徐 偉，段富海

（大連理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，遼寧大連 116023）

0 引言

近年來，隨著飛行任務(wù)的復(fù)雜化和多樣化，傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)已無法滿足不同飛行條件對(duì)飛行性能的需求。變體飛機(jī)工作環(huán)境主要為天空和近海面，其機(jī)翼工作在強(qiáng)氣流環(huán)境下，折疊機(jī)翼可以實(shí)時(shí)感知外部環(huán)境并自適應(yīng)變形，保證優(yōu)良的飛行性能。機(jī)翼是飛機(jī)飛行的關(guān)鍵部件，優(yōu)良的機(jī)翼應(yīng)該具有隨飛機(jī)飛行狀態(tài)提升飛機(jī)升力的重要作用，而變形機(jī)翼由于機(jī)翼形態(tài)的改變，對(duì)其結(jié)構(gòu)性能的要求更高。優(yōu)良的折疊機(jī)翼應(yīng)該具有高壽命，并且能夠承受空域和海域等極端風(fēng)載，因此設(shè)計(jì)一種能承受這種極端條件的機(jī)翼尤為關(guān)鍵。

本文首先構(gòu)建了折疊翼飛機(jī)三維模型；其次考慮到折疊翼飛機(jī)在折疊與展開過程中會(huì)產(chǎn)生振動(dòng)，對(duì)設(shè)計(jì)機(jī)翼進(jìn)行基于ANSYS的有限元模態(tài)分析；最后為保證設(shè)計(jì)出的機(jī)翼能滿足強(qiáng)度和剛度要求，對(duì)飛機(jī)整體進(jìn)行了流固耦合分析，以期驗(yàn)證該機(jī)翼能否在規(guī)定條件下長期運(yùn)行，為進(jìn)一步的疲勞分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)等提供參考和依據(jù)。

1 構(gòu)建折疊翼飛機(jī)三維模型

1.1 飛機(jī)各部分幾何外觀設(shè)計(jì)

由于主要研究機(jī)翼部分受力情況，因此其他部分可適當(dāng)簡化設(shè)計(jì)。下面展示部分結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。圖1 所示為后翼幾何參數(shù)圖。

圖1 后翼幾何參數(shù)圖

圖2 飛機(jī)后翼三維模型

根據(jù)飛機(jī)后翼幾何參數(shù)，構(gòu)建出飛機(jī)后翼的三維模型，如圖2所示[1]。

參考現(xiàn)有飛機(jī)機(jī)身幾何參數(shù)，設(shè)計(jì)出如圖3 所示的飛機(jī)機(jī)身幾何參數(shù)。

圖3 機(jī)身幾何參數(shù)圖

圖4 機(jī)身三維模型圖

根據(jù)飛機(jī)機(jī)身幾何參數(shù)，構(gòu)建飛機(jī)機(jī)身部分的三維模型，如圖4所示。

飛機(jī)整體分為前機(jī)身、中央翼和后機(jī)身。為滿足飛機(jī)飛行和折疊翼折疊與展開要求，設(shè)計(jì)一種雙開縫增升機(jī)翼襟翼，機(jī)翼靠近翼尖部分有副翼， 前翼的偏轉(zhuǎn)角度為-70°～+7°，縱向安定度放寬到15%平均氣動(dòng)弦長。整體機(jī)翼結(jié)構(gòu)采取全金屬半硬殼結(jié)構(gòu)，距離翼根處7.4 m折疊，如圖5所示。

圖5 機(jī)翼幾何外形設(shè)計(jì)圖

查閱相關(guān)資料并借鑒蘇-33戰(zhàn)機(jī)的相關(guān)技術(shù)參數(shù)，給出表1所示的機(jī)翼其他參數(shù)。

表1 機(jī)翼幾何參數(shù)

基于上述參數(shù)，用放樣和放樣切割指令完成機(jī)翼建模，模型如圖6所示[2-3]。

圖6 半機(jī)翼展開與折疊圖

由機(jī)翼設(shè)計(jì)手冊(cè)知，機(jī)翼重量載荷為270 kg/m2，機(jī)翼質(zhì)量Ww的經(jīng)驗(yàn)估算如下：

式中：WT0為飛機(jī)總質(zhì)量；Nz2為設(shè)計(jì)過載；A為展弦比；Λ為1/4 弦線后掠角；Sw為機(jī)翼面積；λ為機(jī)翼跟稍比；t/c為機(jī)翼最大相對(duì)厚度；vm為最大平均速度。

查閱相關(guān)資料預(yù)估WT0＝18 400 kg ，將表1中相關(guān)參數(shù)數(shù)值代入式（1）中，可估算得飛機(jī)機(jī)翼質(zhì)量Ww＝4 552 kg[4-6]。

1.2 構(gòu)建用于ANSYS分析模型

考慮到機(jī)翼折疊與展開是一個(gè)動(dòng)態(tài)過程，而在轉(zhuǎn)動(dòng)過程中機(jī)翼折疊速度很小，折疊過程緩慢，所以可認(rèn)為是不同角度下的一個(gè)準(zhǔn)靜態(tài)過程，因此對(duì)機(jī)翼在折疊過程中折疊不同角度的狀態(tài)進(jìn)行模態(tài)分析，故構(gòu)建只能用于ANSYS分析飛機(jī)模型，如圖7所示。

圖7 機(jī)翼不同角度模型

2 折疊翼飛機(jī)模態(tài)分析

研究彈性體振動(dòng)問題旨在避免共振，而飛機(jī)機(jī)翼的共振則會(huì)給飛行中的飛機(jī)帶來滅頂之災(zāi)，因此對(duì)折疊翼飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)行共振分析很有必要。折疊翼機(jī)械結(jié)構(gòu)可看成是多自由度的共振系統(tǒng)，具有多個(gè)固有頻率，在阻抗試驗(yàn)中表現(xiàn)多個(gè)共振區(qū)，這種在自由振動(dòng)時(shí)結(jié)構(gòu)所具有的基本振動(dòng)特性稱為結(jié)構(gòu)模態(tài)。結(jié)構(gòu)模態(tài)是由結(jié)構(gòu)本身的特性和材料特性所決定的，與外載荷等條件無關(guān)[7]。

折疊翼是承受風(fēng)力載荷直接作用以及提供升力的部件。對(duì)大型的折疊翼，機(jī)翼的自身重量是一個(gè)不可忽略的載荷，再加上一些外載荷的影響，如機(jī)翼上所掛彈藥等，折疊機(jī)翼在運(yùn)行過程中，很容易發(fā)生振動(dòng)，而導(dǎo)致機(jī)翼的破壞。為避免機(jī)翼發(fā)生共振而造成破壞就是對(duì)機(jī)翼進(jìn)行模態(tài)分析，確定其固有頻率和振型，從而分析出機(jī)翼在外載荷作用下的結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性，從而判定機(jī)翼工作穩(wěn)定性[8-9]。

2.1 機(jī)翼材料參數(shù)選擇

選擇的單元類型為SOLID45。參考我國航空設(shè)計(jì)手冊(cè)，選擇基體材料為復(fù)合材料T300/N5208，該材料的比強(qiáng)度、比模量、耐久性和耐腐蝕性能滿足運(yùn)行的環(huán)境要求。復(fù)合材料的相關(guān)參數(shù)如表2所示[10]。

表2 復(fù)合材料T300/N5208參數(shù)

2.2 有限元網(wǎng)格劃分

為方便有限元仿真分析，且使分析結(jié)果接近實(shí)際工作狀態(tài)，網(wǎng)格劃分方式如圖8 所示，機(jī)翼劃分模型放大圖如圖9所示[11]。

2.3 機(jī)翼折疊不同角度模態(tài)分析

在機(jī)翼界面上加全約束，邊界約束的施加和實(shí)際情況相同，從而求解出機(jī)翼折疊0°、30°、60°、90°時(shí)機(jī)翼模態(tài)頻率，并分析計(jì)算出幾階機(jī)翼振型，本文只列舉了30°的第7階到第12 階振型圖，如圖10所示。

圖8 機(jī)翼折疊不同角網(wǎng)格模型

圖9 飛機(jī)機(jī)翼網(wǎng)格模型放大圖

通過ANSYS 有限元分析得到本文設(shè)計(jì)的飛機(jī)折疊翼折疊模型的前12階固有頻率。為能直觀分析出不同角度下的機(jī)翼振動(dòng)情況，對(duì)前文的仿真結(jié)果進(jìn)行整理與列表，進(jìn)而分析出飛機(jī)機(jī)翼在不同角度下機(jī)翼不同階級(jí)模態(tài)下的振型[12]，模態(tài)頻率數(shù)值如表3 所示。由表可知，隨著折疊角度增大，機(jī)翼第1階固有頻率均為0，不發(fā)生明顯變化；第2、3、4階呈現(xiàn)先減小后增大趨勢；第5階呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢；第6、7、8、9、10、11、12階呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢[13]。

表3 機(jī)翼不同折疊角度模態(tài)頻率值

3 折疊翼飛機(jī)流固耦合分析

采用ANSYS Workbench 做流體計(jì)算，然后將Fluent 的風(fēng)力載荷通過耦合界面?zhèn)鬟f到ANSYS 中進(jìn)行結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析，分析流程如圖11所示。

圖11 ANSYS分析流程圖

3.1 幾何模型處理

將SolidWorks 模型導(dǎo)入到Workbench。模型處理過程的任務(wù)是建立一個(gè)旋轉(zhuǎn)域和一個(gè)外流場，需要注意：旋轉(zhuǎn)域（圓盤形）必須將該折疊翼模型全部包圍，并且應(yīng)盡量與機(jī)翼表面相貼近。為能夠消除尺寸上對(duì)分析結(jié)果的影響，外流場（長方體）需適當(dāng)大一點(diǎn)。模型處理完成后的模型如圖12 所示，其中流場計(jì)算域邊界：長120 m、寬50 m、高40 m。

圖12 流場模型圖

13 流場網(wǎng)格劃分模型

3.2 流暢網(wǎng)格劃分

流體計(jì)算并不需要結(jié)構(gòu)體，所以劃分網(wǎng)格前，先將機(jī)翼模型suppress，即只保留流體域。由于折疊翼模型與外流場尺寸相差大，所以在機(jī)翼模型附近做細(xì)化，其他區(qū)域相應(yīng)粗化[14]，網(wǎng)格劃分模型如圖13所示。

3.3 流場域邊界條件設(shè)置

流體分析前，需要先設(shè)置邊界條件。在這里風(fēng)載屬性為25 ℃空氣，一個(gè)大氣壓強(qiáng)，進(jìn)風(fēng)面和出風(fēng)面的相對(duì)壓強(qiáng)為0，額定風(fēng)速vn＝13 m/s。四周均設(shè)為壁面，并且光滑無滲透。本文對(duì)于流域邊界條件的設(shè)置采用k-e方程，考慮到飛機(jī)飛行速度，設(shè)置流場域進(jìn)出口速度為800 km/h，出口邊界采用自由流出方式，壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，迭代步驟設(shè)為250步[15]。

3.4 流體分析結(jié)果云圖

ANSYS 分析求解完成后，可以查看一些對(duì)流體分析有意義的結(jié)果，本文分別給出了飛機(jī)中心平面與飛機(jī)中心垂直平面的速度云圖、壓力云圖和軌跡線圖。

（1）飛機(jī)水中心平面

飛機(jī)仿真分析的中心平面速度云圖、壓力云圖和軌跡線圖如圖14所示。

圖14 飛機(jī)中心平面云圖

（2）飛機(jī)中心垂直平面

飛機(jī)仿真分析的中心垂直平面速度云圖、壓力云圖和軌跡線圖如圖15所示。

圖15 飛機(jī)中心垂直平面云圖

3.5 結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析

該分析即求解機(jī)翼在上述風(fēng)載作用下，機(jī)翼表面的受力和變形情況。也可以說是流固耦合分析的固體求解階段。將Fluent求解出的風(fēng)載應(yīng)力通過傳遞面（傳遞面為機(jī)翼外表面）導(dǎo)入ANSYS，作為載荷施加到機(jī)翼上，飛機(jī)飛行的速度為800 km/h。其求解和普通靜力分析相同[16]，總變形云圖與應(yīng)力云圖如圖16所示。

圖16 總變形云圖與應(yīng)力云圖

4 結(jié)束語

（1）在靜力學(xué)模塊通過加載飛機(jī)在工況800 km/h 時(shí)，整個(gè)飛機(jī)受到氣動(dòng)阻力和升力，通過分析可知飛機(jī)最大變形處于兩端機(jī)翼最外邊，這是因?yàn)闄C(jī)翼承受空氣對(duì)它產(chǎn)生的升力造成的變形，最大變形量5.59 mm，相比于整個(gè)飛機(jī)的尺寸，這變形量很小，可以忽略不計(jì)。

（2）通過應(yīng)力分析，最大引力出現(xiàn)在尾端機(jī)翼模塊，最大應(yīng)力為8.35 MPa；在尾翼部分也出現(xiàn)應(yīng)力集中部位，不過數(shù)值很小，亦可忽略。

通過以上分析可知，設(shè)計(jì)的飛機(jī)折疊翼可很好地應(yīng)對(duì)在極限工況下的環(huán)境，該飛機(jī)模型滿足強(qiáng)度和剛度設(shè)計(jì)要求。