大展弦比機翼的氣動彈性問題探討

1、大展弦比機翼的氣動彈性問探討黃禮耀陳奎林洪都航空 工業(yè)集團650所了探討；分析了結(jié)構(gòu)非線性對大展弦比機 翼的氣動彈性和飛行載荷的影響；提出了大展 弦比機翼氣動彈性問的研宄內(nèi)容，并指出其技術(shù)難點。 大展弦比機翼結(jié)構(gòu)非線性氣動彈性飛行載荷1引目近十幾 年來，高空長航時飛機得到了世界的普遍重視， 由于其高空長航時等性能要求，這種飛機具有特別大的 展弦比，大展弦比機翼具有展弦比大可達(dá)到35的量級， 結(jié)構(gòu)重量輕展向lkgm，柔性大靜彈性變形可 達(dá)25展長的特點。大展弦比大柔度飛機機翼的結(jié)構(gòu)分析， 屬于小應(yīng)變情況下的大位移問，是典型的結(jié)構(gòu)幾何非線 性情況，即便使用傳統(tǒng)的分析方法也能明機翼 柔性對飛機氣動彈

2、性飛行動力特性等均具有顯著的影響， 但是這些研究未考慮結(jié)構(gòu)大變形帶來的幾何非線性影響， 因而有必要進(jìn)行大展弦比機翼的氣動彈性研究 。2國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀近年來，美國人Patil.M.J發(fā)的文章中， 提出了高空長航時飛機的非線性氣動彈性和非線性飛行 動力學(xué)問，研究了結(jié)構(gòu)和氣動力的 幾何非線性對大展弦比機翼氣動彈性行為的重要性。由 于大展弦比機翼的大柔性，國外直在研究飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計 中采用重量輕比強度大比剛度高和對疲勞不敏感等 優(yōu)點的復(fù)合材料。根據(jù)有關(guān)資料，國外目前正在生產(chǎn)中 的飛行器，就結(jié)構(gòu)重量而言，平均約有13的結(jié)構(gòu)為復(fù)合 材料，應(yīng)用復(fù)合材料平均可以使飛行器減重3在 國內(nèi)，高空長航時飛機的軍事價值和

3、經(jīng)濟意義早被有關(guān) 部門認(rèn)識到了，些航空院校和科研院所如北航西工大等 正對其中的關(guān)鍵技術(shù)問進(jìn)行探索和分析。國內(nèi)對復(fù) 合材料結(jié)構(gòu)的技術(shù)研究已有30多年的歷史，已在多種型 號的飛機機體結(jié)構(gòu)中應(yīng)用如強前機身殲帶整體油箱復(fù)合 材料機翼殲十復(fù)合材料垂尾鴨翼殲轟七復(fù)合材料 平尾。我公司在飛機的設(shè)計中，垂尾含方向舵結(jié)構(gòu)的90 是碳纖維復(fù)合材料，僅占的金屬材料主要是用作聯(lián)接件。 在設(shè)計中，采用復(fù)合材料有限元數(shù)學(xué)模型，以 顫振臨界速度為目標(biāo)函數(shù)，進(jìn)行氣動彈性優(yōu)化設(shè)計和分 析。改變復(fù)合材料疊層方向夾角和局部區(qū)域的疊層厚度， 來降低翼面抗彎曲剛度和提高翼面抗扭轉(zhuǎn)剛度。 經(jīng)顫振數(shù)值分析飛機地面共振試驗風(fēng)洞顫振試驗和飛行

4、 顫振試驗，排除了以全復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的18垂尾含方向蛇 結(jié)構(gòu)的氣動彈性不穩(wěn)定性。到目前為止，洪都公 司已能生產(chǎn)全復(fù)合材料垂尾含方向舵的8教練機裝備空軍。 其中復(fù)合材料用于升力面的關(guān)鍵技術(shù)，即氣動彈性剪裁 也得到了初步的應(yīng)用。3研究的內(nèi)容考慮到結(jié) 構(gòu)大變形帶來的幾何非線性的影響，為適應(yīng)大展弦比大 柔性飛機氣動彈性研宄的需要，有必要進(jìn)行個方面的研 究。3.1大展弦比復(fù)合材料機翼動力特性研究結(jié) 構(gòu)動力特性是飛機的動穩(wěn)定性飛行操縱等方面性能分析 的基礎(chǔ)。對于大展弦比機翼，在飛行載荷的作用下，機 翼會產(chǎn)生很大的變形，常規(guī)的對線性系統(tǒng)進(jìn)行結(jié)構(gòu) 動力特性分析的小變形假設(shè)不再適用。非線性結(jié)構(gòu)的動 力特性與線性結(jié)

5、構(gòu)相比有顯著的差異，對大展弦比機翼 必須研究機翼在大變形后平衡狀態(tài)的動力特性；幾 何剛度矩陣對結(jié)構(gòu)動力特性的影響；幾何非線性結(jié)構(gòu)對 飛行動力學(xué)的影響；建立結(jié)構(gòu)非線性的復(fù)合材料有限元 的結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型，進(jìn)行大展弦比布局復(fù)合材料結(jié)構(gòu) 全機動力特性研究。3.2大展弦比復(fù)合材料機翼氣動彈性 問研究從靜動氣動彈性現(xiàn)象來分析復(fù)合材料機翼的氣動 彈性問。黃禮耀陳奎林大展弦比機翼的氣動彈 性問探討由于大展弦比復(fù)合材料機翼的飛行載荷和靜氣 動彈性特性主要是由機翼的大變形所決定，所以必須對 大展弦比復(fù)合材料機翼的靜氣動彈性發(fā)散副翼操縱 效率彈性變形對機翼的載荷分布的影響進(jìn)行研究。對大 展弦比機翼進(jìn)行顫振分析，非定常

6、氣動力的求解十分重 要，建立非線性非定常氣動力計算方法，求解大展 弦比復(fù)合材料機翼的非定常氣動力。建立具有結(jié)構(gòu)幾何 非線性的機翼的氣動彈性方程，利用頻域或時域求解臨 界顫振速度，分析其振特性。復(fù)合材料的非線性阻 尼對機翼顫振臨界速度的影響研究，開展大展弦比復(fù)合 材料機翼飛行載荷的研究考慮大展弦比機翼的結(jié)構(gòu)非線 性特點和靜氣動彈性的影響，有必要進(jìn)行飛行載荷 的研宄。3.3.1氣動導(dǎo)數(shù)的彈性修正大展弦比機翼的靜氣 動彈性現(xiàn)象非常嚴(yán)重，對其氣動特性飛行性能飛行品質(zhì) 及載荷分布都有很大的影響。作為載荷計算 的重要的原始數(shù)據(jù)，為了獲取準(zhǔn)確的飛行運動參數(shù)和機 動載荷，氣動導(dǎo)數(shù)應(yīng)采取經(jīng)彈性修正的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)

7、。 3.3.2非線性飛行載荷計算的研究常規(guī)飛行載 荷計算是基于線化小擾動方程的，在多數(shù)情況下，各主 要氣動參數(shù)的變化與擾動量成線性關(guān)系，飛行中即使遇 到相當(dāng)強烈的擾動，在有限的時間內(nèi)，飛機的線速 度和角速度往往是個很小的擾動量?？紤]到大展弦比機 翼的結(jié)構(gòu)大變形帶來的幾何非線性的影響，屬于大擾動 的情況，故以往從繞質(zhì)心的動力學(xué)方程出發(fā)，求解 適于非線性理論的六自由度方程，按縱向和橫側(cè)向操縱 規(guī)律，得到包線內(nèi)的典型計算點的縱橫向機動情況下各 有關(guān)氣動參數(shù)隨時間的變化。載荷分布的計算根據(jù) 飛行載荷篩選出來的縱向機動橫側(cè)向機動的嚴(yán)重情況載 荷，按非線性氣動力理論，建立基于沉3方程與結(jié)構(gòu)有限 元相結(jié)合的

8、氣動力方法，求解非線性情況下，各 飛行姿態(tài)情況的載荷分布?？紤]到氣動彈性變形對載荷 分布的影響，要對分布載荷進(jìn)行彈性修正，得到彈性機 翼的分布載荷等氣動參數(shù)，提供給結(jié)構(gòu)打樣使用。 3.4大展弦比復(fù)合材料機翼的氣動彈性剪裁技術(shù)研究復(fù)合 材料具有比強度高比剛度大以及對疲勞不敏感等特性， 氣動彈性剪裁是通過改變材料的剛度方向性控 制結(jié)構(gòu)的靜動氣動彈性變形，以實現(xiàn)改善翼面的剛度分 布特性，提高飛機的飛行性能的種設(shè)計方法。顫振優(yōu)化 和發(fā)散優(yōu)化是氣動彈性剪裁研究的重點，它是以顫 振速度發(fā)散速度及操縱反效速，標(biāo)函數(shù)的多約，化設(shè)計。 設(shè)計復(fù)合材料的鋪層厚度方向夾排列順序，進(jìn)行機翼剛 度優(yōu)化射究的纟自觸，飛靜動

9、氣動彈，穩(wěn)定性。 3.5大展弦比機翼的氣動試驗研究3.5.1大展弦比復(fù)合材料 機翼的氣動彈性驗證試驗研究需要進(jìn)行個方面的工作設(shè) 計制造大展弦比復(fù)合材料機翼縮比尺寸 的靜彈性風(fēng)洞模型，并進(jìn)行風(fēng)洞試驗；設(shè)計制造大展弦 比復(fù)合材料機翼縮比尺寸的動力相似的風(fēng)洞顫振試驗?zāi)?型，并進(jìn)行風(fēng)洞試驗；對風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行地面振 動模態(tài)試驗，測定其固有動力特性并進(jìn)行相互比較，并 用樣機的動力特性來修改試驗?zāi)Ｐ?；進(jìn)行大口徑大雷諾 數(shù)風(fēng)洞試驗，測定模型的發(fā)散副翼反效和顫振臨界 速度。3.5.2大展弦比機翼的測壓試驗進(jìn)行載荷測壓試驗 的目的是為飛機載荷的確定提供直接比較可靠的原始數(shù) 據(jù)，同時，載荷測壓試驗也可以校核數(shù)值計

10、 算的結(jié)果。根據(jù)國內(nèi)風(fēng)洞的能力，按定的比例設(shè)計大展 弦機翼的高低速測壓模型，在設(shè)計測壓剖面時要考慮氣 動彈性變形的影響，合理地布置測壓剖面，在各測 壓剖面上，根據(jù)壓力變化劇烈情況，布置測壓點的位置。 通過高低速測壓試驗，測量繞模型流動的氣流在模型面 的壓強分布，可以得到作用在翼型或機翼上的升 力和壓差阻力；計算各部件的壓力中心位置；確定模型 面附面層的狀態(tài)。4擬解決的技術(shù)難點針對以上研究內(nèi)容， 存在以下技術(shù)難點。41大展弦比復(fù)合材料機 翼的結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型的研究建立基于幾何非線性的大展弦 比復(fù)合材料機翼的結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型，分析機翼結(jié)構(gòu)動力學(xué) 特性。求解機翼在大變形后的狀態(tài)下的振動模態(tài)與 固有頻率，因為

11、模態(tài)和頻率是進(jìn)行大展弦比復(fù)合材料機 翼氣動彈性分析的基礎(chǔ)。4.2非共面情況下的非定常氣動 計算方法研究非定常氣動力是顫振分析的原始 數(shù)據(jù)，由于飛機機翼大變形的影響，在進(jìn)行非共面非定 常氣動力計算時，由于翼面網(wǎng)格各自的方向的不同，有 的網(wǎng)格不再在個平面上，有必要研宄非線性非共面 的非定常氣動力計算方法。4.3大展弦比復(fù)合材料機翼的 氣動彈性剪裁研究常規(guī)的金屬材料已不能滿足大展弦比 機翼的氣動彈性設(shè)計要求，利用復(fù)合材料，進(jìn) 行氣動彈性剪裁，實現(xiàn)靜動氣動彈性的優(yōu)化設(shè)計。44大 展弦比復(fù)合材料機翼的模型試驗研究由于大展弦比復(fù)合 材料機翼的特點，在進(jìn)行模型的靜動氣動彈性試 驗時，模擬機翼的靜力和動力特性

12、，當(dāng)試驗?zāi)Ｐ偷膭恿?特性與樣機的動力特性產(chǎn)生偏差時，有必要研宄模型修 改方法。4.5非線性飛行戴荷和氣動載荷分布計 算軟件研究考慮結(jié)構(gòu)大變形帶來的幾何非線性的影響， 研宄采用非線性數(shù)學(xué)模型，求解六自由度方程，研究基 于Eule1.NS方程與結(jié)構(gòu)有限元相結(jié)合的氣 動載荷分布的計算方法，得到各升力面的氣動載荷分布。 5前景預(yù)測與分析通過大展弦比機翼的氣動彈性問的研究， 開發(fā)出適用于幾何非線性結(jié)構(gòu)的靜動氣動彈 性分析軟件和飛行載荷計算軟件，在大展弦比柔性復(fù)合 材料機翼結(jié)構(gòu)動力特性分析等關(guān)鍵技術(shù)方面縮短與技術(shù) 先進(jìn)國家的差距，推動多學(xué)科優(yōu)化主動抑制智能結(jié) 構(gòu)等領(lǐng)域的發(fā)展，提高飛機的氣動彈性設(shè)計水平，為無 人機新型戰(zhàn)斗機等項目的發(fā)展奠定技術(shù)基礎(chǔ)。在滿足飛 機氣動彈性穩(wěn)定性的前提下，采用復(fù)合材料，減輕 機翼結(jié)構(gòu)重量與全金屬結(jié)構(gòu)相比3040，將極大地提高飛 機的飛行性能，增大飛機的有效載荷。鍛練隊伍，培養(yǎng) 造就批專業(yè)技術(shù)骨干。促進(jìn)航空事業(yè)的發(fā)展， 增強國防實力，保衛(wèi)國家安全。研宄成果可在航空部門 及在其它行業(yè)內(nèi)推廣，促進(jìn)社會工業(yè)技術(shù)的進(jìn)步和發(fā)展。 收稿日期2002激光加工技術(shù)激光是原子在受 激幅射放大過程中發(fā)出的光。激光加工是利用高能量密 度激光束照射工件，將