摘 要：高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)普遍具有大展弦比機(jī)翼，但其容易受到氣動(dòng)荷載的影響，使大展弦比柔性機(jī)翼出現(xiàn)不同程度的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，這將直接影響飛機(jī)的飛行性能，不利于飛機(jī)安全飛行。所以，有效分析飛機(jī)大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)特性是非常必要的。文章將基于大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性理論，就氣動(dòng)載荷作用下大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)彈性變形對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行分析，進(jìn)而探究如何優(yōu)化大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)特性。

關(guān)鍵詞：大展弦比柔性機(jī)翼；氣動(dòng)特性；靜氣動(dòng)彈性

隨著我國(guó)經(jīng)濟(jì)、科技的迅猛發(fā)展，我國(guó)越來(lái)越重視高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)，為使其在偵察監(jiān)控、環(huán)境監(jiān)測(cè)、通信中繼等軍用和民用中有良好的應(yīng)用創(chuàng)造條件。但因目前高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)普遍采用大展弦比機(jī)翼，容易受到氣動(dòng)載荷作用，使大展弦比機(jī)翼扭曲變形，進(jìn)而影響飛機(jī)的正常飛行[1]。所以，面對(duì)此種情況，應(yīng)當(dāng)基于相關(guān)理論，對(duì)飛機(jī)大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)這兩方面進(jìn)行分析，進(jìn)而優(yōu)化飛機(jī)大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)特性，為提升高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)的飛行效果創(chuàng)造條件。

1 大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性理論說(shuō)明

1.1 考慮幾何非線性的結(jié)構(gòu)振動(dòng)分析

大展弦比機(jī)翼屬于幾何非線性結(jié)構(gòu)，那么其結(jié)構(gòu)振動(dòng)就與剛度矩陣、幾何位置有很大關(guān)系，并容易受這兩種因素影響，使幾何非線性結(jié)構(gòu)應(yīng)用性不佳。因此，為了提高幾何非線性結(jié)構(gòu)的大展弦比機(jī)翼的應(yīng)用性，就需要利用平衡方程式對(duì)結(jié)構(gòu)的剛度矩陣及幾何位置進(jìn)行分析?；诖它c(diǎn)，可以說(shuō)明結(jié)構(gòu)的剛度矩陣是幾何變形的函數(shù)，利用平衡方程可以表示為：

F（u）-R=0

注：u表示為結(jié)點(diǎn)位移；F（u）表示為結(jié)點(diǎn)內(nèi)力；R表示為外部節(jié)點(diǎn)載荷。

為了進(jìn)一步了解結(jié)構(gòu)受載荷影響情況，依據(jù)虛位移原理，首先給出結(jié)構(gòu)受載荷平衡時(shí)影響的外力虛功，即：

注：？啄u表示為虛位移；？椎表示為內(nèi)外力向量的總和；？啄？著表示為虛應(yīng)變；？滓表示為結(jié)構(gòu)應(yīng)力。

基于以上關(guān)系式，可以描述出位移與應(yīng)變的關(guān)系式，即：

注：B表示為結(jié)構(gòu)應(yīng)變矩陣。

由此，可以得到關(guān)于結(jié)構(gòu)非線性問(wèn)題的平衡方程式，即：

注：BO表示為線性分析的應(yīng)變矩陣項(xiàng)；BL表示為有非線性變性引起的應(yīng)變矩陣項(xiàng)。

對(duì)此平衡方程式作進(jìn)一步的計(jì)算，得到關(guān)于位移u的線性函數(shù)，即：

注：K表示為線性剛度矩陣；KL表示為幾何非線性結(jié)構(gòu)的切線剛度矩陣。

由于理論分析是相對(duì)理想化的，所以這里對(duì)振動(dòng)分析建立在無(wú)阻結(jié)構(gòu)上，基于以上公式對(duì)大展弦比機(jī)翼非線性幾何結(jié)構(gòu)的剛性矩陣、幾何位置進(jìn)行分析，可以確定結(jié)構(gòu)剛度矩陣的變化與幾何位移均會(huì)影響非線性幾何結(jié)構(gòu)，基于動(dòng)力學(xué)特性來(lái)設(shè)置非線性幾何結(jié)構(gòu)是非常必要的[2]。

1.2 考慮大變形的非定常氣動(dòng)力計(jì)算

大展弦比柔性機(jī)翼受到氣動(dòng)荷載的作用而出現(xiàn)大變形，使機(jī)翼正常使用受到影響。因此，考慮大展弦比機(jī)翼大變形的非定常氣動(dòng)力計(jì)算是非常必要的。具體的計(jì)算內(nèi)容是：繪制大展弦比機(jī)翼大變形的二元平板氣動(dòng)力計(jì)算示意圖（如圖1所示），在此基礎(chǔ)上根據(jù)Theodorson理論，大展弦比機(jī)翼的非定常升力與俯仰力矩的關(guān)系式，即：

注：k表示為減縮頻率；C（k）表示為T(mén)heodorson函數(shù)。

而在大展弦比機(jī)翼受到動(dòng)氣荷載的影響而出現(xiàn)大變形（如圖2所示），假設(shè)機(jī)翼正常情況下的坐標(biāo)系為xyz，變形后坐標(biāo)系為x'y'z'，基于此點(diǎn)，可以列出機(jī)翼遠(yuǎn)前方來(lái)流變換公式，即：

基于此公式，可以計(jì)算出第j個(gè)片條的定常攻角，即：

進(jìn)而，可以確定機(jī)翼變形后第j個(gè)片條的第i階模態(tài)，即：

綜合以上計(jì)算過(guò)程可以確定大展弦比機(jī)翼變形與片條局部控制、非定常升力、力矩、氣動(dòng)片數(shù)量、模態(tài)階數(shù)等因素都有很大關(guān)系，因此在具體設(shè)置飛機(jī)大展弦比機(jī)翼時(shí)，一定要對(duì)其非定常力等方面予以合理分析[3]。

2 大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)特性分析

基于以上大展弦比機(jī)翼動(dòng)氣彈性理論的分析，對(duì)于大展弦比柔性機(jī)翼氣動(dòng)特點(diǎn)的優(yōu)化，作者以無(wú)人機(jī)大展弦比柔性機(jī)翼為例，模擬其氣動(dòng)荷載影響情況，分析和研究?jī)?yōu)化其氣動(dòng)特性。

2.1 機(jī)翼模擬

選用某長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)的大展弦比柔性機(jī)翼作為研究對(duì)象，利用計(jì)算機(jī)軟件模擬飛機(jī)機(jī)翼，觀察飛機(jī)機(jī)翼，可以確定前掠機(jī)翼的設(shè)置并不是非?？茖W(xué)，如若前掠機(jī)翼降低，則會(huì)降低機(jī)翼的穩(wěn)定性。這就會(huì)使得飛機(jī)機(jī)翼在遭受較大氣動(dòng)載荷作用的情況下，很可能出現(xiàn)扭曲變形的情況。

2.2 氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)一體化計(jì)算

為了可以基于大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性理論來(lái)科學(xué)、合理地分析機(jī)翼靜氣彈變形對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響，將從分析氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)兩方面展開(kāi)。具體的做法是，首先基于弱耦合法和強(qiáng)耦合法的思想，對(duì)大展弦比柔性機(jī)翼所受的氣動(dòng)載荷分布情況進(jìn)行分析，進(jìn)而分析大展弦比柔性機(jī)翼在氣動(dòng)載荷作用下的變形程度?；谝陨蟽?nèi)容，利用計(jì)算器大展弦比柔性機(jī)翼受氣動(dòng)載荷作用的過(guò)程中所產(chǎn)生的氣動(dòng)力。其次是根據(jù)計(jì)算所得的氣動(dòng)力，合理建設(shè)氣動(dòng)模型和結(jié)構(gòu)模型，從而進(jìn)一步分析大展弦比氣動(dòng)特性。對(duì)于氣動(dòng)模型的構(gòu)建，重點(diǎn)加強(qiáng)物面網(wǎng)格點(diǎn)密，使其可以盡可能的還原機(jī)翼氣動(dòng)情況，為分析機(jī)翼氣動(dòng)特性做鋪墊；而結(jié)構(gòu)模型的構(gòu)建則是重點(diǎn)強(qiáng)調(diào)物面網(wǎng)格點(diǎn)少，為還原機(jī)翼變形過(guò)程做鋪墊。在完成氣動(dòng)模型和結(jié)構(gòu)模型建設(shè)的基礎(chǔ)上，根據(jù)高空長(zhǎng)航是無(wú)人機(jī)飛行特點(diǎn)，對(duì)機(jī)翼上迎和側(cè)滑兩種情況下所受氣動(dòng)載荷作用情況進(jìn)行分析[4]。

2.3 大展弦比柔性機(jī)翼靜氣彈計(jì)算與結(jié)果分析

基于以上利用動(dòng)氣模型、結(jié)構(gòu)模型分析大展弦比柔性機(jī)翼在上迎和側(cè)滑兩種情況受氣動(dòng)載荷作用情況，得到了大展弦比柔性機(jī)翼彎曲變形圖（圖3）、升力曲線圖（圖4）、阻力曲線圖（圖5）以及升阻比曲線圖（圖6）。由此，可以確定大展弦比柔性機(jī)翼受氣動(dòng)載荷影響程度不同，機(jī)翼彎曲變形程度不同。其中，大展弦比機(jī)翼上迎情況下受氣動(dòng)載荷作用較小，側(cè)滑受到的氣動(dòng)載荷作用較大（如圖7所示）。也就是說(shuō)，在一般情況下，飛機(jī)的偏航力矩都是由垂尾產(chǎn)生的，而大展弦比柔性機(jī)翼的側(cè)滑時(shí)垂尾作用效果并不是非常好，相應(yīng)的飛機(jī)偏航力就會(huì)受到影響，使其不能夠有力地支撐機(jī)翼承受氣動(dòng)荷載作用，如此必然會(huì)使極易彎曲變形程度加大。因此，在實(shí)際設(shè)計(jì)高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)的大展弦比柔性機(jī)翼時(shí)，應(yīng)當(dāng)按照剛性機(jī)翼的實(shí)際情況，合理設(shè)計(jì)橫側(cè)向氣動(dòng)性能，保證機(jī)翼氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)與飛機(jī)偏離設(shè)計(jì)相匹配，優(yōu)化大展弦比柔性機(jī)翼的氣動(dòng)特性，提高大展弦比柔性機(jī)翼的應(yīng)用性，為使用大展弦比柔性機(jī)翼的高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)可以良好的飛行創(chuàng)造條件[5]。

3 結(jié)束語(yǔ)

在我國(guó)高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)應(yīng)用越來(lái)越重要的情況下，采用大展弦比柔性機(jī)翼的飛機(jī)容易在飛行的過(guò)程中受到氣動(dòng)載荷的作用，促使機(jī)翼扭曲變形，影響飛機(jī)的正常飛行。對(duì)此，應(yīng)當(dāng)對(duì)機(jī)翼受氣動(dòng)載荷作用情況進(jìn)行分析，進(jìn)而優(yōu)化設(shè)計(jì)機(jī)翼氣動(dòng)特性，如此才能夠真正意義上提高大展弦比柔性機(jī)翼的應(yīng)用性，為促使飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間安全飛行創(chuàng)造條件。

參考文獻(xiàn)

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