李秋彥，李剛，魏洋天，冉玉國(guó)，吳波，譚光輝，李焱，陳識(shí)，雷博淇，徐欽煒

中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

氣動(dòng)彈性力學(xué)[1-6]研究飛機(jī)在非定常氣動(dòng)載荷作用下產(chǎn)生的穩(wěn)定性、動(dòng)力響應(yīng)和彈性影響等問(wèn)題，是一門(mén)多學(xué)科交叉的綜合性學(xué)科，具有多場(chǎng)、寬域的特點(diǎn)，是流固耦合問(wèn)題研究在工程應(yīng)用中的典型范例。所有飛行器的研發(fā)，從超柔性大展弦比機(jī)翼無(wú)人機(jī)到戰(zhàn)斗機(jī)、民航客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)，再到高超聲速導(dǎo)彈和飛行器，都需要開(kāi)展氣動(dòng)彈性特性設(shè)計(jì)、檢查和評(píng)估，確保其飛行安全。

飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)[2-3,5-6]是結(jié)合了總體氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、飛行控制系統(tǒng)等多個(gè)領(lǐng)域，涉及空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、飛行控制理論、武器系統(tǒng)和試驗(yàn)技術(shù)等多學(xué)科的一項(xiàng)綜合技術(shù)，是當(dāng)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)研制過(guò)程中關(guān)系到飛行安全不可或缺的關(guān)鍵技術(shù)之一。氣動(dòng)彈性主要研究?jī)?nèi)容涵蓋動(dòng)氣彈的顫振(包括操縱面嗡鳴、非線性極限環(huán)振動(dòng)(Limit Cycle Osilation，LCO)等)、氣動(dòng)伺服彈性(AeroServoElasticity，ASE)穩(wěn)定性、陣風(fēng)響應(yīng)和抖振等，靜氣彈方面有操縱面效率、發(fā)散和載荷彈性修正等。目前型號(hào)飛機(jī)研制中的主要工作內(nèi)容和手段包括氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)、理論分析、地面試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)和維護(hù)保障等[1-3,6]。飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)及驗(yàn)證等相關(guān)工作貫穿型號(hào)飛機(jī)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、使用和維護(hù)等過(guò)程。

美國(guó)空軍在戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)[6-11]方面開(kāi)展了多年的研究工作，已成功應(yīng)用于多個(gè)型號(hào)飛機(jī)的研制。以美軍F-22戰(zhàn)斗機(jī)[9-11]為例，在該型號(hào)設(shè)計(jì)初期其垂尾顫振速度不滿足設(shè)計(jì)規(guī)范要求，氣彈設(shè)計(jì)師們開(kāi)展了針對(duì)性的多學(xué)科優(yōu)化(Multidisciplinary Design Optimization，MDO)設(shè)計(jì)，對(duì)氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)布置、強(qiáng)度、剛度以及控制系統(tǒng)進(jìn)行了綜合優(yōu)化。通過(guò)改變方向舵蒙皮復(fù)合材料鋪層結(jié)構(gòu)和作動(dòng)器支持剛度、改變方向舵與安定面懸掛點(diǎn)位置、優(yōu)化安定面翼尖傳力結(jié)構(gòu)參數(shù)等措施，為最終解決垂尾顫振問(wèn)題奠定了基礎(chǔ)。通過(guò)仿真分析、地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)對(duì)操縱系統(tǒng)的間隙產(chǎn)生的非線性進(jìn)行了研究，并制定了設(shè)計(jì)要求和準(zhǔn)則，確保飛機(jī)全壽命周期氣動(dòng)彈性安全具有良好的魯棒性，保障飛行安全，并通過(guò)了跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)[12-14]和飛行試驗(yàn)[11]驗(yàn)證。

在顫振邊界預(yù)測(cè)方面，美國(guó)NASA基于線性魯棒顫振分析的飛行顫振試驗(yàn)方法趨于成熟并逐步應(yīng)用于各類飛行試驗(yàn)中[9-11]，同時(shí)開(kāi)發(fā)完成了這類飛行顫振試驗(yàn)在線估計(jì)分析工具。非線性氣動(dòng)彈性系統(tǒng)的魯棒性分析也逐漸成為研究熱點(diǎn)，許多學(xué)者提出了多種分析方法對(duì)非線性顫振和極限環(huán)進(jìn)行預(yù)測(cè)，不確定性建模特別是模型確認(rèn)方面的研究也逐步展開(kāi)，并成為魯棒顫振試飛核心技術(shù)。

中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司所屬科研廠所和相關(guān)的航空院校結(jié)合型號(hào)和預(yù)研工作的開(kāi)展，在氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)和跨聲速顫振特性研究方面開(kāi)展了卓有成效的研究工作，解決了大量型號(hào)研制中出現(xiàn)的技術(shù)問(wèn)題[15-39]。然而在面向提高氣動(dòng)彈性品質(zhì)的多層次優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)上缺乏系統(tǒng)研究與應(yīng)用，設(shè)計(jì)過(guò)程中對(duì)于制造產(chǎn)生的間隙帶來(lái)的結(jié)構(gòu)非線性控制和量化評(píng)定問(wèn)題以及基于全包線范圍內(nèi)顫振的高精度仿真分析技術(shù)，飛機(jī)氣動(dòng)彈性地面試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)等方面與美、俄、歐等發(fā)達(dá)國(guó)家還有一定的差距[7-14,40]，這也是當(dāng)前迫切需要研究和解決的實(shí)際問(wèn)題之一。

眾多的學(xué)者和飛機(jī)設(shè)計(jì)師在基于計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)的氣動(dòng)彈性分析方法上開(kāi)展了大量探索研究工作[25,41]。基于CFD的氣動(dòng)彈性分析方法可以分析各種復(fù)雜流動(dòng)下的氣彈問(wèn)題，但是計(jì)算效率偏低，計(jì)算精度高度依賴于設(shè)計(jì)人員的經(jīng)驗(yàn)，缺乏標(biāo)準(zhǔn)化流程。在顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)(Wind Tunnel Test，WTT)方面，結(jié)合型號(hào)工作完成了低超重比或無(wú)超重全復(fù)材跨聲速顫振模型的設(shè)計(jì)、制造及常規(guī)顫振風(fēng)洞試驗(yàn)[16,26-31]；但在模型設(shè)計(jì)精度、材料選取和制造工藝方面缺乏統(tǒng)一規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)和流程，風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)控制、亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)和模型防護(hù)等技術(shù)仍需進(jìn)一步提高和完善。

飛行顫振試驗(yàn)(Flight Flutter Test，F(xiàn)FT)廣泛采用小火箭脈沖激勵(lì)、操縱面掃頻激勵(lì)[32-34,41]以及大氣紊流激勵(lì)等方式，數(shù)據(jù)處理以及顫振模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法和手段多為傳統(tǒng)的試驗(yàn)?zāi)B(tài)參數(shù)識(shí)別方法，顫振邊界預(yù)測(cè)一般采用模態(tài)阻尼法。目前，抗噪聲能力強(qiáng)、能識(shí)別密集模態(tài)、高精度識(shí)別阻尼比的在線(準(zhǔn)實(shí)時(shí))顫振模態(tài)識(shí)別技術(shù)以及線性魯棒顫振分析預(yù)測(cè)顫振邊界方法研究才開(kāi)始起步，顫振信號(hào)非線性、非平穩(wěn)問(wèn)題、實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)處理、抗干擾高精度顫振模態(tài)參數(shù)識(shí)別、非線性魯棒顫振分析方法研究有待開(kāi)展。

地面顫振試驗(yàn)(Ground Flutter Test，GFT)又稱“干風(fēng)洞”試驗(yàn)，是中國(guó)最近幾年才興起的一項(xiàng)氣動(dòng)彈性驗(yàn)證新技術(shù)[42]。該技術(shù)借助地面共振試驗(yàn)設(shè)備系統(tǒng)模擬非定常氣動(dòng)載荷，并將此載荷直接施加到全尺寸結(jié)構(gòu)上，測(cè)量和分析結(jié)構(gòu)動(dòng)響應(yīng)及其變化趨勢(shì)，從而獲取飛機(jī)顫振邊界。將來(lái)該技術(shù)發(fā)展成熟后可作為風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的補(bǔ)充，因此具有廣闊的應(yīng)用前景。目前中國(guó)研究機(jī)構(gòu)在時(shí)域地面顫振試驗(yàn)仿真系統(tǒng)建立、非定常氣動(dòng)力降階減縮、激振點(diǎn)/測(cè)量點(diǎn)位置優(yōu)化配置、激振器/待測(cè)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)辨識(shí)與多輸入多輸出激振力精確控制等方面開(kāi)展了大量工作，已完成典型結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件顫振特性仿真模擬，但工程實(shí)際應(yīng)用還有相當(dāng)大的距離。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)的型號(hào)研制立項(xiàng)為中國(guó)氣動(dòng)彈性專業(yè)的技術(shù)發(fā)展與進(jìn)步提供了良好的機(jī)遇。依據(jù)新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制總要求，中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所氣彈專業(yè)聚焦國(guó)內(nèi)外氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)領(lǐng)域技術(shù)發(fā)展，通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)、理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證等手段，掌握了飛機(jī)結(jié)構(gòu)固有振動(dòng)特性和氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性特性，確保飛行安全并達(dá)到各項(xiàng)戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)，為實(shí)現(xiàn)研制總目標(biāo)做出應(yīng)有的貢獻(xiàn)。

本文回顧了新一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)歷程，詳細(xì)描述了氣彈專業(yè)面臨的新技術(shù)問(wèn)題以及解決這些問(wèn)題需要突破的關(guān)鍵技術(shù)、所開(kāi)展的主要技術(shù)工作以及在此過(guò)程中氣彈專業(yè)取得的技術(shù)進(jìn)步和自身設(shè)計(jì)能力提升、氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)知識(shí)工程建設(shè)，最后針對(duì)未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展提出了建議和思考。

1 設(shè)計(jì)歷程回顧

1.1 研制初期面臨的問(wèn)題

根據(jù)國(guó)軍標(biāo)GJB 67.7A—2008[1]要求，新一代戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)指標(biāo)如下：

1) 在考慮15%余量的全飛行包線范圍內(nèi)不會(huì)發(fā)生顫振、嗡鳴、抖振、氣動(dòng)伺服彈性不穩(wěn)定性和其他氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，見(jiàn)圖1。

2) 所有結(jié)構(gòu)模態(tài)阻尼系數(shù)≥3%。

3) 各飛行控制回路：增益余量≥6 dB，相位余量≥60°。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)全新的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)布局、總體性能指標(biāo)和研制進(jìn)度，對(duì)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)提出了新的要求、任務(wù)和挑戰(zhàn)。結(jié)合氣彈設(shè)計(jì)工作的性質(zhì)和設(shè)計(jì)總目標(biāo)，新一代戰(zhàn)斗機(jī)因其技術(shù)特點(diǎn)，存在著以下幾個(gè)方面亟待解決的問(wèn)題，見(jiàn)圖2。

1) 飛行包線大，速度高，氣彈設(shè)計(jì)涵蓋亞、跨、超聲速范圍。

圖1 氣彈設(shè)計(jì)要求

圖2 型號(hào)初期氣彈設(shè)計(jì)面臨的問(wèn)題

2) 鴨翼和垂尾均采用直軸全動(dòng)翼面，大面積垂尾采用機(jī)身邊條支持形式，顫振和抖振特性需重點(diǎn)關(guān)注。

3) 結(jié)構(gòu)重量系數(shù)低，重量控制會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剛度弱，難以滿足顫振設(shè)計(jì)的要求；由于隱身和電子戰(zhàn)的需要，大量透波、吸波材料和新型復(fù)材結(jié)構(gòu)的全面應(yīng)用，使其結(jié)構(gòu)剛度和質(zhì)量特性更為復(fù)雜。

4) 由于大機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)性能要求，飛行控制的操縱面面積大，需要結(jié)構(gòu)提供足夠的支持剛度以防止其操縱效率下降，避免嗡鳴等顫振現(xiàn)象出現(xiàn)。

5) 全機(jī)燃油變化范圍大，武器系統(tǒng)載彈量大，導(dǎo)致全機(jī)質(zhì)量特性變化大。

6) 雙發(fā)動(dòng)機(jī)和雙垂尾布局，機(jī)身結(jié)構(gòu)不能沿用傳統(tǒng)的工程梁方式模擬；內(nèi)埋武器彈艙有全包線范圍開(kāi)艙需求，因此，需進(jìn)行艙門(mén)顫振安全檢查。

7) 鴨式氣動(dòng)布局靜不安定飛機(jī)，帶全權(quán)限電傳操縱系統(tǒng)并且可能采用帶矢量推力發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，需開(kāi)展氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析技術(shù)研究與試驗(yàn)驗(yàn)證。

直軸全動(dòng)翼面是非常棘手的一種結(jié)構(gòu)形式，在行業(yè)內(nèi)被認(rèn)為是顫振設(shè)計(jì)工作中的攔路虎，國(guó)內(nèi)外許多顫振飛行事故都發(fā)生在這種結(jié)構(gòu)形式上。新一代戰(zhàn)斗機(jī)在國(guó)際上首次采用鴨翼和垂尾雙直軸全動(dòng)翼面總體布局，尤其垂尾面積大，并且支持在后機(jī)身邊條上。后機(jī)身邊條結(jié)構(gòu)能否提供足夠的支持剛度以使垂尾顫振特性滿足設(shè)計(jì)要求，是研制初期一直受到質(zhì)疑的問(wèn)題。垂尾顫振特性不滿足設(shè)計(jì)要求這一問(wèn)題能否有效解決，將會(huì)嚴(yán)重影響新一代戰(zhàn)斗機(jī)的研制進(jìn)程，關(guān)系到型號(hào)的成敗。

以往型號(hào)飛機(jī)顫振包線擴(kuò)展試飛主要是由試飛專業(yè)隊(duì)伍完成。然而，新一代戰(zhàn)斗機(jī)驗(yàn)證機(jī)飛行包線顫振擴(kuò)展試飛則由中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所和成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司試飛中心聯(lián)合完成，試飛項(xiàng)目對(duì)于氣彈專業(yè)又是一個(gè)新的領(lǐng)域，需要?dú)鈴椩O(shè)計(jì)師利用掌握技術(shù)資源的優(yōu)勢(shì)，針對(duì)驗(yàn)證機(jī)特點(diǎn)，建立高效的顫振試飛數(shù)據(jù)采集處理手段和顫振邊界預(yù)測(cè)技術(shù)以及與飛行保障相配套的工作流程及管理制度。

上述新一代戰(zhàn)斗機(jī)研發(fā)任務(wù)提出的問(wèn)題和要求對(duì)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)無(wú)疑是一種前所未有的挑戰(zhàn)。要最終實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)目標(biāo)，迫切需要面向產(chǎn)品研發(fā)需求，建立一支技術(shù)過(guò)硬的高素質(zhì)氣彈設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)，開(kāi)展氣動(dòng)彈性關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，開(kāi)展精益氣彈設(shè)計(jì)與驗(yàn)證，從而建立一套適用于新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制需求的氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)完備技術(shù)體系。

1.2 解決策略及途徑

多年來(lái)氣動(dòng)彈性專業(yè)跟蹤借鑒先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的研制進(jìn)程、經(jīng)驗(yàn)及教訓(xùn)的同時(shí)，積極追求自主創(chuàng)新。在成功研制多型三代戰(zhàn)斗機(jī)的基礎(chǔ)之上，針對(duì)新一代戰(zhàn)斗機(jī)的研制需求，實(shí)施了多項(xiàng)國(guó)防預(yù)研和專項(xiàng)課題研究工作，進(jìn)行了十多年的技術(shù)儲(chǔ)備。

為實(shí)現(xiàn)研制總目標(biāo)，解決氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)面臨的問(wèn)題，還需解決以下關(guān)鍵技術(shù)：

1) 復(fù)雜結(jié)構(gòu)(包括全動(dòng)垂尾和鴨翼)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)技術(shù)。

2) 高精度結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)彈性分析技術(shù)。

3) 基于高效優(yōu)化流程的顫振模型設(shè)計(jì)與風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。

4) 飛行包線擴(kuò)展中的顫振邊界主動(dòng)預(yù)測(cè)技術(shù)。

為了解決上述關(guān)鍵技術(shù)，設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)在已有的研制經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)積累基礎(chǔ)上，借助于日益完善的計(jì)算技術(shù)和試驗(yàn)設(shè)施，拓展專業(yè)領(lǐng)域，使研制水平邁上一個(gè)新臺(tái)階，系統(tǒng)構(gòu)建適用于新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制需要的氣彈設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)，采取圖3所示的技術(shù)方案和技術(shù)途徑。圖中GVT為地面共振試驗(yàn)(Ground Vibration Test)，CT為飛機(jī)結(jié)構(gòu)和飛行控制系統(tǒng)耦合試驗(yàn)(Coupling Test)，二者分別是目前普遍采用的重要的飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)特性和不考慮氣動(dòng)力影響條件下的飛機(jī)ASE穩(wěn)定性地面驗(yàn)證手段。

圖3 氣彈設(shè)計(jì)流程

1) 根據(jù)飛機(jī)研制總要求、GJB 67.7A —2008[1]以及研究所質(zhì)量控制文件，制定了一系列飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)總體技術(shù)文件。在結(jié)構(gòu)完整性大綱主計(jì)劃中，規(guī)劃方案設(shè)計(jì)、初步設(shè)計(jì)、詳細(xì)設(shè)計(jì)、試制試飛、定型和使用各個(gè)階段中需要開(kāi)展的具體氣彈設(shè)計(jì)工作和進(jìn)度安排，包括設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)和使用維護(hù)保障等。在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則中，定義氣彈設(shè)計(jì)的技術(shù)要求、主要研究對(duì)象、研究?jī)?nèi)容和判斷標(biāo)準(zhǔn)等。此外，還編寫(xiě)了氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)指南、氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)流程、氣彈適航設(shè)計(jì)要求和驗(yàn)證方法與計(jì)劃等，規(guī)范了氣彈設(shè)計(jì)工作方法，建立了執(zhí)行標(biāo)準(zhǔn)、依據(jù)和有效的約束檢驗(yàn)機(jī)制。

2) 對(duì)于重點(diǎn)關(guān)注的飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件和部位，建立對(duì)顫振特性敏感的結(jié)構(gòu)剛度關(guān)鍵件監(jiān)測(cè)制度，從設(shè)計(jì)、制造到使用全壽命周期對(duì)其結(jié)構(gòu)參數(shù)、裝配和維護(hù)等提出約束要求，進(jìn)行跟蹤檢查和監(jiān)督執(zhí)行。在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，對(duì)全機(jī)振動(dòng)和顫振特性影響較大的結(jié)構(gòu)項(xiàng)開(kāi)展關(guān)鍵設(shè)計(jì)評(píng)審，確認(rèn)詳細(xì)設(shè)計(jì)方案及輸出的數(shù)模、圖樣和技術(shù)文件與相關(guān)研制總要求、研制規(guī)范等設(shè)計(jì)輸入的符合性，檢查設(shè)計(jì)的適宜性，跟蹤功能性能要求落實(shí)情況，審查技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)及對(duì)應(yīng)的處置措施，確保仿真分析模型的正確性和可靠性。

3) 針對(duì)技術(shù)水平和設(shè)計(jì)能力不能滿足新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制需求的狀況，積極引進(jìn)和消化吸收國(guó)內(nèi)外先進(jìn)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)思想和技術(shù)，有針對(duì)性地邀請(qǐng)著名專家、教授授課和現(xiàn)場(chǎng)指導(dǎo)，擇優(yōu)引進(jìn)計(jì)算機(jī)應(yīng)用軟硬件手段等。此外，結(jié)合多年來(lái)工程實(shí)踐積累的經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)，自主開(kāi)發(fā)研制了大量實(shí)用性強(qiáng)、效率高的分析軟件工具、核心軟件前后置處理工具等。借助于流程集成軟件，建立氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，開(kāi)展氣動(dòng)外形、結(jié)構(gòu)、剛度、飛行控制律等多學(xué)科綜合優(yōu)化，建立了靜力、動(dòng)力和顫振統(tǒng)一的全機(jī)有限元模型及其分析、設(shè)計(jì)流程。

4) 基于CAD/CAE/CAF一體化設(shè)計(jì)流程，開(kāi)展飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性及氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究。建立高精度動(dòng)力有限元模型和非定常氣動(dòng)力模型建模技術(shù)，以此開(kāi)展飛機(jī)結(jié)構(gòu)固有振動(dòng)特性分析和顫振特性分析研究。結(jié)合氣動(dòng)彈性剪裁技術(shù)和多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，開(kāi)展結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)外形參數(shù)的氣彈優(yōu)化設(shè)計(jì)，力圖使飛機(jī)具有優(yōu)良的顫振特性。

6) 開(kāi)展地面共振試驗(yàn)技術(shù)研究，重點(diǎn)關(guān)注飛機(jī)自由/自由彈性支持方式、結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)測(cè)量、識(shí)別和分離技術(shù)，間隙和摩擦等非線性因素的克服和消除技術(shù)。開(kāi)展結(jié)構(gòu)固有振動(dòng)特性分析和試驗(yàn)的相關(guān)性研究。針對(duì)結(jié)構(gòu)受載變形、間隙和摩擦等非線性狀態(tài)，開(kāi)展非線性氣彈分析和試驗(yàn)技術(shù)研究。

7) 開(kāi)展低速、跨聲速和超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究。需突破全復(fù)材全彈性模型設(shè)計(jì)、制造工藝、地面試驗(yàn)、風(fēng)洞流場(chǎng)控制、亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)、模型控制與防護(hù)、鴨式布局靜不安定全機(jī)模型的懸掛系統(tǒng)設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)。通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)，建立亞、跨、超聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，驗(yàn)證本項(xiàng)目多學(xué)科氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果。

8) 開(kāi)展氣動(dòng)彈性飛行試驗(yàn)技術(shù)研究。充分利用設(shè)計(jì)部門(mén)熟悉和掌握結(jié)構(gòu)、性能指標(biāo)等飛機(jī)平臺(tái)數(shù)據(jù)資源的優(yōu)勢(shì)，完成飛機(jī)結(jié)構(gòu)激勵(lì)系統(tǒng)研制、試飛數(shù)據(jù)采集和識(shí)別、響應(yīng)數(shù)據(jù)分析處理等技術(shù)研究。建立試飛工作制度，規(guī)范日常跟飛和技術(shù)保障等工作。

1.3 型號(hào)應(yīng)用及實(shí)踐

回顧新一代戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展歷程，方案設(shè)計(jì)階段總體結(jié)構(gòu)形式的演變，充分體現(xiàn)了氣彈綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)的工程應(yīng)用。型號(hào)研制初期，開(kāi)展了大量富有成效的旨在提高顫振速度和氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性品質(zhì)的精益優(yōu)化設(shè)計(jì)、分析工作，解決了全動(dòng)垂尾和鴨翼的顫振問(wèn)題、結(jié)構(gòu)/控制系統(tǒng)耦合問(wèn)題等一系列技術(shù)難題，見(jiàn)圖4。在較短的時(shí)間內(nèi)通過(guò)數(shù)值仿真、試驗(yàn)等手段，實(shí)現(xiàn)對(duì)驗(yàn)證機(jī)氣彈特性的初步驗(yàn)證，同時(shí)也暴露了設(shè)計(jì)缺陷和問(wèn)題。

經(jīng)過(guò)對(duì)驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的消化和理論分析結(jié)果的對(duì)比排查，摸清全機(jī)及各個(gè)部件顫振機(jī)理及其變化規(guī)律，找出影響顫振特性的薄弱環(huán)節(jié)，制定了有效的解決措施，為型號(hào)后續(xù)發(fā)展完善設(shè)計(jì)提供了依據(jù)和借鑒，既縮短了研制周期，又降低了研制成本和風(fēng)險(xiǎn)。新一代戰(zhàn)斗機(jī)氣彈專業(yè)主要完成的工作如下：

1) 編制了氣彈設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)完整性大綱主計(jì)劃、設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、設(shè)計(jì)指南及流程、適航性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證要求等頂層文件。

2) 多輪鴨翼、垂尾等部件顫振優(yōu)化設(shè)計(jì)，ASE飛行控制律優(yōu)化迭代。

3) 部件(包括主/側(cè)彈艙艙門(mén)和腹鰭)及全機(jī)振動(dòng)與顫振分析、ASE分析和副翼嗡鳴分析。

在本次課題中，我們以河北地區(qū)多所高校為例，對(duì)在校大學(xué)生及畢業(yè)一年內(nèi)的應(yīng)屆畢業(yè)生做了一個(gè)抽樣調(diào)查。調(diào)查結(jié)果顯示：在就業(yè)模式選擇上，40%的大學(xué)生選擇通過(guò)對(duì)口校招實(shí)現(xiàn)就業(yè)選擇，繼續(xù)求學(xué)深造的占總抽樣人數(shù)的27%，主動(dòng)去應(yīng)聘有意愿的企業(yè)或參加公務(wù)員及事業(yè)單位考試的人數(shù)占18%，自主創(chuàng)業(yè)的大學(xué)生及應(yīng)屆畢業(yè)生僅有15%。在自主創(chuàng)業(yè)部分中，26.7%的大學(xué)生選擇從事或打算從事與共享經(jīng)濟(jì)領(lǐng)域相關(guān)的創(chuàng)業(yè)項(xiàng)目，即共享經(jīng)濟(jì)領(lǐng)域創(chuàng)業(yè)大學(xué)生占總體抽樣人數(shù)比例為4%，課題中調(diào)查整理得到大學(xué)生就業(yè)模式現(xiàn)狀如圖1所示。

4) 鴨翼、垂尾及全機(jī)跨聲速顫振特性分析。

5) 鴨翼、垂尾和機(jī)翼1∶1試驗(yàn)件、翼下外掛物及全機(jī)地面共振試驗(yàn)(見(jiàn)圖5)，結(jié)構(gòu)和飛控系統(tǒng)耦合試驗(yàn)。

6) 單獨(dú)鴨翼、垂尾和機(jī)翼帶外掛物部件及全機(jī)低速及跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)。

7) 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，含顫振、ASE、抖振及嗡鳴等氣動(dòng)彈性科目檢查。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)在按計(jì)劃開(kāi)展的型號(hào)飛機(jī)設(shè)計(jì)鑒定飛行試驗(yàn)中，一次性順利通過(guò)低空大表速及相關(guān)科目的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。試飛結(jié)果表明，飛機(jī)結(jié)構(gòu)在全部試飛過(guò)程中無(wú)異常振動(dòng)現(xiàn)象，顫振及ASE穩(wěn)定性均具有較大的安全余量。綜合各階段設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)結(jié)果，可以得到如下結(jié)論：

圖4 氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)

圖5 翼下外掛物GVT

1) 顫振、嗡鳴和ASE等氣動(dòng)彈性指標(biāo)滿足設(shè)計(jì)要求。

2) 所有的地面、風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)支持前期優(yōu)化設(shè)計(jì)方案和理論分析結(jié)果。

2 技術(shù)進(jìn)步及能力提升

新一代戰(zhàn)斗機(jī)的氣彈設(shè)計(jì)解決了大面積直軸全動(dòng)垂尾和全動(dòng)鴨翼的顫振及其他氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定性問(wèn)題，掃清了型號(hào)研制中的技術(shù)障礙，在較短的研發(fā)周期內(nèi)實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)總目標(biāo)。型號(hào)成功的同時(shí)也促進(jìn)了氣動(dòng)彈性專業(yè)的技術(shù)進(jìn)步和設(shè)計(jì)能力提高，構(gòu)建了具有自主特色的新一代戰(zhàn)斗機(jī)精益氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)。

2.1 多學(xué)科優(yōu)化氣彈設(shè)計(jì)

飛行器研制是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，學(xué)科之間往往相互作用、相互融合，涉及總體/氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/強(qiáng)度/控制/武器等多學(xué)科不同要求的綜合集成、協(xié)調(diào)與優(yōu)化[7-10,15,43-44]。為了提高飛行器綜合品質(zhì)，迫切需要建立多學(xué)科綜合分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，組織和管理飛行器研制過(guò)程，開(kāi)展多目標(biāo)約束下的多自由度飛行器氣動(dòng)外形與結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化工作，實(shí)現(xiàn)各分系統(tǒng)平衡下的最優(yōu)化設(shè)計(jì)[6]。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)新的氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)形式以及新材料得到了廣泛應(yīng)用，型號(hào)研制的戰(zhàn)技指標(biāo)全面提升，輕質(zhì)、高速和高機(jī)動(dòng)性對(duì)飛機(jī)氣彈特性的要求隨之大大提高，氣彈設(shè)計(jì)工作的難度也進(jìn)一步增大；全動(dòng)翼面的顫振問(wèn)題在新一代戰(zhàn)斗機(jī)的研制過(guò)程中更加突出，型號(hào)研制周期的大幅縮短對(duì)氣彈設(shè)計(jì)過(guò)程的快速性、準(zhǔn)確性提出了更嚴(yán)格的要求。由此，傳統(tǒng)的型號(hào)設(shè)計(jì)方法與流程已不能滿足新一代戰(zhàn)斗機(jī)迫切的研制需求，飛行器的氣彈設(shè)計(jì)已不是氣彈專業(yè)可獨(dú)立開(kāi)展的工作，迫切需要建立以氣彈專業(yè)為主、多專業(yè)相互協(xié)作、快速迭代、綜合優(yōu)化的新型氣彈設(shè)計(jì)技術(shù)和流程。

在氣彈設(shè)計(jì)過(guò)程中，為了適應(yīng)多目標(biāo)、多約束、多變量、短周期等設(shè)計(jì)要求，考慮了設(shè)計(jì)優(yōu)化過(guò)程中多學(xué)科相互耦合以及數(shù)據(jù)交換需求，分布式環(huán)境下協(xié)同設(shè)計(jì)的需求，不同學(xué)科之間的無(wú)縫連接和并行分析需求，形成具有通用性和擴(kuò)展性的優(yōu)化框架。以多學(xué)科集成軟件和分布式網(wǎng)絡(luò)環(huán)境為基礎(chǔ)，實(shí)現(xiàn)了總體、結(jié)構(gòu)、靜強(qiáng)度、氣彈和飛控等多專業(yè)的綜合集成以及信息互換。利用基于網(wǎng)絡(luò)通訊的服務(wù)器遠(yuǎn)程模塊調(diào)用功能，形成了多專業(yè)人機(jī)交互式協(xié)同的氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，見(jiàn)圖6。

通過(guò)狀態(tài)參數(shù)的邏輯控制，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)彈性分析模型實(shí)時(shí)更新，確保輸入的分析模型狀態(tài)可控和準(zhǔn)確。同時(shí)融入型號(hào)研制的知識(shí)體系，積極發(fā)揮工程人員的主觀能動(dòng)性，使工程人員可以對(duì)整個(gè)設(shè)計(jì)優(yōu)化過(guò)程進(jìn)行監(jiān)視、控制和指導(dǎo)。利用該優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，在方案階段及詳細(xì)設(shè)計(jì)階段可進(jìn)行快速、高效的氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)不同階段中各設(shè)計(jì)狀態(tài)輸入輸出的有效控制、分析模型數(shù)據(jù)庫(kù)在各專業(yè)設(shè)計(jì)終端的及時(shí)更新以及各專業(yè)間的聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計(jì)。

氣彈專業(yè)依據(jù)合理的設(shè)計(jì)思路并借助于優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)以及與之相適應(yīng)的設(shè)計(jì)手段，完成了多個(gè)型號(hào)的氣彈優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。在新一代戰(zhàn)斗機(jī)垂尾、鴨翼顫振攻關(guān)等氣彈問(wèn)題解決中發(fā)揮了重要、獨(dú)特的作用。該協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)聯(lián)合機(jī)體結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度專業(yè)與氣彈專業(yè)，融入了靜強(qiáng)度/氣彈綜合建模、分析、優(yōu)化快速設(shè)計(jì)流程。氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)以提高顫振速度為目標(biāo)，開(kāi)展對(duì)翼面結(jié)構(gòu)、根部支持結(jié)構(gòu)和操縱系統(tǒng)伺服作動(dòng)器剛度等的快速優(yōu)化。實(shí)現(xiàn)了翼面結(jié)構(gòu)與機(jī)身支持結(jié)構(gòu)參數(shù)在顫振分析數(shù)據(jù)庫(kù)中的實(shí)時(shí)更新，設(shè)計(jì)平臺(tái)又將更新后顫振分析和參數(shù)優(yōu)化結(jié)果實(shí)時(shí)反饋給機(jī)體結(jié)構(gòu)、靜強(qiáng)度專業(yè)。經(jīng)過(guò)多輪反復(fù)迭代，在滿足總體、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度及重量等約束條件下，包括全動(dòng)翼面在內(nèi)的各部件及全機(jī)顫振速度得到了顯著提高，最終滿足規(guī)范設(shè)計(jì)要求。

圖6 氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)

2.1.1 垂尾優(yōu)化設(shè)計(jì)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)方案設(shè)計(jì)階段全動(dòng)垂尾顫振速度不能滿足設(shè)計(jì)要求，成為關(guān)系型號(hào)研制成敗的關(guān)鍵技術(shù)難題。為解決垂尾的顫振問(wèn)題，從方案初期開(kāi)展了多角度敏感性研究，各專業(yè)根據(jù)變化規(guī)律指引進(jìn)行了細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)，達(dá)到結(jié)構(gòu)能實(shí)現(xiàn)、材料可使用、強(qiáng)度要滿足、成品能安裝、操縱能有效等制約下顫振特性滿足設(shè)計(jì)要求的目的，是一個(gè)在多約束情況下尋求最優(yōu)解的過(guò)程。因整個(gè)系統(tǒng)的復(fù)雜性，許多因素并不能用一個(gè)簡(jiǎn)單的變量代替，必須通過(guò)多專業(yè)參加的氣彈多學(xué)科優(yōu)化平臺(tái)，高度融入氣彈理論和專業(yè)經(jīng)驗(yàn)，跨專業(yè)協(xié)作下多輪迭代才能實(shí)現(xiàn)。

全動(dòng)垂尾顫振特性的主要影響因素包括外形、翼面剛度、翼面慣性和根部支持剛度等，見(jiàn)圖7。 因此，結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元需詳細(xì)模擬外形、翼面結(jié)構(gòu)布置、蒙皮鋪層、根部轉(zhuǎn)軸梁、轉(zhuǎn)軸、搖臂、作動(dòng)器以及后機(jī)身邊條結(jié)構(gòu)等。從方案階段開(kāi)始，在顫振特性敏感性研究基礎(chǔ)上，分別對(duì)氣動(dòng)外形、根部支持剛度、翼面結(jié)構(gòu)、成品安裝和關(guān)鍵連接等進(jìn)行優(yōu)化。

圖7 垂尾顫振主要影響因素

全動(dòng)垂尾的顫振設(shè)計(jì)包括以下幾個(gè)方面。

1) 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

方案論證和評(píng)估階段開(kāi)展了全動(dòng)垂尾氣動(dòng)外形對(duì)其顫振特性影響的研究。通過(guò)改變平面幾何形狀、翼型厚度和翼稍切角等方面的分析，得到垂尾顫振特性隨氣動(dòng)外形變化的一般性規(guī)律，以此向總體氣動(dòng)專業(yè)提供傾向性建議，為后續(xù)垂尾詳細(xì)設(shè)計(jì)打下良好基礎(chǔ)。

2) 翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

翼面結(jié)構(gòu)參數(shù)直接影響翼面剛度和慣性特性，特別是全動(dòng)翼面慣性特性對(duì)其動(dòng)力和顫振特性影響較為明顯。根據(jù)翼面慣性特性規(guī)律研究，掌握了影響顫振特性的翼面質(zhì)量的堆積方向和趨勢(shì)，為翼面結(jié)構(gòu)布置、蒙皮鋪層分區(qū)策略提供優(yōu)化方向。通過(guò)結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度和氣彈專業(yè)聯(lián)合攻關(guān)，最終確定多墻結(jié)構(gòu)骨架形式，同時(shí)開(kāi)展了復(fù)材蒙皮鋪層的氣動(dòng)彈性剪裁設(shè)計(jì)，最后得到滿足顫振、靜強(qiáng)度、結(jié)構(gòu)制造工藝的翼面設(shè)計(jì)方案。

3) 根部支持系統(tǒng)設(shè)計(jì)

直軸全動(dòng)翼面在帶來(lái)優(yōu)良的操控性能的同時(shí)，也給翼面結(jié)構(gòu)支持剛度設(shè)計(jì)帶來(lái)困難。研究發(fā)現(xiàn)，根部支持剛度對(duì)其顫振特性影響起著決定性作用，不同方向的剛度影響程度也有所不同。通過(guò)圖8所示的支持剛度敏感性分析，確定主要影響全動(dòng)垂尾顫振特性的根部支持剛度和剛度可行性范圍，對(duì)根部支持結(jié)構(gòu)及操作系統(tǒng)的各環(huán)節(jié)開(kāi)展細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)，解決其中的剛度短板環(huán)節(jié)。優(yōu)化設(shè)計(jì)包括轉(zhuǎn)軸支持梁、轉(zhuǎn)軸、搖臂、伺服作動(dòng)器和后機(jī)身邊條結(jié)構(gòu)等。

圖8 垂尾顫振敏感性分析

4) 成品安裝及作動(dòng)器剛度要求

結(jié)合設(shè)備性能和翼面慣性特性雙重要求，提出了結(jié)構(gòu)/天線艙一體化設(shè)計(jì)解決思路，實(shí)現(xiàn)既不影響天線性能又能有效提高顫振速度的功能。同時(shí)也對(duì)垂尾翼面其他成品的安裝提出位置布局建議和要求。在垂尾結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的同時(shí)，對(duì)飛控系統(tǒng)伺服作動(dòng)器提出了滿足顫振特性的剛度設(shè)計(jì)反要求，協(xié)同飛控專業(yè)與作動(dòng)器供應(yīng)商聯(lián)合開(kāi)展作動(dòng)器優(yōu)化設(shè)計(jì)，研制出滿足剛度和安裝要求的伺服作動(dòng)器。

5) 關(guān)鍵連接件間隙控制

根據(jù)過(guò)去多個(gè)型號(hào)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，全動(dòng)翼面支持系統(tǒng)的間隙對(duì)其整體剛度的影響不可避免(見(jiàn)2.4節(jié))。因此在初步設(shè)計(jì)階段氣彈專業(yè)對(duì)根部支持系統(tǒng)各個(gè)環(huán)節(jié)進(jìn)行了分析和排查，針對(duì)垂尾轉(zhuǎn)軸上下交點(diǎn)、搖臂與轉(zhuǎn)軸連接、搖臂與作動(dòng)器連接、作動(dòng)器與邊條支點(diǎn)的間隙控制提出了明確的要求。隨后的全尺寸飛機(jī)地面間隙測(cè)量表明，經(jīng)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)后的垂尾旋轉(zhuǎn)方向總間隙值滿足國(guó)軍標(biāo)[1]要求。

垂尾顫振設(shè)計(jì)經(jīng)歷了方案、初步和詳細(xì)設(shè)計(jì)階段多達(dá)數(shù)十輪優(yōu)化迭代，最終方案集多種優(yōu)化于一身，在多約束條件下取得平衡，使其顫振特性滿足設(shè)計(jì)要求，見(jiàn)圖9。圖中Vf為各個(gè)階段垂尾的無(wú)量綱顫振速度。垂尾顫振優(yōu)化設(shè)計(jì)的有效性最終通過(guò)了全機(jī)GVT、顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖9 垂尾顫振優(yōu)化過(guò)程

2.1.2 鴨翼優(yōu)化設(shè)計(jì)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)鴨翼作為一種典型的直軸全動(dòng)翼面結(jié)構(gòu)布局，具有翼面面積大、承載大、翼型厚度較低等典型特點(diǎn)，顫振問(wèn)題非常突出，因此迫切需要從方案設(shè)計(jì)階段開(kāi)始聯(lián)合機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度設(shè)計(jì)專業(yè)進(jìn)行顫振聯(lián)合攻關(guān)設(shè)計(jì)，從鴨翼根部機(jī)身支持系統(tǒng)、翼面結(jié)構(gòu)等多方面進(jìn)行設(shè)計(jì)研究。以顫振特性為目標(biāo)的鴨翼優(yōu)化工作主要集中于方案、初步和詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，后續(xù)更改優(yōu)化工作貫穿飛機(jī)研制全過(guò)程。

敏感性分析發(fā)現(xiàn)，鴨翼根部彎曲支持剛度及翼面彎曲剛度共同構(gòu)成了鴨翼顫振特性的關(guān)鍵影響環(huán)節(jié)。因此，設(shè)計(jì)中鴨翼攻關(guān)主要以提高根部彎曲支持剛度及翼面彎曲剛度為主要方向。鴨翼顫振優(yōu)化設(shè)計(jì)歷時(shí)數(shù)月，共進(jìn)行了數(shù)十種方案、若干個(gè)狀態(tài)的計(jì)算分析與優(yōu)化，翼面由蜂窩結(jié)構(gòu)更改為多檣結(jié)構(gòu)方案，解決了翼面顫振與發(fā)散問(wèn)題。主要優(yōu)化設(shè)計(jì)方案見(jiàn)圖10。

1) 根部機(jī)身支持系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)

根據(jù)鴨翼顫振特性敏感參數(shù)分析和結(jié)構(gòu)剛度分析，確定了鴨翼根部支持結(jié)構(gòu)優(yōu)化參數(shù)及方案，包括加大內(nèi)外側(cè)梁間距、改變內(nèi)外側(cè)梁材料、改變大軸直徑、改變大軸材料和鴨翼支持結(jié)構(gòu)由機(jī)身半框變滿框等措施。

2) 翼面結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

翼面結(jié)構(gòu)剛度由結(jié)構(gòu)形式、幾何外形、關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)、蒙皮鋪層等決定。翼面結(jié)構(gòu)優(yōu)化先后在蜂窩結(jié)構(gòu)和多檣式結(jié)構(gòu)2種基本布局上完成，包括改變后掠角、翼尖切角、翼尖結(jié)構(gòu)高度變化、增加肋和蒙皮鋪層優(yōu)化等多輪迭代，最終確定了對(duì)鴨翼顫振特性有利的結(jié)構(gòu)形式。

圖10 鴨翼優(yōu)化設(shè)計(jì)方案

3) 機(jī)身內(nèi)外側(cè)梁與轉(zhuǎn)軸安裝間隙控制

鴨翼轉(zhuǎn)軸通過(guò)軸承安裝于機(jī)身內(nèi)外側(cè)支持梁，安裝間隙對(duì)該系統(tǒng)剛度的影響極為顯著，因此，為避免彎曲方向安裝間隙過(guò)大而造成鴨翼根部彎曲支持剛度的過(guò)度損失，氣彈專業(yè)聯(lián)合結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度專業(yè)對(duì)機(jī)身內(nèi)外側(cè)安裝梁與軸承配合、軸承與轉(zhuǎn)軸配合等環(huán)節(jié)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，以減小安裝間隙值。

通過(guò)對(duì)該鴨翼方案開(kāi)展多輪顫振優(yōu)化設(shè)計(jì)迭代，鴨翼顫振速度提高近54%，見(jiàn)圖11。圖中Vd為無(wú)量綱鴨翼發(fā)散速度。全機(jī)地面共振試驗(yàn)、顫振風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了新一代戰(zhàn)斗機(jī)鴨翼顫振設(shè)計(jì)的有效性。

圖11 鴨翼顫振優(yōu)化過(guò)程

驗(yàn)證機(jī)之后，新一代戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行了較大幅度的改進(jìn)設(shè)計(jì)，鴨翼翼型更改為彎扭翼型，氣動(dòng)外形也前后經(jīng)歷了2種方案。方案1中鴨翼根弦縮短、尖弦增長(zhǎng)。針對(duì)該鴨翼方案開(kāi)展了切角/不切角、翼面航向前移等方案評(píng)估，顫振特性基本滿足要求；方案2中翼型厚度局部減薄，翼尖后緣切角。最終，綜合總體、隱身、氣動(dòng)等多專業(yè)需求，鴨翼采用了方案2的改進(jìn)措施。在此基礎(chǔ)上通過(guò)翼面復(fù)材鋪層氣動(dòng)彈性剪裁優(yōu)化實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)減重和顫振速度提高。隨后開(kāi)展的設(shè)計(jì)中著重對(duì)機(jī)身支持結(jié)構(gòu)進(jìn)行了精細(xì)化分析研究，優(yōu)化了轉(zhuǎn)軸支持梁尺寸，對(duì)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的非線性間隙進(jìn)行了有效控制。

2.1.3 氣動(dòng)伺服彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)

現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)為了追求更高的機(jī)動(dòng)性和飛行控制品質(zhì)，飛行控制律增益設(shè)計(jì)得相對(duì)較大，這就很容易產(chǎn)生由飛控系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)振動(dòng)和非定常氣動(dòng)力之間相互耦合形成的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性問(wèn)題[4,9,19,32,35-36,40,45-46]。美國(guó)F-16、F-22等戰(zhàn)斗機(jī)和國(guó)內(nèi)外許多新研制的電傳操縱飛機(jī)在設(shè)計(jì)過(guò)程中不同程度地遇到過(guò)此類不穩(wěn)定現(xiàn)象，最后通過(guò)不斷的優(yōu)化設(shè)計(jì)使問(wèn)題得到解決[7]。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)由于采用了大面積全動(dòng)鴨翼、垂尾，操縱面質(zhì)量慣量大、附加氣動(dòng)力大、橫航向耦合效應(yīng)顯著。機(jī)身較同類戰(zhàn)機(jī)偏長(zhǎng)，主要結(jié)構(gòu)模態(tài)密集且頻率偏低。這些因素都導(dǎo)致了其氣動(dòng)伺服彈性耦合效應(yīng)更為突出，設(shè)計(jì)難度更大。

為解決氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性問(wèn)題，在飛行器早期方案設(shè)計(jì)階段，依據(jù)理論基礎(chǔ)及以往型號(hào)經(jīng)驗(yàn)對(duì)速率陀螺等飛控傳感器位置給出合理建議。詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，結(jié)合控制律、動(dòng)力有限元模態(tài)分析結(jié)果和非定常氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果開(kāi)展ASE分析，對(duì)飛控傳感器位置和飛行控制律參數(shù)進(jìn)行了多輪綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，排除全飛行包線各種可能存在的耦合現(xiàn)象，確保飛行器ASE穩(wěn)定性滿足設(shè)計(jì)要求。

研制過(guò)程中，ASE分析方法采用了基于傳遞函數(shù)的頻域分析方法和基于狀態(tài)空間的穩(wěn)定性分析2種方法。其中頻域方法的優(yōu)點(diǎn)是氣動(dòng)力計(jì)算精度較高，無(wú)需進(jìn)行有理函數(shù)擬合?；跔顟B(tài)空間的分析方法氣動(dòng)力需經(jīng)有理函數(shù)擬合，但優(yōu)勢(shì)在于可方便地將飛機(jī)動(dòng)力學(xué)特性及非定常氣動(dòng)力特性以狀態(tài)空間形式與控制律模型進(jìn)行合成，組建氣動(dòng)伺服彈性仿真系統(tǒng)，快速進(jìn)行穩(wěn)定性分析及控制律優(yōu)化設(shè)計(jì)。

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)和控制律基本確定后，結(jié)構(gòu)限幅濾波器和控制律增益的優(yōu)化設(shè)計(jì)是排除不利耦合的一項(xiàng)有效手段。針對(duì)該問(wèn)題，開(kāi)發(fā)了基于MATLAB平臺(tái)的優(yōu)化設(shè)計(jì)手段，見(jiàn)圖12，以限幅濾波器數(shù)量最少且對(duì)飛行控制系統(tǒng)相位滯后影響最小為目標(biāo)，以滿足ASE穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求為約束條件進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖12 氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)模型

借助于氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，通過(guò)氣動(dòng)彈性專業(yè)和控制律專業(yè)多年努力工作，使新一代戰(zhàn)斗機(jī)既有效地解決結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)力和飛控系統(tǒng)的耦合問(wèn)題，又具有優(yōu)良的飛行品質(zhì)，ASE穩(wěn)定性已通過(guò)了地面結(jié)構(gòu)/控制系統(tǒng)耦合試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

目前，氣彈專業(yè)仍在進(jìn)一步提升分析方法及效率，持續(xù)配合飛控專業(yè)開(kāi)展性能提升研究，并利用建立的氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)開(kāi)展帶推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析研究。同時(shí)，持續(xù)開(kāi)展飛機(jī)顫振主動(dòng)抑制、陣風(fēng)減緩、結(jié)構(gòu)減重和性能優(yōu)化等技術(shù)研究，為未來(lái)型號(hào)研制做技術(shù)儲(chǔ)備。

2.2 復(fù)雜氣動(dòng)模型高效建模與校驗(yàn)技術(shù)

分析計(jì)算的精度和可靠性依賴于方法原理和模型的準(zhǔn)確性[2-3,6-7,10-11,14,46-50]。氣動(dòng)彈性分析在工程上通常是以面元法計(jì)算非定常氣動(dòng)力，在頻域內(nèi)求解氣動(dòng)彈性動(dòng)力學(xué)方程。因此快速、準(zhǔn)確地建立各種復(fù)雜外形的高保真非定常氣動(dòng)力模型尤顯重要?，F(xiàn)階段，工程上常用的頻域氣動(dòng)彈性分析主要工具軟件包括國(guó)際氣彈設(shè)計(jì)領(lǐng)域通用的ZAERO、NASTRAN等，各個(gè)軟件使用的非定常氣動(dòng)力模型在原理上基本一致，但輸入文件的架構(gòu)與格式差異較大，由此導(dǎo)致按某軟件格式生成的氣動(dòng)模型不能在其他多個(gè)軟件平臺(tái)通用，當(dāng)需要使用其他軟件進(jìn)行分析時(shí)，必須進(jìn)行重新建模，其中產(chǎn)生許多重復(fù)工作，耗時(shí)、耗力，有較大的人力資源浪費(fèi)。

目前僅美國(guó)MSC.Software公司在PATRAN中提供了與NASTRAN配套的圖形化氣動(dòng)力建模模塊FLIGHT.LOAD，但存在建模參數(shù)多、模型編輯不簡(jiǎn)便、建模功能單一、氣動(dòng)體元支持弱等問(wèn)題，特別是在最繁瑣的氣動(dòng)網(wǎng)格線沿流向?qū)R方面無(wú)任何有效輔助手段，需要人工輸入每條弦向網(wǎng)格線的定位數(shù)據(jù)。而ZAERO的輸入則都采用數(shù)據(jù)卡片方式，由人工按特定格式進(jìn)行文本編輯逐行輸入，因此整個(gè)氣動(dòng)力建模工作效率低，修改編輯麻煩且容易隱藏錯(cuò)誤；建模過(guò)程中產(chǎn)生的錯(cuò)誤難以檢測(cè)，建模調(diào)試周期往往較長(zhǎng)。

在新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制過(guò)程中，針對(duì)氣動(dòng)彈性工程設(shè)計(jì)中多平臺(tái)非定常氣動(dòng)力建模復(fù)雜度高、效率低、出錯(cuò)率高等問(wèn)題，將氣動(dòng)彈性理論與工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)深度融合，形成了高效、準(zhǔn)確、統(tǒng)一的非定常氣動(dòng)力模型生成與校驗(yàn)技術(shù)。主要內(nèi)容如下：

1) 提出了建模設(shè)計(jì)流程規(guī)范，建立了非定常氣動(dòng)模型高效便捷建模技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了亞、跨、超和高超聲速飛行器氣彈分析模型的快速生成，提高了氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)效率。

2) 提出了氣動(dòng)彈性非定常氣動(dòng)模型多要素校驗(yàn)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了飛行器多外掛構(gòu)型等復(fù)雜全機(jī)氣動(dòng)模型的高效自動(dòng)校驗(yàn)及修正，大幅提高了建模的可靠性。

3) 開(kāi)發(fā)了氣彈分析專用的交互式圖形界面便捷處理系統(tǒng)和氣動(dòng)模型多分析平臺(tái)的統(tǒng)一轉(zhuǎn)換技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了高效建模和不同數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)的快速生成。

圖13為采用該技術(shù)建立的新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)帶外掛物的非定常氣動(dòng)力分析測(cè)試模型。通過(guò)多個(gè)型號(hào)飛機(jī)的工程應(yīng)用，實(shí)踐證明該技術(shù)大幅縮短了非定常氣動(dòng)力建模時(shí)間，并為審校人員帶來(lái)極大便利，保證了模型的準(zhǔn)確性，有效促進(jìn)了型號(hào)研制工作。

圖13 全機(jī)非定常氣動(dòng)力測(cè)試模型

2.3 流固耦合跨聲速顫振分析技術(shù)

受空氣壓縮性等非線性因素的影響，飛機(jī)的顫振邊界在跨聲速區(qū)域會(huì)出現(xiàn)“凹坑”現(xiàn)象，所以，跨聲速顫振檢查一直是飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)一項(xiàng)重要環(huán)節(jié)[5-6,51]。新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制過(guò)程中，為支持跨聲速高機(jī)動(dòng)飛行、獲取跨聲速區(qū)域顫振邊界，氣彈專業(yè)采用商業(yè)軟件和自主開(kāi)發(fā)軟件相結(jié)合的方式，以CFD氣動(dòng)分析為基礎(chǔ)[52]，建立了適用于復(fù)雜外形和結(jié)構(gòu)的、工程化的流固耦合跨聲速氣彈分析技術(shù)。

跨聲速顫振設(shè)計(jì)的主要分析手段為時(shí)域方法和頻域方法。采用高精度快速網(wǎng)格構(gòu)造技術(shù)，網(wǎng)格生成遵循從面網(wǎng)格到體網(wǎng)格的生成順序，流動(dòng)變化劇烈或外形變化較大區(qū)域，考慮網(wǎng)格局部自動(dòng)加密，適用于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格。

利用CFD流固耦合分析技術(shù)，完成了單獨(dú)鴨翼、單獨(dú)垂尾和全機(jī)顫振模型的跨聲速顫振特性分析，為型號(hào)詳細(xì)設(shè)計(jì)、首飛、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)提供了支撐。

2.3.1 時(shí)域法

時(shí)域法計(jì)算過(guò)程就是求解結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)方程的過(guò)程。非定常流場(chǎng)求解器求解氣動(dòng)力，并轉(zhuǎn)化為廣義氣動(dòng)力，傳遞給結(jié)構(gòu)求解器；在結(jié)構(gòu)求解器內(nèi)求解結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)方程得到廣義位移，再把廣義位移通過(guò)物面邊界轉(zhuǎn)換回傳給流場(chǎng)求解器，并轉(zhuǎn)化為物面的位移，彈性的物面變形到位后，在新的外形下重新計(jì)算廣義氣動(dòng)力。結(jié)構(gòu)求解器中，采用預(yù)估校正的四階雜交線性多步法，實(shí)現(xiàn)了非定常流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)方程的獨(dú)立交錯(cuò)求解，計(jì)算過(guò)程見(jiàn)圖14。

時(shí)域顫振分析法適用范圍廣，可用于跨聲速顫振計(jì)算和氣動(dòng)非線性氣彈分析，涉及流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)傳遞、動(dòng)網(wǎng)格以及并行計(jì)算等多個(gè)方面，該方法要求設(shè)計(jì)人員具有深厚的流體力學(xué)知識(shí)儲(chǔ)備和良好的編程能力，上手難度高，計(jì)算效率較低。

圖14 時(shí)域法計(jì)算過(guò)程

2.3.2 頻域法

采用基于靜止笛卡爾網(wǎng)格的非定常氣動(dòng)力求解，使用格心格式中心差分有限體積法求解時(shí)間精確歐拉方程，使用偽時(shí)間步和物理時(shí)間步的雙時(shí)間步推進(jìn)，使用標(biāo)量人工黏性(JST)耗散格式，改善求解穩(wěn)定性[51-54]，時(shí)域內(nèi)求解得到精確氣動(dòng)力后，通過(guò)傅里葉變換將時(shí)域氣動(dòng)力轉(zhuǎn)換為頻域氣動(dòng)力。

復(fù)雜結(jié)構(gòu)貼體網(wǎng)格的局部交疊或高畸變，會(huì)帶來(lái)求解精度的損失。為避免這個(gè)問(wèn)題，使用固定笛卡爾網(wǎng)格并應(yīng)用近似邊界條件來(lái)表征升力面的厚度和小幅運(yùn)動(dòng)。近似邊界條件將機(jī)翼的上下表面邊界條件壓縮到中面上，在中面上滿足定?；蚍嵌ǔ＿吔鐥l件來(lái)計(jì)算流場(chǎng)。通過(guò)在固定邊界上滿足實(shí)際的非定常運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)邊界條件，實(shí)現(xiàn)了流場(chǎng)求解中邊界條件的應(yīng)用。

頻域法已被工程領(lǐng)域廣泛采用，傳統(tǒng)的頻域顫振分析法采用偶極子格網(wǎng)法平板氣動(dòng)力，在亞聲速和超聲速范圍內(nèi)具有高精度、高效率的特點(diǎn)。在跨聲速范圍內(nèi)，利用CFD方法獲取氣動(dòng)激波位置，然后在頻域內(nèi)求解顫振方程，既保證了計(jì)算精度，又提高了計(jì)算效率[55]。

2.4 結(jié)構(gòu)非線性顫振分析與驗(yàn)證技術(shù)

理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證表明，操縱面間隙主要導(dǎo)致系統(tǒng)等效剛度減小，可能導(dǎo)致操縱面極限環(huán)振蕩(LCO)以及顫振速度下降[22,37-38,46-47,56-57]，見(jiàn)圖15。因此，在飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)中消除或控制操縱面間隙對(duì)飛機(jī)固有振動(dòng)特性及氣彈穩(wěn)定性的影響成為設(shè)計(jì)師們重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題之一。

圖15 顫振速度隨支持系統(tǒng)等效剛度的變化

新一代戰(zhàn)斗機(jī)采用了大面積直軸全動(dòng)翼面以保證飛機(jī)高機(jī)動(dòng)性，控制方面采用了電傳操縱系統(tǒng)。伺服作動(dòng)器通過(guò)搖臂與轉(zhuǎn)軸連接，另一端通過(guò)支座與機(jī)體結(jié)構(gòu)連接，同時(shí)轉(zhuǎn)軸通過(guò)內(nèi)、外側(cè)軸承支持在機(jī)體結(jié)構(gòu)上，典型的直軸全動(dòng)翼面支持與操縱系統(tǒng)見(jiàn)圖16。與固定翼面和斜軸全動(dòng)翼面比較，直軸全動(dòng)翼面顫振安全余量偏低，顫振特性對(duì)翼面彎曲和旋轉(zhuǎn)模態(tài)的變化十分敏感。

圖16 全動(dòng)翼面支持及操縱系統(tǒng)

由于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)公差、零件生產(chǎn)超差、部件裝配誤差及飛機(jī)服役過(guò)程中運(yùn)動(dòng)部件的固有磨損等因素，全動(dòng)翼面支持結(jié)構(gòu)與操縱系統(tǒng)不可避免地存在彎曲間隙與旋轉(zhuǎn)間隙，導(dǎo)致等效彎曲和旋轉(zhuǎn)剛度降低，使得全動(dòng)翼面顫振問(wèn)題非常突出，以顫振特性為目標(biāo)的全動(dòng)翼面系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)成為型號(hào)研制中極其重要的工作之一。間隙系統(tǒng)氣動(dòng)彈性問(wèn)題的機(jī)理非常復(fù)雜，呈現(xiàn)強(qiáng)烈的非線性特征，對(duì)含間隙系統(tǒng)氣彈問(wèn)題的分析、設(shè)計(jì)與驗(yàn)證是飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)中的技術(shù)難點(diǎn)。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者及工程人員針對(duì)旋轉(zhuǎn)間隙等一維間隙的研究較多，且研究對(duì)象為自由度低的簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，研究成果對(duì)彎曲間隙與旋轉(zhuǎn)間隙同時(shí)存在的二元間隙高自由度工程結(jié)構(gòu)的適用性不足[20-22]。在新一代戰(zhàn)斗機(jī)的研制過(guò)程中，對(duì)含間隙結(jié)構(gòu)的顫振分析與驗(yàn)證采用等效線化方法進(jìn)行工程處理。模態(tài)特性分析采用考慮間隙影響的等效剛度法，模態(tài)特性試驗(yàn)采用變激振力方式進(jìn)行。

2.4.1 基于等效剛度法的顫振分析

工程結(jié)構(gòu)中常見(jiàn)的間隙可分為中心型間隙與偏置型間隙2種，見(jiàn)圖17。圖中:Mα為外部力矩；α為轉(zhuǎn)角；Kα為系統(tǒng)無(wú)間隙狀態(tài)旋轉(zhuǎn)剛度；θ為中心型旋轉(zhuǎn)間隙；γ為偏置型旋轉(zhuǎn)間隙；β為初始偏置角。

對(duì)全動(dòng)翼面根部支持系統(tǒng)存在的單獨(dú)彎曲間隙或旋轉(zhuǎn)間隙等一維中心型間隙系統(tǒng)，其原理可簡(jiǎn)化為由圖18所示的動(dòng)力學(xué)模型。

(1)

在實(shí)際工程結(jié)構(gòu)中，中心型間隙通常是不存在的，結(jié)構(gòu)系統(tǒng)間隙一般為受預(yù)載作用后的偏置型間隙，見(jiàn)圖17(b)，即間隙位置被平移到β+γ。全動(dòng)翼面受一定的激振力后產(chǎn)生一個(gè)振動(dòng)幅值，即可得到系統(tǒng)的一個(gè)等效線性支持剛度，由此開(kāi)展系統(tǒng)的顫振特性分析。對(duì)于含預(yù)載的偏置型間隙全動(dòng)翼面系統(tǒng)，其非線性特性為

圖17 結(jié)構(gòu)中的間隙

圖18 旋轉(zhuǎn)間隙系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型

(2)

系統(tǒng)非線性等效剛度隨間隙的變化見(jiàn)圖19，圖中γ為偏置系統(tǒng)間隙值。該系統(tǒng)為無(wú)卡滯、無(wú)摩擦情況；若考慮摩擦，則在圖19中α變化的初始段，有：

Keq/Kα>1.0

(3)

用等效剛度法進(jìn)行帶間隙系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的顫振評(píng)估是一種有效、常用的工程方法。新一代戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，為增強(qiáng)設(shè)計(jì)的魯棒性，以高精度的動(dòng)力學(xué)有限元模型為基礎(chǔ)對(duì)全動(dòng)翼面顫振特性隨彎曲支持剛度、旋轉(zhuǎn)支持剛度的變化規(guī)律進(jìn)行了深入研究，對(duì)研究中發(fā)現(xiàn)的敏感結(jié)構(gòu)元件與參數(shù)在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造過(guò)程提出了相應(yīng)要求，納入氣彈專業(yè)關(guān)鍵件管理。典型的全動(dòng)翼面根部支持剛度K/K0對(duì)其顫振速度V/V0的影響曲線見(jiàn)圖20。

圖19 偏置型間隙結(jié)構(gòu)系統(tǒng)等效剛度變化曲線

圖20 全動(dòng)翼面顫振速度隨支持剛度變化曲線

2.4.2 含間隙系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)

結(jié)構(gòu)模態(tài)分析的準(zhǔn)確性決定了顫振分析的精度，因此，須對(duì)全動(dòng)翼面模態(tài)分析結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。飛機(jī)設(shè)計(jì)中，在小間隙情況(規(guī)范要求均滿足)下通常開(kāi)展變激振力地面共振試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。通過(guò)該試驗(yàn)，可獲取含間隙全動(dòng)翼面系統(tǒng)力頻(激振力-模態(tài)頻率)曲線，從而得到翼面的模態(tài)頻率。GVT由激振器對(duì)翼面施加一定大小的正弦激振力，通過(guò)布置在翼面的加速度傳感器測(cè)得翼面產(chǎn)生的振動(dòng)響應(yīng)，由此獲得翼面的頻率響應(yīng)函數(shù)，利用模態(tài)參數(shù)識(shí)別法，即可獲取翼面的模態(tài)參數(shù)(頻率、振形)等。其中，激振器位置、傳感器位置的選取需以能有效激勵(lì)、測(cè)量出結(jié)構(gòu)要求的模態(tài)為原則進(jìn)行設(shè)計(jì)；GVT典型試驗(yàn)的力頻曲線見(jiàn)圖21，該曲線同間隙系統(tǒng)理論分析等效剛度曲線(圖19)走勢(shì)基本一致。

全動(dòng)翼面根部支持系統(tǒng)一般存在著彎曲和旋轉(zhuǎn)2個(gè)方向的二維間隙。由圖16可以看出，彎曲方向間隙主要來(lái)自轉(zhuǎn)軸與軸承、軸承自身、軸承與支持梁結(jié)構(gòu)等連接部分。旋轉(zhuǎn)方向間隙更為復(fù)雜些，主要由轉(zhuǎn)軸、搖臂、伺服作動(dòng)器及其支座等構(gòu)件的連接部分組成。通過(guò)多型飛機(jī)的全動(dòng)翼面GVT以及分析計(jì)算，認(rèn)識(shí)到由于二維間隙非線性的存在，導(dǎo)致全動(dòng)翼面根部支持系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)和彎曲剛度下降，造成其模態(tài)頻率降低。其中，扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率主要受到旋轉(zhuǎn)間隙的影響，但是彎曲模態(tài)頻率同時(shí)受到旋轉(zhuǎn)和彎曲二維間隙的影響。工程上常采用等效剛度概念通過(guò)彈簧元模擬旋轉(zhuǎn)、彎曲剛度，將2個(gè)方向的剛度解耦，能夠?qū)ΧS間隙造成的全動(dòng)翼面支持剛度變化進(jìn)行有效的模擬，有較強(qiáng)的實(shí)用性。

圖21 GVT典型操縱面力頻曲線

在新一代戰(zhàn)斗機(jī)改進(jìn)型飛機(jī)的研制過(guò)程中，由于鴨翼間隙問(wèn)題導(dǎo)致模態(tài)特性不滿足設(shè)計(jì)要求，因而對(duì)鴨翼轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)、轉(zhuǎn)軸與軸承配合、系統(tǒng)裝配等多要素進(jìn)行了間隙控制，先后開(kāi)展了多架次、多輪鴨翼振動(dòng)特性機(jī)上地面試驗(yàn)，摸清了鴨翼旋轉(zhuǎn)和一扭模態(tài)隨其根部支持系統(tǒng)間隙變化的規(guī)律。通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終使鴨翼振動(dòng)與顫振特性滿足設(shè)計(jì)要求并具有充分的安全余量。

2.5 采用流程控制的顫振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)技術(shù)

風(fēng)洞試驗(yàn)作為氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)的重要驗(yàn)證手段，可對(duì)顫振分析與設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證、獲取飛機(jī)部件及全機(jī)低速和跨聲速顫振特性，為后續(xù)改進(jìn)設(shè)計(jì)和飛行顫振試驗(yàn)提供依據(jù)[6,12-14,16,21,28-31]。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱主計(jì)劃規(guī)劃了鴨翼/垂尾/機(jī)翼/機(jī)翼帶外掛物和全機(jī)低速及跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)，希望通過(guò)這些試驗(yàn)的逐步實(shí)施，完整地建立低速和跨聲速顫振模型設(shè)計(jì)、制造與風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，為氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)與分析提供驗(yàn)證手段。

低速試驗(yàn)方面，在完成部件低速顫振試驗(yàn)的基礎(chǔ)上開(kāi)展的全機(jī)低速顫振試驗(yàn)可模擬飛機(jī)各部件之間的氣動(dòng)、模態(tài)干擾，驗(yàn)證全機(jī)顫振計(jì)算方法與計(jì)算結(jié)果，更準(zhǔn)確直接地掌握飛機(jī)的全機(jī)顫振特性。新一代戰(zhàn)斗機(jī)采用了升力體機(jī)身布局，鴨翼、垂尾均采用大面積薄翼型全動(dòng)翼面的設(shè)計(jì)，這些特點(diǎn)都對(duì)傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方式提出了更高的要求。由于研制周期大幅縮短以及多型號(hào)并行設(shè)計(jì)的現(xiàn)狀，要求模型設(shè)計(jì)必須改進(jìn)設(shè)計(jì)方法，大幅提升設(shè)計(jì)效率。針對(duì)這種需求，在部件低速模型設(shè)計(jì)過(guò)程中，已經(jīng)嘗試應(yīng)用飛機(jī)優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，探索出適用于工程設(shè)計(jì)的優(yōu)化流程及方法。全機(jī)模型設(shè)計(jì)中以此為基礎(chǔ)，整合已有設(shè)計(jì)手段，構(gòu)建新型的模型制造工藝及流程；同時(shí)針對(duì)靜不安定飛機(jī)的特點(diǎn)，研究滿足靜不安定飛機(jī)的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)靜/動(dòng)不穩(wěn)定抑制手段，為型號(hào)研制的順利進(jìn)行提供技術(shù)保障。圖22為機(jī)翼帶外掛物低速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)。

跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)方面，建立了基于復(fù)材蒙皮及金屬/復(fù)材骨架的低超重/無(wú)超重高強(qiáng)度跨聲速顫振模型研制及試驗(yàn)技術(shù)[16,30,32]，運(yùn)用高精度翼面剛度與質(zhì)量配置技術(shù)，結(jié)合全動(dòng)翼面模型大剛度盒式支持裝置設(shè)計(jì)、支持系統(tǒng)間隙控制等措施有效提高了顫振模型模擬精度，確保了試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，同時(shí)開(kāi)展了靜不安定飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)懸浮支持系統(tǒng)穩(wěn)定性研究，為實(shí)施全機(jī)跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)(見(jiàn)2.6節(jié))積累了實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)、奠定了良好的技術(shù)基礎(chǔ)。圖23為單獨(dú)垂尾跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)。

圖22 機(jī)翼帶外掛物低速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)

圖23 垂尾跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)

2.5.1 顫振風(fēng)洞模型設(shè)計(jì)流程

與部件級(jí)模型設(shè)計(jì)相比，全機(jī)級(jí)模型設(shè)計(jì)的規(guī)模和復(fù)雜程度更大，需要梳理各部件的關(guān)系和邊界條件，了解部件間的相互影響，因此采用并行或串行設(shè)計(jì)方式把全機(jī)級(jí)的模型設(shè)計(jì)分解為多個(gè)部件級(jí)設(shè)計(jì)，明確各個(gè)部件的相互關(guān)系及接口，規(guī)范設(shè)計(jì)方法并控制進(jìn)度節(jié)點(diǎn)。方案階段確定了全機(jī)模型設(shè)計(jì)的工作流程，見(jiàn)圖24。

通過(guò)流程的梳理和完善，提高了全機(jī)模型多部件設(shè)計(jì)的效率，使得設(shè)計(jì)過(guò)程中各部件的設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)可以追溯，避免設(shè)計(jì)錯(cuò)漏。以全機(jī)低速顫振模型設(shè)計(jì)為例，通過(guò)部件、全機(jī)振動(dòng)計(jì)算比較，發(fā)現(xiàn)鴨翼、垂尾在部件計(jì)算時(shí)得到的振動(dòng)特性與全機(jī)級(jí)計(jì)算結(jié)果基本相當(dāng)，可作為獨(dú)立并行設(shè)計(jì)分塊，而機(jī)翼、機(jī)身則是先并行后串行綜合迭代。模型飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)完成后再串行設(shè)計(jì)防護(hù)系統(tǒng)和支持懸掛系統(tǒng)。通過(guò)流程梳理和分解，模型設(shè)計(jì)效率和精度都得到大幅提高。

2.5.2 多目標(biāo)多約束顫振模型優(yōu)化設(shè)計(jì)

顫振模型設(shè)計(jì)是動(dòng)力學(xué)逆特征值、特征向量的反設(shè)計(jì)問(wèn)題[31]，需要通過(guò)動(dòng)力相似原理建立能夠有效模擬簡(jiǎn)化縮比模型真實(shí)物理結(jié)構(gòu)的有限元分析模型。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行模型結(jié)構(gòu)參數(shù)的全局/局部?jī)?yōu)化設(shè)計(jì)。

NASTRAN軟件的優(yōu)化模塊采用基于梯度方向的敏度分析方法，運(yùn)算速度快，不用反復(fù)調(diào)用運(yùn)行NASTRAN程序，但是該方法屬于局部尋優(yōu)方法，對(duì)設(shè)計(jì)初值的選取有很強(qiáng)的依賴性。模型設(shè)計(jì)初期，不論是理論估算或者經(jīng)驗(yàn)取值都很難確定理想的設(shè)計(jì)初值。近年來(lái)，全局優(yōu)化設(shè)計(jì)方法逐漸發(fā)展，并在中國(guó)航空科研院所得到應(yīng)用，這些方法通過(guò)多種處理措施可一次性獲得優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果，可避免優(yōu)化過(guò)程陷入局部尋優(yōu)，優(yōu)化結(jié)果受設(shè)計(jì)初值的影響也較小。隨著多學(xué)科優(yōu)化平臺(tái)軟件如MODELCENTER、OPTIMUS等廣泛應(yīng)用，使得全局優(yōu)化方法的綜合應(yīng)用變成可能且較為容易。例如采用OPTIMUS優(yōu)化模塊的高效全局尋優(yōu)方法，能在一個(gè)較大的范圍內(nèi)進(jìn)行搜索，最終在搜索出的滿足優(yōu)化條件的可行解中篩選出最優(yōu)解。

全機(jī)模型優(yōu)化變量規(guī)模大，優(yōu)化時(shí)間長(zhǎng)，還需要顧及多種試驗(yàn)構(gòu)型的綜合匹配。在優(yōu)化參數(shù)的設(shè)置上，通過(guò)將工程經(jīng)驗(yàn)與數(shù)學(xué)方法相結(jié)合，建立滿足模態(tài)頻率、振形以及模型靜強(qiáng)度要求的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)與多約束函數(shù)，先通過(guò)全局優(yōu)化得到滿足動(dòng)力特性的初值，再通過(guò)精細(xì)局部?jī)?yōu)化得到最優(yōu)解，同時(shí)進(jìn)行模型靜強(qiáng)度的檢查，使得優(yōu)化出的模型結(jié)構(gòu)參數(shù)、靜/動(dòng)力特性具有物理可實(shí)現(xiàn)性。

2.5.3 模型防護(hù)/激勵(lì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

防護(hù)/激勵(lì)系統(tǒng)的作用有2個(gè):一是當(dāng)模型達(dá)到臨界狀態(tài)時(shí)抑制模型振動(dòng)幅值，保護(hù)模型；二是在亞臨界狀態(tài)時(shí)激勵(lì)模型，觀察振動(dòng)衰減情況，預(yù)測(cè)顫振邊界。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)具有多全動(dòng)翼面且垂尾斜置，采用傳統(tǒng)拉線方式的防護(hù)措施會(huì)導(dǎo)致現(xiàn)場(chǎng)防護(hù)線過(guò)多，布置困難，甚至可能在試驗(yàn)過(guò)程中影響飛機(jī)姿態(tài)，對(duì)流場(chǎng)也有一定干擾。在全機(jī)低速顫振模型設(shè)計(jì)中，采用小型氣動(dòng)作動(dòng)機(jī)構(gòu)對(duì)翼面進(jìn)行防護(hù)，止動(dòng)效果明顯，從而可以大幅提高風(fēng)速變化步長(zhǎng)，迅速接近顫振臨界點(diǎn)，節(jié)約試驗(yàn)時(shí)間，同時(shí)避免了模型防護(hù)線對(duì)試驗(yàn)段流場(chǎng)的干擾。此外，在模型進(jìn)入亞臨界顫振狀態(tài)后，通過(guò)反復(fù)推動(dòng)作動(dòng)機(jī)構(gòu)滑桿對(duì)模型施加沖擊激勵(lì)，誘導(dǎo)模型振動(dòng)，觀察并測(cè)試模型的振動(dòng)衰減情況以預(yù)判顫振臨界點(diǎn)。

2.5.4 模型安裝支持系統(tǒng)設(shè)計(jì)

部件級(jí)試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭С窒到y(tǒng)要模擬支持剛度。全動(dòng)翼面一般采用“大軸+彈簧片”形式，分別模擬彎曲支持剛度和旋轉(zhuǎn)支持剛度。該方式能將彎曲和旋轉(zhuǎn)支持剛度有效解耦，便于模型設(shè)計(jì)及支持剛度對(duì)全動(dòng)翼面顫振特性影響的試驗(yàn)研究。對(duì)于多接頭固定翼面結(jié)構(gòu)一般采用多彈簧片連接形式，分別模擬各個(gè)接頭的彎曲和法向剪切剛度。全機(jī)低速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)一般采用自由/自由懸掛系統(tǒng)支持模型，見(jiàn)圖25。該系統(tǒng)應(yīng)滿足強(qiáng)度、剛度和氣彈穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)為鴨式布局靜不安定飛機(jī)，所以在進(jìn)行支持系統(tǒng)設(shè)計(jì)的時(shí)候不能忽略模型的幾個(gè)穩(wěn)定性問(wèn)題。

1) 縱向靜不安定，即當(dāng)氣流速度增加到某一個(gè)值時(shí)，模型的迎角會(huì)不斷增加，從而導(dǎo)致試驗(yàn)無(wú)法正常進(jìn)行，嚴(yán)重時(shí)甚至可能會(huì)損壞模型并危及風(fēng)洞安全。

2) 縱向動(dòng)不穩(wěn)定，即當(dāng)氣流速度增加到某一個(gè)值時(shí)，模型出現(xiàn)全機(jī)俯仰和沉浮耦合振動(dòng)，并且振幅越來(lái)越大，這實(shí)際上是全機(jī)俯仰和沉浮剛體模態(tài)耦合的兩自由度顫振。

3) 懸掛支持系統(tǒng)剛體模態(tài)和全機(jī)模型低階彈性模態(tài)耦合產(chǎn)生的動(dòng)不穩(wěn)定性。

全尺寸靜不安定飛機(jī)在飛行過(guò)程中通過(guò)飛控系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)操縱面偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)配平控制并保持飛行的穩(wěn)定性。然而常規(guī)的全機(jī)顫振模型一般沒(méi)有模擬飛控系統(tǒng)，操縱面在風(fēng)洞試驗(yàn)中不能偏轉(zhuǎn)。所以上述穩(wěn)定性問(wèn)題只能通過(guò)“支持系統(tǒng)+全機(jī)模型”組合體的優(yōu)化設(shè)計(jì)得到解決。

圖25 全機(jī)低速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)支持系統(tǒng)

首先建立該組合體的分析模型，開(kāi)展帶有彈性支持的全機(jī)模型系統(tǒng)振動(dòng)特性、顫振特性和穩(wěn)定性分析。然后通過(guò)對(duì)前后掛點(diǎn)的彈簧剛度、懸掛位置等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到同時(shí)滿足靜穩(wěn)定、動(dòng)穩(wěn)定、顫振及支持頻率等要求的懸掛系統(tǒng)，確保在風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中組合體能夠保持穩(wěn)定，同時(shí)，模型自身的振動(dòng)和顫振特性不受到懸掛系統(tǒng)的干擾影響。若分析得到的組合體存在上述3類穩(wěn)定性問(wèn)題，其穩(wěn)定性臨界速度應(yīng)遠(yuǎn)高于彈性模型設(shè)計(jì)要求的顫振速度。

經(jīng)過(guò)前期優(yōu)化設(shè)計(jì)，全機(jī)模型風(fēng)洞試驗(yàn)沒(méi)有發(fā)生任何因懸掛支持系統(tǒng)參與的穩(wěn)定性問(wèn)題，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方法的正確性。

2.6 靜不安定飛機(jī)跨聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

飛機(jī)顫振特性直接關(guān)系其飛行安全。在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍內(nèi)，跨聲速流動(dòng)因激波位置對(duì)結(jié)構(gòu)的振動(dòng)非常敏感，且存在較強(qiáng)的遲滯效應(yīng)，故使得大多數(shù)飛機(jī)在該區(qū)域內(nèi)顫振速度明顯下降，顫振邊界在跨聲速區(qū)出現(xiàn)“凹坑”現(xiàn)象，因此跨聲速顫振特性分析與研究在現(xiàn)代飛機(jī)的研制過(guò)程中顯得尤為重要與必要[16,26,28,30,58]。

由于跨聲速流動(dòng)的非線性特征，目前工程上成熟的基于線化理論發(fā)展的非定常氣動(dòng)力數(shù)值分析方法不再適用于跨聲速顫振分析。針對(duì)該問(wèn)題，近年來(lái)隨著數(shù)值理論與計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，對(duì)于飛機(jī)部件及全機(jī)的跨聲速顫振特性數(shù)值分析研究在中國(guó)發(fā)展迅速，但目前尚未得到在型號(hào)設(shè)計(jì)中經(jīng)過(guò)驗(yàn)證并廣泛認(rèn)可的成熟分析手段。因此，顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)是現(xiàn)階段型號(hào)研制中有效獲取跨聲速顫振特性的關(guān)鍵手段。其中，全機(jī)跨聲速顫振試驗(yàn)相較單獨(dú)部件/組件試驗(yàn)，可有效模擬飛機(jī)各部件之間的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性耦合與氣動(dòng)耦合效應(yīng)，獲得自由飛行狀態(tài)下全機(jī)跨聲速顫振邊界及空氣壓縮性修正系數(shù)，為飛機(jī)低空大表速試飛安全提供重要支持。跨聲速顫振模型作為風(fēng)洞試驗(yàn)的基礎(chǔ)，直接決定了試驗(yàn)結(jié)果的有效性及準(zhǔn)確性。開(kāi)展全彈性全機(jī)跨聲速顫振試驗(yàn)，首先需要根據(jù)相似原理設(shè)計(jì)并制造能夠準(zhǔn)確模擬飛機(jī)全機(jī)幾何外形、質(zhì)量和剛度特性及動(dòng)力學(xué)特性的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

國(guó)內(nèi)現(xiàn)有的暫沖式回流跨聲速風(fēng)洞動(dòng)壓高，對(duì)跨聲速顫振模型的強(qiáng)度、剛度性能提出了更高要求，使得模型設(shè)計(jì)難度加大。在中國(guó)廣泛開(kāi)展部件跨聲速顫振試驗(yàn)的技術(shù)積累基礎(chǔ)上，各主機(jī)所相繼進(jìn)行了全機(jī)狀態(tài)跨聲速顫振試驗(yàn)探索。氣彈專業(yè)經(jīng)過(guò)前期型號(hào)飛機(jī)部件跨聲速顫振試驗(yàn)及關(guān)鍵技術(shù)研究，積累了相關(guān)經(jīng)驗(yàn)，基本掌握了部件跨聲速顫振模型設(shè)計(jì)、制造與風(fēng)洞試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)，為新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)跨聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證工作開(kāi)展打下了基礎(chǔ)。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)密集且耦合嚴(yán)重、顫振機(jī)理復(fù)雜，全動(dòng)翼面顫振特性成為氣彈設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。為此，需要開(kāi)展全機(jī)全彈性跨聲速顫振試驗(yàn)研究，獲取其跨聲速顫振特性。為保證試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確性，決定采用全機(jī)全彈性模型結(jié)構(gòu)形式，對(duì)各個(gè)部件及其連接形式均按彈性結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力相似模擬[23,31]。

全機(jī)跨聲速模型風(fēng)洞試驗(yàn)選擇在中國(guó)某跨聲速風(fēng)洞開(kāi)展。按照相似性準(zhǔn)則縮比后模型幾何尺寸小，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)空間更小，重量、剛度和強(qiáng)度約束更嚴(yán)苛；升力體機(jī)身寬度大但高度小，使得各部件的安裝支持空間受限且結(jié)構(gòu)復(fù)雜。新一代戰(zhàn)斗機(jī)靜不安定布局形式帶來(lái)流場(chǎng)中全機(jī)模型穩(wěn)定性控制等新問(wèn)題，在全機(jī)模型懸掛支持系統(tǒng)方面需對(duì)現(xiàn)有的常規(guī)布局飛機(jī)模型懸浮支持系統(tǒng)進(jìn)行主動(dòng)控制優(yōu)化設(shè)計(jì)，動(dòng)態(tài)調(diào)整模型姿態(tài)、確保試驗(yàn)狀態(tài)模型的靜穩(wěn)定性，保障模型安全及試驗(yàn)順利進(jìn)行。因此，依靠過(guò)去積累的結(jié)構(gòu)相似原則相關(guān)設(shè)計(jì)技術(shù)已不能有效支持全機(jī)跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證工作，需開(kāi)展模型結(jié)構(gòu)和懸掛系統(tǒng)等方面的設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)研究工作。

基于上述要求，需建立靜不安定飛機(jī)全彈性全機(jī)跨聲速顫振模型研制與試驗(yàn)技術(shù)，具體包括模型材料、結(jié)構(gòu)形式、設(shè)計(jì)與優(yōu)化、低成本高可靠性復(fù)合材料構(gòu)件制造、全機(jī)模型懸掛支持控制系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)、GVT與結(jié)構(gòu)參數(shù)確認(rèn)、風(fēng)洞試驗(yàn)等專項(xiàng)技術(shù)，有效地實(shí)現(xiàn)全彈性全機(jī)動(dòng)力相似模擬，獲取高精度地面試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。

2.6.1 全彈性動(dòng)力相似模型設(shè)計(jì)

全機(jī)跨聲速顫振模型完整地模擬了機(jī)身、機(jī)翼、鴨翼、垂尾及腹鰭各部件之間的結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合與氣動(dòng)干擾，采用 “金屬梁架+復(fù)材蒙皮+硬泡填充”的結(jié)構(gòu)形式。根據(jù)全機(jī)顫振模型的相似模擬特點(diǎn)，依據(jù)各部件模態(tài)特性、傳力特點(diǎn)等。模型設(shè)計(jì)時(shí)對(duì)其結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了簡(jiǎn)化，從而減少后續(xù)模型設(shè)計(jì)過(guò)程中優(yōu)化變量的數(shù)量、提高優(yōu)化設(shè)計(jì)的精度與效率。與此同時(shí)，采用并行和串行分層設(shè)計(jì)理念，在完成全機(jī)各單獨(dú)部件模型設(shè)計(jì)與優(yōu)化后，結(jié)合全局優(yōu)化技術(shù)(遺傳算法)與局部?jī)?yōu)化技術(shù)(梯度優(yōu)化算法)進(jìn)行各部件綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)[23,31]。

優(yōu)化以重量最小為目標(biāo)、動(dòng)力特性和靜強(qiáng)度組合要求為約束，從而有效提高模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)效率，更易于找到滿足要求的結(jié)構(gòu)參數(shù)解。優(yōu)化完成后模型主要模態(tài)頻率設(shè)計(jì)值與要求值對(duì)比誤差見(jiàn)圖26。

由圖26可看出模型有效模擬了全尺寸飛機(jī)的模態(tài)特性，其中顫振關(guān)鍵模態(tài)的模擬精度較高。由于全機(jī)顫振模型的長(zhǎng)度比例尺小，導(dǎo)致了全機(jī)模型的質(zhì)量比例尺很小，模型的要求質(zhì)量及質(zhì)量慣量小[29]。由此帶來(lái)2方面問(wèn)題:首先，質(zhì)量比例尺要求會(huì)造成全動(dòng)翼面模型目標(biāo)質(zhì)量數(shù)據(jù)非常??；其次，剛度設(shè)計(jì)要求容易引起翼身支持連接位置的局部超重。嚴(yán)苛的質(zhì)量模擬要求對(duì)全彈性全機(jī)相似模型設(shè)計(jì)與制造帶來(lái)了極大的考驗(yàn)。為此，在采用輕質(zhì)高性能結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)的同時(shí)，通過(guò)全動(dòng)翼面連接機(jī)構(gòu)與防護(hù)機(jī)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)、全動(dòng)垂尾軸承座冷縮裝配技術(shù)、基于全數(shù)模的質(zhì)量特性配置技術(shù)等有效實(shí)現(xiàn)了模型支持與防護(hù)功能，且控制了全機(jī)模型質(zhì)量，保證了全機(jī)模型完全滿足質(zhì)量特性相似要求。

圖26 主要模態(tài)頻率模擬誤差

鴨翼和垂尾2個(gè)全動(dòng)翼面的顫振特性成為全機(jī)顫振模型設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。究其主要原因，受根部大軸連接影響，顫振特性隨根部支持剛度的變化影響較為敏感。依據(jù)分析，鴨翼顫振特性主要受根部彎曲支持剛度影響，而垂尾顫振特性則主要受根部旋轉(zhuǎn)支持剛度影響。

全動(dòng)翼面根部依靠轉(zhuǎn)軸與軸承裝配支持于飛機(jī)機(jī)身上，通過(guò)操縱系統(tǒng)對(duì)翼面實(shí)施驅(qū)動(dòng)。由于該系統(tǒng)引入了多環(huán)節(jié)裝配件配合，不可避免地存在系統(tǒng)間隙，從而對(duì)根部支持剛度尤其是旋轉(zhuǎn)支持剛度產(chǎn)生影響。由中心型間隙及偏置型間隙(見(jiàn)2.4節(jié))的影響特性可知，間隙的存在顯著減小了系統(tǒng)的等效支持剛度，進(jìn)而顯著影響了鴨翼、垂尾的顫振特性。因此，在全機(jī)模型的設(shè)計(jì)過(guò)程中，需通過(guò)模型根部支持結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行全動(dòng)翼面根部支持與操縱系統(tǒng)間隙控制，主要措施包括轉(zhuǎn)軸與軸承的配合公差設(shè)計(jì)、轉(zhuǎn)軸底部鎖緊套件設(shè)計(jì)、搖臂細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)與軸承座冷縮裝配技術(shù)等。

表1為鴨翼根部支持結(jié)構(gòu)間隙控制后關(guān)鍵構(gòu)件結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)比，可見(jiàn)間隙控制取得良好效果。

表1 關(guān)鍵構(gòu)件結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)比

2.6.2 靜不安定全機(jī)模型懸掛支持系統(tǒng)設(shè)計(jì)

顫振模型在風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中須安裝在彈性懸浮支持系統(tǒng)上，以模擬飛機(jī)自由/自由飛行狀態(tài)，獲得在該狀態(tài)下全機(jī)及各關(guān)鍵部件的跨聲速顫振特性。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)為升力體邊條翼鴨式布局飛機(jī)，具有靜不安定特性且機(jī)體面積大，在飛行過(guò)程中飛控系統(tǒng)通過(guò)驅(qū)動(dòng)操縱面保持飛機(jī)的穩(wěn)定性[23,29]。然而，在風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中動(dòng)壓變化與氣流擾動(dòng)等因素將引起機(jī)體迎角與載荷變化、馬赫數(shù)變化引起流場(chǎng)激波移動(dòng)而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)受載變化，模型彈性懸掛支持系統(tǒng)需能減小這種變化量，否則若載荷變化量較大，則極易引起全機(jī)模型的靜不穩(wěn)定性。此外，全機(jī)顫振模型安裝于滿足彈性支持頻率要求的懸浮支持系統(tǒng)上，還需考慮其支持系統(tǒng)剛體模態(tài)與機(jī)體彈性模態(tài)解耦問(wèn)題，防止發(fā)生“剛體/彈性”模態(tài)耦合產(chǎn)生的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，避免剛體模態(tài)對(duì)機(jī)體彈性模態(tài)的干擾影響；而為了保證模型試驗(yàn)過(guò)程中承載安全性，彈性懸掛支持系統(tǒng)必須滿足試驗(yàn)狀態(tài)下的強(qiáng)度安全性要求。綜上所述，全彈性全機(jī)靜不安定跨聲速顫振模型彈性懸掛支持系統(tǒng)須滿足承載、迎角控制、支持剛度、強(qiáng)度等一系列要求。為此，對(duì)中國(guó)某跨聲速風(fēng)洞全機(jī)顫振模型懸浮支撐系統(tǒng)(Floating Support System，F(xiàn)SS，見(jiàn)圖27)進(jìn)行了優(yōu)化與改進(jìn)設(shè)計(jì)，分2個(gè)階段采取措施提升系統(tǒng)穩(wěn)定性。第1階段即試驗(yàn)前結(jié)合全機(jī)剛模風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和CFD計(jì)算結(jié)果提供較為準(zhǔn)確的模型氣動(dòng)系數(shù)及動(dòng)導(dǎo)數(shù)，作為該跨聲速風(fēng)洞FSS初始控制參數(shù)；利用考慮懸掛系統(tǒng)掛點(diǎn)影響的數(shù)值仿真分析消除控制系統(tǒng)與全機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)的耦合；第2階段即試驗(yàn)過(guò)程中，在優(yōu)化FSS張力與控制參數(shù)的同時(shí)對(duì)全機(jī)模型自身參數(shù)、預(yù)緊力等進(jìn)行了調(diào)整優(yōu)化。試驗(yàn)情況顯示FSS工作正常，其強(qiáng)度和剛度滿足設(shè)計(jì)要求。試驗(yàn)過(guò)程中模型穩(wěn)定，姿態(tài)變化幅值控制效果良好，保證了全機(jī)模型試驗(yàn)順利進(jìn)行。

如圖27所示，縱向和橫向伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)用于調(diào)節(jié)模型姿態(tài)，分別自動(dòng)控制模型俯仰方向和滾轉(zhuǎn)方向的穩(wěn)定性。

圖27 跨聲速風(fēng)洞全機(jī)顫振模型FSS

2.6.3 改進(jìn)完善的制造工藝

全機(jī)模型復(fù)合材料構(gòu)件外形復(fù)雜、數(shù)量多、厚度小、鋪層薄、變形控制難、脫模難，大量構(gòu)件尺寸小，為了提高其成型質(zhì)量，在常規(guī)濕法工藝基礎(chǔ)上結(jié)合烘箱加溫、真空施壓成型技術(shù)，降低生產(chǎn)成本的同時(shí)有效提高了復(fù)材構(gòu)件的力學(xué)性能穩(wěn)定性，保證全機(jī)模型的可靠性。風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中全機(jī)模型各翼面均未發(fā)生強(qiáng)度破壞。

復(fù)材構(gòu)件鋪層在木質(zhì)模具中進(jìn)行，木質(zhì)模具按要求數(shù)控加工完成后，對(duì)其鋪層形面進(jìn)行了打磨、修整及拋光處理，以提高構(gòu)件的表面質(zhì)量。模型制造中構(gòu)件、裝配件重量控制與保證是提高精度的關(guān)鍵點(diǎn)之一，采取的主要措施包括：各工序完成后構(gòu)件稱重、重量調(diào)節(jié)與表面修形，膠接過(guò)程膠量控制，裝配件重量局部微量調(diào)節(jié)等。

顫振模型在制造、裝配過(guò)程中嚴(yán)格按設(shè)計(jì)要求控制誤差，使模型剛度特性、質(zhì)量特性等滿足設(shè)計(jì)要求。全機(jī)模型制造完畢進(jìn)行GVT，檢驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)和制造質(zhì)量。試驗(yàn)結(jié)果表明，模型的振動(dòng)特性達(dá)到設(shè)計(jì)要求，尤其是鴨翼和垂尾等主要部件的主要顫振模態(tài)有較高的模擬精度，為后續(xù)的風(fēng)洞試驗(yàn)打下了良好的基礎(chǔ)。

2.6.4 高效安全的風(fēng)洞試驗(yàn)

全機(jī)模型跨聲速顫振試驗(yàn)采用等馬赫數(shù)增加動(dòng)壓的方式進(jìn)行，即在一個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)(固定馬赫數(shù))上，穩(wěn)定風(fēng)洞流場(chǎng)馬赫數(shù)，通過(guò)增加總壓的方式增加流場(chǎng)的動(dòng)壓，直至達(dá)到模型的顫振邊界。然而，在實(shí)際試驗(yàn)中，為了保證模型不發(fā)生破壞，避免對(duì)風(fēng)洞設(shè)備產(chǎn)生損壞，多數(shù)情況下流場(chǎng)動(dòng)壓僅增加至模型亞臨界顫振狀態(tài)，再采用亞臨界預(yù)測(cè)方法進(jìn)行顫振邊界預(yù)測(cè)。為滿足全機(jī)模型顫振試驗(yàn)運(yùn)行、測(cè)試、防護(hù)需求，主要試驗(yàn)設(shè)備包括風(fēng)洞運(yùn)行控制系統(tǒng)、電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)、模型響應(yīng)采集測(cè)量系統(tǒng)、亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)分析系統(tǒng)及風(fēng)洞應(yīng)急關(guān)車(chē)系統(tǒng)等分系統(tǒng)。

試驗(yàn)時(shí)，通過(guò)風(fēng)洞運(yùn)行控制系統(tǒng)按試驗(yàn)要求調(diào)整風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)和各增壓段的總壓，同時(shí)測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)段的流場(chǎng)參數(shù)(馬赫數(shù)Ma、動(dòng)壓q、密度ρ、總溫T等)，F(xiàn)SS伺服系統(tǒng)對(duì)全機(jī)模型姿態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)以減小模型迎角變化量等參數(shù)；通過(guò)安裝在模型部件上的應(yīng)變電橋、加速度傳感器測(cè)量出模型振動(dòng)響應(yīng)的時(shí)間歷程，然后由亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)分析系統(tǒng)進(jìn)行功率譜分析和顫振邊界預(yù)測(cè)，得到顫振頻率和顫振動(dòng)壓；電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)可以記錄和觀察試驗(yàn)過(guò)程中模型的振動(dòng)情況，如果模型發(fā)生顫振，風(fēng)洞應(yīng)急關(guān)車(chē)系統(tǒng)可以自動(dòng)和手動(dòng)關(guān)車(chē)，并同步啟動(dòng)模型制動(dòng)裝置保護(hù)模型。典型的風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)參數(shù)及模型響應(yīng)見(jiàn)圖28，典型的亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)曲線見(jiàn)圖29。

顫振模型實(shí)際發(fā)生顫振的動(dòng)壓值及當(dāng)?shù)貧饬髅芏扰c模型設(shè)計(jì)時(shí)所希望的預(yù)設(shè)值往往存在偏差，在無(wú)法設(shè)計(jì)多個(gè)密度縮比模型開(kāi)展試驗(yàn)的情況下，通常采用密度修正方法對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。由于模型制造加工帶來(lái)的誤差，使得其重量、頻率等設(shè)計(jì)指標(biāo)與設(shè)計(jì)要求可能存在一定程度的偏離，因此需要對(duì)模型的頻率、重量和動(dòng)壓等比例尺進(jìn)行修正，再通過(guò)修正后的比例尺將結(jié)果換算為全尺寸飛機(jī)顫振動(dòng)壓與頻率，從而得到飛機(jī)的顫振邊界。

圖28 典型風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)參數(shù)及顫振模型響應(yīng)

圖29 典型風(fēng)洞試驗(yàn)亞臨界響應(yīng)顫振邊界預(yù)測(cè)曲線

2.6.5 試驗(yàn)技術(shù)的提高與進(jìn)步

全機(jī)跨聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)的開(kāi)展，建立了鴨式布局靜不安定飛機(jī)全彈性跨聲速顫振模型設(shè)計(jì)、制造與試驗(yàn)技術(shù)，解決了全彈性全機(jī)顫振模型設(shè)計(jì)約束多、易超重、部件模態(tài)耦合嚴(yán)重等技術(shù)難題，實(shí)現(xiàn)了模型對(duì)全尺寸飛機(jī)質(zhì)量特性、模態(tài)特性的相似模擬，全機(jī)重量誤差小于3.5%，主要模態(tài)頻率誤差小于2%、節(jié)線吻合良好；建立了全動(dòng)翼面根部安裝支持結(jié)構(gòu)與操縱機(jī)構(gòu)系統(tǒng)間隙控制設(shè)計(jì)技術(shù)，支持剛度實(shí)際值與數(shù)值模擬值一致性好，顯著提高了全尺寸飛機(jī)翼面顫振特性的模擬準(zhǔn)確性；中國(guó)首次研制了某跨聲速風(fēng)洞鴨式布局靜不安定全機(jī)模型懸掛支持伺服控制系統(tǒng)[27]，保證了模型安全和試驗(yàn)順利進(jìn)行。全機(jī)跨聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果為后續(xù)低空大表速飛行顫振試驗(yàn)提供了技術(shù)支持。

2.7 飛行顫振試驗(yàn)技術(shù)

飛行試驗(yàn)驗(yàn)證是檢查飛機(jī)是否滿足設(shè)計(jì)要求最終和最直接的手段，而飛行顫振試驗(yàn)(FFT)更是驗(yàn)證試飛中技術(shù)難度大、風(fēng)險(xiǎn)高且費(fèi)用高的關(guān)鍵項(xiàng)目之一[6,41,48]。其目的是檢驗(yàn)飛機(jī)在使用飛行包線范圍內(nèi)，在不同燃油和外掛狀態(tài)下是否存在顫振和其他氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定性現(xiàn)象，驗(yàn)證飛機(jī)是否滿足軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范中關(guān)于氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)的要求。通過(guò)試驗(yàn)進(jìn)行飛行包線擴(kuò)展，最終獲得飛機(jī)真實(shí)的顫振邊界，為飛機(jī)設(shè)計(jì)定型和后續(xù)發(fā)展提供依據(jù)[8-9,32-34]。

飛行顫振試驗(yàn)以理論分析、地面試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)為基礎(chǔ)，利用真實(shí)飛機(jī)在真實(shí)飛行條件下進(jìn)行顫振驗(yàn)證，確保飛機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)不發(fā)生顫振、嗡鳴和抖振等各類氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，為其他科目的開(kāi)展排除顫振安全隱患，創(chuàng)造必要的飛行試驗(yàn)條件，屬于一級(jí)風(fēng)險(xiǎn)科目[33-34,39]。因此，型號(hào)飛行試驗(yàn)項(xiàng)目明確規(guī)定，其他科目的飛行驗(yàn)證按要求必須嚴(yán)格限制在經(jīng)過(guò)顫振試飛擴(kuò)展后的包線內(nèi)進(jìn)行。所以，顫振試飛在型號(hào)飛行試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)揮著開(kāi)路先鋒的重要作用。

通常顫振試飛在選定的飛行高度和速度下，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加激勵(lì)，記錄飛機(jī)結(jié)構(gòu)的響應(yīng)，通過(guò)對(duì)響應(yīng)數(shù)據(jù)的分析處理，得到有關(guān)結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)的頻率和阻尼。根據(jù)這些參數(shù)隨飛行高度、速度(或速壓)和馬赫數(shù)的變化情況來(lái)判斷飛機(jī)的顫振安全性。

目前，常用的飛機(jī)結(jié)構(gòu)激勵(lì)方式有FES(Flight Excitation System)激勵(lì)、小火箭激勵(lì)、大氣紊流激勵(lì)和旋轉(zhuǎn)小翼激勵(lì)等。新一代戰(zhàn)斗機(jī)的飛行顫振試驗(yàn)最終選取了FES激勵(lì)方式。該項(xiàng)試驗(yàn)通過(guò)信號(hào)發(fā)生器或直接由飛控系統(tǒng)向伺服作動(dòng)器發(fā)出正弦掃頻或其他動(dòng)態(tài)信號(hào)，驅(qū)動(dòng)操縱面旋轉(zhuǎn)，由此產(chǎn)生對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的激勵(lì)。在一定的飛行和激勵(lì)條件下，測(cè)試飛機(jī)結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)，并對(duì)這些響應(yīng)信號(hào)進(jìn)行數(shù)據(jù)分析處理，得到結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率和阻尼的變化趨勢(shì)。

由于飛行顫振試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)極高，所以前期的大量分析和地面試驗(yàn)工作就尤其重要。根據(jù)分析和地面試驗(yàn)，可以初步確認(rèn)大致的顫振臨界速度、跨聲速凹坑點(diǎn)等分布區(qū)域，進(jìn)而規(guī)避可能存在的風(fēng)險(xiǎn)，合理安排試飛的順序，增強(qiáng)試飛工作中的信心并且提高試驗(yàn)效率，這也是設(shè)計(jì)師主動(dòng)參與飛行顫振試驗(yàn)的技術(shù)優(yōu)勢(shì)。

以往中國(guó)各種型號(hào)的顫振試飛工作主要由中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院承擔(dān)，型號(hào)飛機(jī)研制單位的氣彈設(shè)計(jì)師一般是被動(dòng)參與，協(xié)助試飛工程師完成飛行試驗(yàn)任務(wù)。在新一代戰(zhàn)斗機(jī)科研試飛中，包線擴(kuò)展由氣彈設(shè)計(jì)師與試飛工程師共同推進(jìn)，其突出優(yōu)點(diǎn)是試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)人員更熟悉飛機(jī)結(jié)構(gòu)、更全面掌握整個(gè)飛機(jī)的全機(jī)振動(dòng)和顫振特性、深刻理解顫振機(jī)理，更利于試飛改裝設(shè)計(jì)、試飛進(jìn)程設(shè)計(jì)、試飛數(shù)據(jù)分析與顫振邊界預(yù)測(cè)。為保證飛行顫振試驗(yàn)的順利進(jìn)行，氣彈設(shè)計(jì)師在飛行試驗(yàn)前提早進(jìn)行試飛技術(shù)儲(chǔ)備，著手制訂試飛要求，建立測(cè)試及分析手段、工作流程和現(xiàn)場(chǎng)制度等，見(jiàn)圖30。

圖30 飛行顫振試驗(yàn)流程

1) 詳細(xì)設(shè)計(jì)階段進(jìn)行了充分的仿真與分析，結(jié)合GVT和風(fēng)洞試驗(yàn)，研究各個(gè)顫振分支隨敏感參數(shù)的變化規(guī)律，在試飛前就對(duì)結(jié)果做到了心中有數(shù)。

2) 完善試驗(yàn)工作流程和制度。建立應(yīng)急預(yù)案，各項(xiàng)責(zé)任落實(shí)到人，所有參試人員對(duì)整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程和自己的崗位職責(zé)清晰明了。

3) 試飛數(shù)據(jù)分析時(shí)采用特征擬合算法進(jìn)行模態(tài)參數(shù)識(shí)別，采用阻尼外推與顫振余量法進(jìn)行顫振邊界預(yù)測(cè)，準(zhǔn)確及時(shí)完成數(shù)據(jù)處理，全面掌握飛機(jī)狀態(tài)和安全性。

4) 注重與飛行員的溝通。在試飛前向試飛員詳見(jiàn)介紹試驗(yàn)?zāi)康暮图夹g(shù)途徑、前期的理論分析、地面試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，存在的風(fēng)險(xiǎn)和應(yīng)急處理措施等；認(rèn)真解答飛行員提出的各種問(wèn)題和疑惑，使其對(duì)飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)充分信任，對(duì)整個(gè)飛行顫振試驗(yàn)有所了解并充滿信心，也促使他們保持足夠的謹(jǐn)慎，對(duì)可能遇到的各種現(xiàn)象及處置措施牢記在心。充分尊重飛行員的建議和意見(jiàn)，每一次飛行結(jié)束后，虛心聽(tīng)取飛行員的講評(píng)和感受，結(jié)合現(xiàn)場(chǎng)監(jiān)控和測(cè)試數(shù)據(jù)分析研究，對(duì)飛機(jī)的狀態(tài)和安全性做出準(zhǔn)確的評(píng)價(jià)。

由于新一代戰(zhàn)斗機(jī)采用了全電傳操縱系統(tǒng)的飛行控制技術(shù)，飛機(jī)的非定常氣動(dòng)力、飛行控制系統(tǒng)以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力(彈性力、慣性力)之間的耦合，可能破壞飛機(jī)原有的氣動(dòng)彈性平衡，以至產(chǎn)生不穩(wěn)定現(xiàn)象。因此，飛行顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法就必須考慮飛控系統(tǒng)這一新的要素。為此，氣彈專業(yè)開(kāi)發(fā)了帶電傳操縱系統(tǒng)飛機(jī)顫振試飛結(jié)構(gòu)動(dòng)響應(yīng)分析軟件和飛行試驗(yàn)顫振模態(tài)分析軟件。這些分析工具在驗(yàn)證機(jī)和后續(xù)改型飛機(jī)的飛行顫振試驗(yàn)中發(fā)揮了重要作用。

2.8 地面顫振試驗(yàn)技術(shù)

地面顫振試驗(yàn)(GFT)是一項(xiàng)利用集中力模擬連續(xù)分布?xì)鈩?dòng)力在地面進(jìn)行顫振特性驗(yàn)證的半虛擬半物理試驗(yàn)[42]。該技術(shù)通過(guò)利用試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)的響應(yīng)實(shí)時(shí)計(jì)算獲得結(jié)構(gòu)所受的非定常氣動(dòng)力，采用激振器向試驗(yàn)件施加所模擬的非定常氣動(dòng)力，直到試驗(yàn)件達(dá)到亞臨界響應(yīng)出現(xiàn)顫振跡象為止，從而較直觀地獲取試驗(yàn)件顫振速度和顫振頻率。地面顫振試驗(yàn)原理見(jiàn)圖31。

該項(xiàng)試驗(yàn)可以在地面共振試驗(yàn)(GVT)設(shè)備的基礎(chǔ)上進(jìn)行，針對(duì)全尺寸飛機(jī)真實(shí)結(jié)構(gòu)開(kāi)展氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性試驗(yàn)，能夠避免結(jié)構(gòu)仿真建模、顫振試驗(yàn)縮比模型設(shè)計(jì)與制造所引入的誤差。由于試驗(yàn)在地面進(jìn)行，以激振系統(tǒng)來(lái)模擬氣動(dòng)力，避免了飛行試驗(yàn)或風(fēng)洞高速氣流環(huán)境，一定程度上降低了顫振試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，還能夠補(bǔ)充目前風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)不能達(dá)到或欠缺的試驗(yàn)狀態(tài)和技術(shù)條件。此項(xiàng)技術(shù)可以結(jié)合控制系統(tǒng)和控制律開(kāi)展飛控系統(tǒng)在環(huán)試驗(yàn)，獲取飛行器氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性。通過(guò)此項(xiàng)技術(shù)可節(jié)約模型設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和風(fēng)洞試驗(yàn)的成本和周期?？傊?，地面顫振試驗(yàn)是一項(xiàng)具有廣闊應(yīng)用前景和發(fā)展空間的新技術(shù)。不久的將來(lái)，相信地面顫振試驗(yàn)這種簡(jiǎn)便、快捷和低成本的飛行器地面氣動(dòng)彈性綜合驗(yàn)證手段，可以作為模型風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的有效支持或補(bǔ)充。

圖31 地面顫振試驗(yàn)原理圖

氣彈專業(yè)開(kāi)展了地面顫振試驗(yàn)理論方法研究、相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備軟硬件組建等一系列工作，初步建立了地面顫振試驗(yàn)系統(tǒng)及試驗(yàn)技術(shù)。為了研究該技術(shù)對(duì)于復(fù)雜工程翼面結(jié)構(gòu)的有效性，利用已完成風(fēng)洞試驗(yàn)的新一代戰(zhàn)斗機(jī)單獨(dú)鴨翼跨聲速顫振模型進(jìn)行了地面顫振試驗(yàn)。

地面顫振試驗(yàn)選擇部分風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行，取相同的馬赫數(shù)和模擬鴨翼翼面根部支持剛度的轉(zhuǎn)軸與彈簧片。地面試驗(yàn)中非定常氣動(dòng)載荷施加位置、位移及加速度傳感器位置通過(guò)減縮優(yōu)化技術(shù)獲取。試驗(yàn)件安裝及相應(yīng)激勵(lì)、采集系統(tǒng)布置見(jiàn)圖32。

在設(shè)定的馬赫數(shù)和支持剛度條件下開(kāi)展試驗(yàn)，將鴨翼顫振模型的地面顫振試驗(yàn)結(jié)果和跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果顯示，大多數(shù)狀態(tài)的顫振速度誤差基本上都能控制在5%以內(nèi)，顫振頻率誤差在2%以內(nèi)。其中，馬赫數(shù)為0.7及某種根部支持剛度組合條件下得到的鴨翼模型顫振速度誤差達(dá)到0.9%，顫振頻率誤差為0.5%，見(jiàn)表2。

圖32 鴨翼顫振模型地面顫振試驗(yàn)

表2 鴨翼顫振模型試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

從鴨翼顫振模型地面顫振試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比來(lái)看，該地面顫振試驗(yàn)系統(tǒng)已達(dá)到一定的精度要求，能初步滿足準(zhǔn)工程實(shí)際結(jié)構(gòu)、半虛擬和半物理試驗(yàn)需求，但能有效地投入工程應(yīng)用還需解決相關(guān)復(fù)雜的技術(shù)問(wèn)題。后續(xù)研究方向主要為：① 提高非定常氣動(dòng)力的數(shù)值計(jì)算精度；② 研究新型控制器，提高控制器控制帶寬與控制精度；③ 增加傳感器和激振器的通道數(shù)；④ 開(kāi)展全尺寸飛機(jī)系統(tǒng)在環(huán)的結(jié)構(gòu)/控制系統(tǒng)耦合試驗(yàn)，直接獲取飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性特性。

2.9 氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)知識(shí)工程建設(shè)

近幾年來(lái)，中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所氣彈專業(yè)在完成多個(gè)型號(hào)工作和預(yù)研課題的同時(shí)，大力推進(jìn)飛行器氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)領(lǐng)域知識(shí)工程建設(shè)，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)彈性專業(yè)核心技術(shù)傳承與發(fā)展，見(jiàn)圖33。在新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制的過(guò)程中，不斷總結(jié)取得成功的經(jīng)驗(yàn)和失敗教訓(xùn)，提升和拓展設(shè)計(jì)驗(yàn)證手段和方法。對(duì)于相關(guān)各類知識(shí)工程產(chǎn)品，隨著型號(hào)工作向縱深發(fā)展持續(xù)修正、補(bǔ)充和完善，逐步形成具有研究所特色的氣動(dòng)彈性知識(shí)工程體系。

1) 設(shè)計(jì)思想的傳承。結(jié)合型號(hào)工作的開(kāi)展，編寫(xiě)了飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)指南和飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)流程。組織具有豐富工程經(jīng)驗(yàn)的設(shè)計(jì)師編寫(xiě)了氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)規(guī)范、全動(dòng)翼面顫振設(shè)計(jì)方法、氣動(dòng)彈性分析方法和途徑、顫振風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)手冊(cè)以及飛行顫振試驗(yàn)條例與制度等方法類技術(shù)報(bào)告。這些設(shè)計(jì)技術(shù)文件均作為新入職員工的必讀教材。

2) 設(shè)計(jì)手段的完善。根據(jù)工程實(shí)際需要，對(duì)現(xiàn)有的商用軟件進(jìn)行二次開(kāi)發(fā)。在自主研制的相關(guān)工具中，融匯了在工程實(shí)踐中積累的經(jīng)驗(yàn)和技巧，增加了程序錯(cuò)誤診斷和自動(dòng)糾偏等功能，以便年輕的設(shè)計(jì)師能夠較快地掌握和使用分析工具，從而提高設(shè)計(jì)精度和效率。在顫振模型試驗(yàn)技術(shù)方面，對(duì)于物理模型的結(jié)構(gòu)形式、材料選取、模型激勵(lì)與防護(hù)和工藝制造方法等方面不斷推陳出新，避免簡(jiǎn)單重復(fù)，積累了大量的工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)和寶貴的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并且建立了滿足不同工程驗(yàn)證需求的亞、跨、超聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。

圖33 氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)知識(shí)工程

3) 設(shè)計(jì)過(guò)程的管控。在飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)驗(yàn)證每一個(gè)環(huán)節(jié)，嚴(yán)格執(zhí)行國(guó)軍標(biāo)、行業(yè)質(zhì)量規(guī)范和研究所質(zhì)量文件。此外，對(duì)本構(gòu)關(guān)系復(fù)雜、涉及面廣且容易出錯(cuò)的項(xiàng)目，編制檢查清單，規(guī)范工作流程，采用對(duì)照檢查、打勾(√)的形式提醒必要的步驟，防錯(cuò)補(bǔ)漏。比如：振動(dòng)與顫振分析檢查清單、顫振模型研制與風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程檢查清單、顫振試飛檢查清單、地面共振試驗(yàn)檢查清單和ASE分析檢查清單等。制定可執(zhí)行的技術(shù)文檔標(biāo)準(zhǔn)模板，對(duì)專業(yè)工作中產(chǎn)生的設(shè)計(jì)報(bào)告、分析報(bào)告、試驗(yàn)任務(wù)書(shū)及配套數(shù)據(jù)、試驗(yàn)報(bào)告以及技術(shù)協(xié)調(diào)單等，規(guī)范其內(nèi)容和格式并嚴(yán)格執(zhí)行審簽制度，避免產(chǎn)生各種類型的低級(jí)錯(cuò)誤。

4) 設(shè)計(jì)成果的體現(xiàn)。積極申報(bào)各類專利和技術(shù)成果，在各種學(xué)術(shù)期刊和學(xué)術(shù)會(huì)議上發(fā)表文章，對(duì)型號(hào)工作中的技術(shù)攻關(guān)和發(fā)明創(chuàng)新等進(jìn)行全面的總結(jié)。近年來(lái)，將取得的成果和專利積極轉(zhuǎn)化應(yīng)用到航空、航天各類飛行器設(shè)計(jì)中，使之獲得更大的社會(huì)和經(jīng)濟(jì)效益。

5) 設(shè)計(jì)領(lǐng)域的拓展。始終緊密跟蹤國(guó)內(nèi)外氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)和方向，瞄準(zhǔn)未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)研制的需求，不斷拓展專業(yè)技術(shù)，提高設(shè)計(jì)能力。在氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)規(guī)范和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、非線性氣動(dòng)彈性理論分析和考慮寬域多場(chǎng)耦合氣動(dòng)彈性試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)等方面力求取得進(jìn)步，為下一代戰(zhàn)斗機(jī)的研發(fā)打下基礎(chǔ)。

3 結(jié)論與展望

經(jīng)過(guò)十多年努力，中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所氣動(dòng)彈性專業(yè)突破了新一代戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)瓶頸，建立并全面實(shí)踐了氣動(dòng)彈性多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，完善和發(fā)展了高質(zhì)量、高精度、高效率的地面、風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)技術(shù)，從而建立了中國(guó)新一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)彈性精益設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)。按照結(jié)構(gòu)完整性大綱總要求，系統(tǒng)完成了優(yōu)化設(shè)計(jì)、理論分析、地面試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)的總目標(biāo)要求，為型號(hào)飛機(jī)的成功研制提供了有力的技術(shù)保障。

多個(gè)型號(hào)飛機(jī)的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)表明，解決氣彈問(wèn)題首先應(yīng)該重點(diǎn)關(guān)注飛機(jī)總體氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)布局。一旦總體布局確定，通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化方式提高顫振速度的設(shè)計(jì)空間受到較大限制，因此，在方案設(shè)計(jì)階段若充分重視氣彈綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)會(huì)起到事半功倍的效果[7-11]。新一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)技術(shù)的成功應(yīng)用證明了該設(shè)計(jì)思想的正確性和可行性。

未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展將更加注重大過(guò)載、大機(jī)動(dòng)，結(jié)構(gòu)/功能一體化設(shè)計(jì)、智能材料和變體技術(shù)的廣泛應(yīng)用[59-67]，這些總體性能特征將導(dǎo)致多場(chǎng)耦合環(huán)境下的氣彈問(wèn)題更加突出、嚴(yán)峻和復(fù)雜。為了適應(yīng)未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展需要，氣彈設(shè)計(jì)師應(yīng)以新問(wèn)題、新挑戰(zhàn)作為導(dǎo)向和牽引，充分利用復(fù)雜的流體、結(jié)構(gòu)、控制、飛行力學(xué)等多場(chǎng)耦合這一特點(diǎn)，豐富和完善多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，在保證氣彈飛行安全的同時(shí)使得飛行器具備更優(yōu)越的飛行品質(zhì)和作戰(zhàn)性能指標(biāo)。

針對(duì)未來(lái)型號(hào)飛機(jī)設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)和試飛過(guò)程中暴露的新的復(fù)雜氣動(dòng)彈性問(wèn)題，氣彈設(shè)計(jì)師應(yīng)全面、深入地開(kāi)展氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)頂層技術(shù)文件研究，面向不同類別和不同任務(wù)需求飛機(jī)制定相匹配的氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、解決策略和技術(shù)途徑，建立適應(yīng)未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)研制要求的氣彈設(shè)計(jì)能力與技術(shù)體系。此外，智能材料結(jié)構(gòu)與運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模、CFD流固耦合快速分析技術(shù)、氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)、非線性氣彈分析技術(shù)、新型地面、風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)等均是飛機(jī)氣彈設(shè)計(jì)師未來(lái)重點(diǎn)突破和不斷探索的研究方向。