考慮靜氣彈特性的機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析從而優(yōu)化其性能

孫則徐

(中國商飛上海飛機設(shè)計研究院,上海 201210)

考慮靜氣彈特性的機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析從而優(yōu)化其性能

孫則徐

(中國商飛上海飛機設(shè)計研究院,上海 201210)

本文的目的是探索一種彈性機翼的氣彈優(yōu)化的算法，使得真實飛機的彈性機翼能夠在巡航設(shè)計點上能夠更加接近剛體機翼的氣動性能。

氣彈優(yōu)化 彈性機翼 剛體機翼

靜氣彈效應(yīng)對機翼形變以及氣動特性的影響一直是一個需要在機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計中考慮的因素。這種效應(yīng)一在大展由于彎扭耦合的原因在大展弦比的前后掠機翼上表現(xiàn)得尤為突出。對此的研究開始于上世紀(jì)40年代后期，并發(fā)展出一系列理論和不同的數(shù)值計算方法用于計算不同的靜氣彈特性。一系列用于估算靜氣彈特性對于后略已經(jīng)平直翼上氣動載荷的公式和圖表被發(fā)展出來[1]。MSC．NASTRAN提供了一個強大的氣彈數(shù)值分析模塊，利用該模塊一個通過調(diào)整控制面的角度來改善其氣動性能減小巡航阻力[2]。然而NASTRAN的氣動求解器是基于平面升力面假說，所以該求解器得出的氣動力可能存在一定誤差[3]。本論文的目的是設(shè)計一個機翼其展向升力分布為橢圓分布，在分析過程中為了改進NASTRAN的氣彈分析模塊的不足之處，氣動求解器而是采用了一另一套考慮翼型的渦格法(Tornado)的氣動軟件[4]。然后將該渦格法軟件作為氣動求解器，將NASTRAN 作為有限元結(jié)構(gòu)求解器，并通過一個自開發(fā)的數(shù)據(jù)接口程序?qū)烧呗?lián)系起來。最后，一個高展弦比的機翼使用該程優(yōu)化。結(jié)果其沿展向的扭轉(zhuǎn)角分布可以用于機翼的生產(chǎn)過程。

圖1

圖2

一個最大起飛重量為69687Kg主翼半翼展為19．23后掠角為18．23°的飛行器作為該論文的研究對象。分析點被設(shè)在其巡航狀態(tài)，其巡航馬赫數(shù)為0．74馬赫，高度為9．45Km。機翼的有限元模型如Fig．1a所示，機翼被分成31段，用于分析該機翼的扭轉(zhuǎn)分布和扭轉(zhuǎn)分布的優(yōu)化。沿展向的扭轉(zhuǎn)分布和升力分布如圖1b和圖1c(實線所示)．初始沿展向的升力分布為典型的橢圓分布。

當(dāng)機翼承受載荷后發(fā)生彈性變形，沿展向的負(fù)氣彈扭轉(zhuǎn)角使得局部攻角減小，從而減小機翼產(chǎn)生的升力。為了滿足飛行需要，機翼根部攻角從初始的3．34°增加到3．51°。相應(yīng)的沿展向攻角與升力分布被計算出并如圖1b與1c(虛線)．當(dāng)機翼承受氣動載荷后，升力由于氣彈的彎扭耦合效應(yīng)而有所下降。傳統(tǒng)氣彈分析(TSAA)就是按照上述方法分析的一個迭代分析過程，其最終氣彈收斂的結(jié)果如圖1b與1c(帶星的虛線所示)．可以看到最后的升力分布不再是一個標(biāo)準(zhǔn)橢圓分布了，一部分的升力移動到機翼根部，這樣對于結(jié)構(gòu)而言可以減小機翼的根部彎矩。

因為上述傳統(tǒng)的氣彈分析修正法會增加誘導(dǎo)阻力，所以一種被稱之為整體氣彈優(yōu)化的方法被應(yīng)用到此機翼的研究上。在氣彈優(yōu)化過程中，31個機翼截面的局部攻角得到微調(diào)，使得該機翼在巡航過程中能夠保持橢圓升力分布。和TSAA一樣初始沿展向的攻角分布，升力被放入氣彈優(yōu)化程序(ISAO)的迭代程序中。如圖2a與2b所示為沿展向的截面攻角和升力分布(橢圓分布)，可以看到當(dāng)機翼沿展向的截面攻角優(yōu)化后，其相應(yīng)的氣彈收斂的升力分布為橢圓分布，也就是目標(biāo)升力分布。

結(jié)論：基于上述對于氣彈收斂的升力分布的調(diào)查研究，可以發(fā)現(xiàn)經(jīng)過氣彈優(yōu)化和沒有經(jīng)過氣彈優(yōu)化的機翼相比，其沿展向的升力分布比沒有經(jīng)過氣彈優(yōu)化過的機翼更加接近理想橢圓分布。換句話說，氣彈優(yōu)化可以使得機翼產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力降到最小。

[1]F.W.Diederich and K.A.Foss, Charts and Approximate Formulas for the Estimation of Aeroelastic Effects on the Loading of Swept and Unswept Wings,” NACA TN2608, February, 1953.

[2]Jiang Xie, Zhichun Yang and Shijun Guo, A Flexible Wing with Conformal Control Surfaces for Optimum Trim of a Tailless Air Vehicle, 51st AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Orlando, Florida, 12-15 April 2010, AIAA 2010-2713, pp1- 17.

[3]MSC.NASTRAN Version 68 (2002) Aeroelastic Analysis Users’s Guide, MSC Software Corporation, 2 MacArthur Place, Santa Ana,CA, 92707.

[4]Tomas Melin, “A Vortex Lattice MATLAB Implementation for Linear Aerodynamic Wing Applications.”, MSC thesis, Royal Institute of Technology(KTH), Department of Aeronautics.