摘 要 本文以大飛機(jī)研制為契機(jī)，梳理出大型飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)，并進(jìn)行深入研究。

關(guān)鍵詞 大型飛機(jī);設(shè)計(jì);氣動(dòng)彈性;關(guān)鍵技術(shù)

氣動(dòng)彈性直接關(guān)系飛機(jī)的飛行安全，一旦發(fā)生氣動(dòng)彈性失穩(wěn)，通常會(huì)導(dǎo)致災(zāi)難性的后果，因此，需要通過(guò)嚴(yán)謹(jǐn)細(xì)致的計(jì)算分析和大量可靠的相關(guān)試驗(yàn)來(lái)確保飛機(jī)的氣動(dòng)彈性滿足要求。

1翼面剛度指標(biāo)設(shè)計(jì)技術(shù)

剛度是決定翼面在一定載荷作用下變形情況的關(guān)鍵因素，而翼面變形情況又影響翼面的載荷分布，同時(shí)直接影響操縱面的操縱效率和反效速度，也直接影響著飛機(jī)的總體性能。因此，翼面剛度在飛機(jī)設(shè)計(jì)中具有舉足輕重的地位。由于多數(shù)飛機(jī)設(shè)計(jì)都有原準(zhǔn)機(jī)或者與其他飛機(jī)有繼承關(guān)系，不需要重新進(jìn)行翼面設(shè)計(jì)，也就不需要進(jìn)行剛度設(shè)計(jì)。大型飛機(jī)展弦比大，彈性效應(yīng)顯著，包括翼面剛度確定在內(nèi)的許多技術(shù)都缺乏相應(yīng)的技術(shù)積累，因此，需要進(jìn)行剛度設(shè)計(jì)，通過(guò)合理的計(jì)算分析，給出翼面的剛度指標(biāo)，指導(dǎo)結(jié)構(gòu)專業(yè)進(jìn)行翼面的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。通過(guò)對(duì)翼面變形要求、顫振速度、發(fā)散速度和操縱效率等綜合設(shè)計(jì)指標(biāo)的翼面剛度設(shè)計(jì)方法，完善大型飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法體系，縮短了專業(yè)間設(shè)計(jì)迭代的時(shí)間，能有效提高方案階段的設(shè)計(jì)效率[1]。

2大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模技術(shù)

大型飛機(jī)，尤其是T尾布局、機(jī)身后體有大開(kāi)口的運(yùn)輸機(jī)，部件之間連接復(fù)雜，使用常規(guī)梁架模型難以模擬飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性;而應(yīng)力有限元模型自由度太多，不論修正模型還是計(jì)算均耗時(shí)費(fèi)力，而且在模態(tài)分析時(shí)局部模態(tài)過(guò)多，難以消除。為此，采用剛度相似簡(jiǎn)化結(jié)合復(fù)雜部位（如翼身連接、機(jī)身大開(kāi)口）剛度減縮的全機(jī)動(dòng)力學(xué)分析模型。具體做法是對(duì)于結(jié)構(gòu)規(guī)整的部位，直接計(jì)算剖面剛度，而部件間連接部位和發(fā)動(dòng)機(jī)掛架等難以計(jì)算剛度的部件（也沒(méi)有剛度試驗(yàn)數(shù)據(jù)），則采用基于等效原理“減縮剛度”方法[2]。

3跨聲速顫振特性計(jì)算方法

現(xiàn)代大型飛機(jī)的最大飛行速度通常在馬赫數(shù)0.8以上，雖然采用超臨界翼型可以有效推遲高馬赫數(shù)時(shí)翼面上激波的產(chǎn)生，但文獻(xiàn)表明其對(duì)氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性并無(wú)明顯改善，部分飛機(jī)的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性甚至變差。當(dāng)馬赫數(shù)高于0.7時(shí)，基于線性理論的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法已不適用，需要采用能夠計(jì)及激波位置和強(qiáng)弱的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法。

流固耦合方法基本原理是用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）求解器在時(shí)域內(nèi)求解非定常氣動(dòng)力，用結(jié)構(gòu)求解器求解結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)方程，通過(guò)數(shù)據(jù)交換實(shí)現(xiàn)每一時(shí)刻氣動(dòng)力往結(jié)構(gòu)上的加載以及結(jié)構(gòu)變形向氣動(dòng)網(wǎng)格的傳遞。通過(guò)結(jié)構(gòu)變形隨時(shí)間的響應(yīng)歷程，判斷飛機(jī)是否發(fā)生顫振。該方法雖然比偶極子法更精確但是卻存在計(jì)算效率低下的問(wèn)題，需要對(duì)傳統(tǒng)算法改進(jìn)以提高計(jì)算效率，使其更適用于工程分析。

改進(jìn)的跨聲速顫振特性計(jì)算方法有3項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)：

3.1 歐拉/邊界層求解器

在流場(chǎng)求解方面，納維-斯托克斯（N-S）方程是目前精度最高的控制方程，但是采用該方程進(jìn)行求解網(wǎng)格需求量大，耗費(fèi)計(jì)算資源多，計(jì)算量大，尤其是對(duì)于需要反復(fù)迭代的非定常流場(chǎng)計(jì)算來(lái)說(shuō)實(shí)現(xiàn)困難;其次是歐拉（Euler）方程，其優(yōu)勢(shì)在于計(jì)算量比N-S方程小很多，但是它不能考慮空氣黏性，精度略低。采用介于二者之間的Euler方程耦合邊界層方程的方法來(lái)解算非定常流場(chǎng)，其計(jì)算效率與Euler方程接近，同時(shí)又考慮了空氣黏性的影響，精度也能夠得到保證。

3.2 近似物面邊界條件技術(shù)

CFD方法計(jì)算物體動(dòng)態(tài)變形的流場(chǎng)時(shí)，通常都是采用動(dòng)態(tài)網(wǎng)格技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。但是，對(duì)于復(fù)雜外形，動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)的應(yīng)用較為困難，容易造成網(wǎng)格交叉和負(fù)體積。為解決這一難題，采用一種近似邊界條件技術(shù)通過(guò)在物面上施加運(yùn)動(dòng)速度來(lái)模擬物體的運(yùn)動(dòng)，而網(wǎng)格并不需要做任何變動(dòng)，既簡(jiǎn)化了計(jì)算又增強(qiáng)了方法的適用性。

4氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性設(shè)計(jì)技術(shù)

數(shù)字電傳飛控系統(tǒng)在有效改善大型飛機(jī)操穩(wěn)品質(zhì)的同時(shí)，大幅增加了機(jī)體結(jié)構(gòu)與飛控系統(tǒng)之間發(fā)生不良耦合的概率，降低了飛機(jī)的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定裕度，威脅飛行安全。大型飛機(jī)的模態(tài)頻率低，低頻結(jié)構(gòu)模態(tài)與飛控系統(tǒng)存在耦合。通常采用增加結(jié)構(gòu)陷幅濾波器的方法來(lái)消除這些不利耦合，基本原則是若反饋量αi單獨(dú)參與控制律解算所得飛機(jī)-飛控組合回路的頻響曲線Gic（iω）的峰值大于-6dB，且響應(yīng)峰值頻率較低，則需在該反饋量通道增加濾波器Ni（s）;若存在多個(gè)近頻響應(yīng)峰值高于-6dB時(shí)，應(yīng)盡可能控制結(jié)構(gòu)陷幅濾波器數(shù)目，并通過(guò)調(diào)整結(jié)構(gòu)陷幅濾波器寬度，以達(dá)到同時(shí)衰減多個(gè)峰值響應(yīng)的目的。

但是增加結(jié)構(gòu)陷幅濾波器勢(shì)必導(dǎo)致飛控系統(tǒng)反饋回路在低頻段頻響特性發(fā)生改變，使飛機(jī)操穩(wěn)特性變差，飛控系統(tǒng)穩(wěn)定儲(chǔ)備下降。必須通過(guò)氣動(dòng)伺服彈性設(shè)計(jì)，確保大型飛機(jī)在其所有可能出現(xiàn)的重量構(gòu)型與飛控系統(tǒng)工作模態(tài)組合狀態(tài)下均不會(huì)發(fā)生氣動(dòng)伺服彈性失穩(wěn)，且擁有合理的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定裕度。

采用“基于雙目標(biāo)約束的氣動(dòng)伺服彈性設(shè)計(jì)方法”有效解決了這一問(wèn)題。對(duì)常規(guī)的結(jié)構(gòu)陷幅濾波器設(shè)計(jì)思路進(jìn)行改進(jìn)，設(shè)置了開(kāi)環(huán)幅頻特性的響應(yīng)峰值約束和濾波器低頻段最大相位滯后約束，確保飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性與操穩(wěn)特性同時(shí)滿足設(shè)計(jì)要求。

在型號(hào)研制過(guò)程中，氣動(dòng)伺服彈性分析工況極多，加之研制過(guò)程中飛行控制律設(shè)計(jì)迭代頻繁，導(dǎo)致氣動(dòng)伺服彈性設(shè)計(jì)計(jì)算量極其繁重，可以使用集合多種功能的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性設(shè)計(jì)分析平臺(tái)來(lái)提高設(shè)計(jì)效率。

5結(jié)束語(yǔ)

大型飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)是大型飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)中的技術(shù)瓶頸和難點(diǎn)。上述技術(shù)已成功應(yīng)用于某大型飛機(jī)研制，圓滿解決了相關(guān)技術(shù)難題。飛機(jī)地面試驗(yàn)和試飛表明，飛行速度直到右邊界，模態(tài)阻尼基本穩(wěn)定且阻尼余量足夠;在全包線范圍內(nèi)，氣動(dòng)伺服穩(wěn)定裕度與計(jì)算值吻合良好，充分說(shuō)明了這些關(guān)鍵技術(shù)解決措施是正確可行的，可以推廣應(yīng)用于其他大型飛機(jī)的研制。

參考文獻(xiàn)

[1] 章俊杰.某民用飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)技術(shù)研究[C].第十屆全國(guó)振動(dòng)理論及應(yīng)用學(xué)術(shù)會(huì)議.第十屆全國(guó)振動(dòng)理論及應(yīng)用學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.南京：中國(guó)振動(dòng)工程學(xué)會(huì)，2011：1112-1118.

[2] 蒲利東，高怡寧，洪兆貴.基于舵面過(guò)載約束的飛機(jī)地面伺服彈性頻響試驗(yàn)方法[J].振動(dòng)工程學(xué)報(bào)，2014，27（S2）：145-148.

作者簡(jiǎn)介

劉香婷（1991-），女，遼寧省葫蘆島市人;學(xué)歷：本科，研究方向：飛行器設(shè)計(jì)。