANS算法有大幅提高。使用该算法能够计算分析大迎角飞行时前机身脱体涡的生成、演化规律与涡流轨迹，优化垂尾展向位置设计，避免与分离流场的主涡线轨迹重合，同时可以计算得到V尾结构的抖振响应，以减少风洞试验次数（见图11）。