秦 琴，李立強，易清洋，邵云峰

(四川大學錦城學院智能制造學院，成都 611731)

機翼作為飛機的主承力構(gòu)件，其主要作用是產(chǎn)生升力。駕駛員通過操縱機翼前緣和后緣的活動部件，改變機翼形狀，控制機翼升力或阻力分布，達到增加升力或改變飛機姿態(tài)的目的。從機翼固定前緣的結(jié)構(gòu)設計、機翼氣動彈性設計及機翼復合材料等方面綜述了機翼設計研究進展。

1 機翼固定前緣的優(yōu)化設計

機翼固定前緣對飛機抵抗鳥撞性能有直接影響，優(yōu)化其結(jié)構(gòu)設計是解決該問題的主要手段。機翼固定前緣分為上蒙皮、下蒙皮及輔助梁。蒙皮是壁板結(jié)構(gòu)的承載組件之一，對機翼壁板的穩(wěn)定性、承載能力及結(jié)構(gòu)效率有很大影響。何周理[1]等通過實驗得出擠壓蒙皮-長桁結(jié)構(gòu)的承載能力要優(yōu)于鈑彎長桁-蒙皮結(jié)構(gòu)。K.L.TRAN[2]通過實驗證明蒙皮曲率半徑對壁板的抗壓強度有影響。方陽[3]等在研究民用飛機壁板蒙皮結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計時，探討了蒙皮厚度對壁板總質(zhì)量的影響，并確定了壁板蒙皮厚度為1.78 mm。SCOTT[4]研究發(fā)現(xiàn)，其厚度不應低于1.8 mm。雷一鳴[5]在分析機身壁板壓縮穩(wěn)定性時得出蒙皮有效寬度為蒙皮厚度的30倍。戴梔[6]根據(jù)飛機飛行環(huán)境的不同，探討了對水陸兩棲飛機固定前緣的設計，將機翼固定前緣的材料優(yōu)選為2024-O(包鋁)、熱處理為T3狀態(tài)，用能量比較法算出內(nèi)外蒙皮的厚度，滿足抗鳥撞的要求，并利用內(nèi)波紋板和蒙皮鉚接形成一個空腔，形成防冰腔結(jié)構(gòu)，達到防止機翼結(jié)冰的目的。黃天勇[7]等針對機翼前緣蒙皮的抗蝕性，利用陽極氧化法、化學氧化法、磷化底漆法等對蒙皮表面進行處理，不僅可以使蒙皮具有裝飾性，還使其具備耐高溫和耐摩擦等防護性能。

2 機翼壁板氣動彈性優(yōu)化設計

高空飛行時，飛機機翼會受到來自不同方向的氣流壓力，機翼結(jié)構(gòu)會隨著空氣動力增大發(fā)生彈性變形，這種彈性變形會改變氣流壓力，導致結(jié)構(gòu)發(fā)生彈性變形，此時就構(gòu)成了氣動彈性現(xiàn)象。飛機氣動彈性設計主要從機動載荷、復合材料機翼壁板、鋪層比例三方面進行優(yōu)化。

2.1 氣動彈性分析

氣動彈性分析主要依靠氣動力計算和結(jié)構(gòu)計算精度的提高。Manoj K.[8]等人提出計算精度主要依賴于更高精度的插值算法對力進行傳遞并實現(xiàn)位移過程。在此基礎上，景武[9]等人利用CFD軟件和CSD軟件進行分析，將有限元法和NS方程融入計算中，研究靜氣動彈性變形對機翼的影響，得到大展弦比機翼在空氣動力載荷下升阻比會下降，且翼尖容易失速。季開云[10]等人同樣使用CFD和CSD軟件，運用有限元法和高精度NS方程研究不同攻角對氣動特性的影響。結(jié)果顯示，在外加載荷作用下，機翼產(chǎn)生彈性變形，升阻比和升力系數(shù)會減小，但是隨著攻角的增大升力系數(shù)也會增大到理想狀態(tài)。楊體浩[11]等考慮靜氣動彈性的影響，采用RBF插值技術(shù)的松耦合分析方法，建立了氣動-結(jié)構(gòu)一體化設計，并將結(jié)構(gòu)設計嵌在氣動設計中，對整個過程進行優(yōu)化，最終提高了5.63%的航程和6.53%的升阻比。

2.2 機動載荷

機動載荷是機翼結(jié)構(gòu)分析和設計的基礎[12]，根據(jù)不同飛行狀態(tài)進行機動載荷計算，選出臨界載荷狀態(tài)，用于機翼的結(jié)構(gòu)分析和設計。目前，分析氣動力的方法主要是理論氣動力計算，理論氣動力分為線性和非線性計算。楊佑緒[14]等采用等效多板模型研究翼面結(jié)構(gòu)動力學特性，利用ZONA面元法計算氣動力，并考慮顫振速度的影響，取得了減重效果。由于氣動力計算具有局限性，因此楊超[12]等人研究出了一種載荷修正模型，該模型可以得到適合結(jié)構(gòu)設計的載荷，以此來預測實際載荷，從而優(yōu)化氣動彈性結(jié)構(gòu)，達到減重目的。楊佑緒等[13]通過試驗得知，當載荷修正系數(shù)趨近于0時，預測載荷趨近于試驗氣動力產(chǎn)生的載荷；當載荷修正系數(shù)趨近于1時，預測載荷趨近于理論氣動力產(chǎn)生的載荷[13]；當兩種氣動力的線性縮放系數(shù)同時是1時，其最優(yōu)結(jié)構(gòu)質(zhì)量比之前高出3.4%。此研究結(jié)果可用于小展弦比的飛機機翼優(yōu)化。在優(yōu)化求解過程中用到了遺傳-敏度優(yōu)化混合算法，該混合算法[14]結(jié)合了遺傳算法全局搜索，并定位準確比敏度優(yōu)化算法搜索效率高。

2.3 復合材料機翼壁板

目前，飛機機翼壁板大多采用大展弦比的機翼，如中國民用飛機C919。長航時無人機也基本采用大展弦比復合材料機翼，如美國航空環(huán)境公司[15]的“太陽神”系列無人機及英國奎奈蒂克公司[16]的“西風”系列無人機，由于表現(xiàn)出較好的氣動彈性，向錦武[17]等人對現(xiàn)有的大展弦比復合材料機翼進行了分析、設計，總結(jié)出現(xiàn)有的大展弦比復合材料機翼的結(jié)構(gòu)模型多采用等效梁板模型，可以有效提高分析效率。毛紀峰[18]對長航時飛機在氣動載荷作用下大展弦比機翼對氣動彈性的影響進行了分析，提出在設計時應保證氣動設計與偏離設計的匹配。

機翼壁板的展弦比大，機翼彎扭耦合特性較突出，氣動彈性效應顯著[19-20]。設計時的主要問題是氣動彈性的相互耦合，針對此問題，章怡寧[21]等對飛機翼面結(jié)構(gòu)使用了復合材料，達到提高氣動彈性性能的目的。萬志強[22]等考慮顫振、強度、飛行載荷的影響，運用遺傳-敏度算法，對機翼結(jié)構(gòu)重新設計，達到了最小質(zhì)量要求。梁路[19]等人通過研究顫振、靜氣動彈性響應和結(jié)構(gòu)強度/應變?nèi)N約束，得出機翼使用復合材料制造，在滿足顫振速度等條件下，能夠獲得良好的減重效果，可有效提高機翼整體剛度。王斐[23]等對大變形機翼采用幾何非線性氣動彈性設計，避免線性分析的局限性，同時采用蟻群算法和直接搜索算法替代了線性優(yōu)化設計初始值，省掉迭代分析，提高了設計效率，獲得了更高精度的設計，降低了結(jié)構(gòu)重量。

此外，機翼壁板開始使用復合材料。吳崇周[24]通過對比國內(nèi)外鈦合金的性能，指出TC25和TA15合金綜合性能較好、成本低且加工簡單，可作為飛機重要部件材料。蔣紅琰[25]等針對現(xiàn)代制造機翼硬度高、加工簡單、材料利用率高的需求，使用閉式等溫鍛造工藝對Ti-6Al-4V合金的性能進行研究，結(jié)果顯示，相對于傳統(tǒng)工藝，等溫鍛造工藝可以明顯改善機翼機械性能，并將材料利用率提升到50%。

2.4 鋪層比例

針對鋪層比例，起初的設計與試驗并沒有取得一個合適的比例，且鋪層比例對顫振速度與副翼效率的影響是不同的。梁路[19]等經(jīng)過實驗分析表明，對顫振速度有利的鋪層比例一定會使副翼效率降低。馮雁[26]等利用有限元分析軟件進行分析，運用遺傳算法進行優(yōu)化，結(jié)果顯示，提高機翼上下翼面0°的鋪層比例、前緣±45°的鋪層比例，可加強機翼結(jié)構(gòu)承載性能。ShIRK M H[27]通過調(diào)節(jié)非均衡程度，可以達到減小翼尖變形的目的，并優(yōu)化氣動彈性性能。萬志強等人[28]通過建立不同掠角、非均衡程度鋪層的氣動彈性模型，來分析重載荷下復合材料機翼的性能，結(jié)果顯示，非均衡程度增加有助于提高前掠翼的發(fā)散速度及改善氣動彈性性能。周磊[29]等人在大展弦比的基礎上利用遺傳算法和敏度算法，對氣動彈性設計進行優(yōu)化，結(jié)果表明，鋪層比例設計中，采用變化比例的鋪層，可取得明顯的減重效果，結(jié)構(gòu)效率更高。

3 設計建議及結(jié)語

為進一步提高機翼強度和剛度，在復合材料和機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量方面，應考慮機翼壁板剛度匹配問題。可運用遺傳-敏度優(yōu)化混合算法，在合適范圍內(nèi)選擇大的剛度比，得到最優(yōu)的機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量，以降低機翼結(jié)構(gòu)重新設計的風險。

可選用新型熱處理強化鋁合金，如Al-Li合金，它具有質(zhì)量輕、強度高的特點，具有高周疲勞抗力。

可以在機翼蒙皮壁板內(nèi)段與中段使用較高的0°鋪層比例，在外段使用較高的±45°鋪層比例，優(yōu)化鋪層比例分布，可以實現(xiàn)更合適的剛度分布和更優(yōu)的減重效果。

機翼固定前緣的力學性能關(guān)系到飛機飛行時的穩(wěn)定性和安全性，可對蒙皮采用新型表面處理工藝來提高其綜合性能，加強蒙皮設計，改進其表面處理方法。