大展弦比柔性機翼氣動特性分析

摘 要：高空長航時飛機普遍具有大展弦比機翼，但其容易受到氣動荷載的影響，使大展弦比柔性機翼出現(xiàn)不同程度的彎曲和扭轉變形，這將直接影響飛機的飛行性能，不利于飛機安全飛行。所以，有效分析飛機大展弦比柔性機翼氣動特性是非常必要的。文章將基于大展弦比機翼氣動彈性理論，就氣動載荷作用下大展弦比柔性機翼氣動彈性變形對機翼氣動特性的影響進行分析，進而探究如何優(yōu)化大展弦比柔性機翼氣動特性。

關鍵詞：大展弦比柔性機翼；氣動特性；靜氣動彈性

隨著我國經濟、科技的迅猛發(fā)展，我國越來越重視高空長航時飛機，為使其在偵察監(jiān)控、環(huán)境監(jiān)測、通信中繼等軍用和民用中有良好的應用創(chuàng)造條件。但因目前高空長航時飛機普遍采用大展弦比機翼，容易受到氣動載荷作用，使大展弦比機翼扭曲變形，進而影響飛機的正常飛行[1]。所以，面對此種情況，應當基于相關理論，對飛機大展弦比柔性機翼氣動和結構這兩方面進行分析，進而優(yōu)化飛機大展弦比柔性機翼氣動特性，為提升高空長航時飛機的飛行效果創(chuàng)造條件。

1 大展弦比機翼氣動彈性理論說明

1.1 考慮幾何非線性的結構振動分析

大展弦比機翼屬于幾何非線性結構，那么其結構振動就與剛度矩陣、幾何位置有很大關系，并容易受這兩種因素影響，使幾何非線性結構應用性不佳。因此，為了提高幾何非線性結構的大展弦比機翼的應用性，就需要利用平衡方程式對結構的剛度矩陣及幾何位置進行分析。基于此點，可以說明結構的剛度矩陣是幾何變形的函數(shù)，利用平衡方程可以表示為：

F（u）-R=0

注：u表示為結點位移；F（u）表示為結點內力；R表示為外部節(jié)點載荷。

為了進一步了解結構受載荷影響情況，依據(jù)虛位移原理，首先給出結構受載荷平衡時影響的外力虛功，即：

注：？啄u表示為虛位移；？椎表示為內外力向量的總和；？啄？著表示為虛應變；？滓表示為結構應力。

基于以上關系式，可以描述出位移與應變的關系式，即：

注：B表示為結構應變矩陣。

由此，可以得到關于結構非線性問題的平衡方程式，即：

注：BO表示為線性分析的應變矩陣項；BL表示為有非線性變性引起的應變矩陣項。

對此平衡方程式作進一步的計算，得到關于位移u的線性函數(shù)，即：

注：K表示為線性剛度矩陣；KL表示為幾何非線性結構的切線剛度矩陣。

由于理論分析是相對理想化的，所以這里對振動分析建立在無阻結構上，基于以上公式對大展弦比機翼非線性幾何結構的剛性矩陣、幾何位置進行分析，可以確定結構剛度矩陣的變化與幾何位移均會影響非線性幾何結構，基于動力學特性來設置非線性幾何結構是非常必要的[2]。

1.2 考慮大變形的非定常氣動力計算

大展弦比柔性機翼受到氣動荷載的作用而出現(xiàn)大變形，使機翼正常使用受到影響。因此，考慮大展弦比機翼大變形的非定常氣動力計算是非常必要的。具體的計算內容是：繪制大展弦比機翼大變形的二元平板氣動力計算示意圖（如圖1所示），在此基礎上根據(jù)Theodorson理論，大展弦比機翼的非定常升力與俯仰力矩的關系式，即：

注：k表示為減縮頻率；C（k）表示為Theodorson函數(shù)。

而在大展弦比機翼受到動氣荷載的影響而出現(xiàn)大變形（如圖2所示），假設機翼正常情況下的坐標系為xyz，變形后坐標系為x'y'z'，基于此點，可以列出機翼遠前方來流變換公式，即：

基于此公式，可以計算出第j個片條的定常攻角，即：

進而，可以確定機翼變形后第j個片條的第i階模態(tài)，即：

綜合以上計算過程可以確定大展弦比機翼變形與片條局部控制、非定常升力、力矩、氣動片數(shù)量、模態(tài)階數(shù)等因素都有很大關系，因此在具體設置飛機大展弦比機翼時，一定要對其非定常力等方面予以合理分析[3]。

2 大展弦比柔性機翼氣動特性分析

基于以上大展弦比機翼動氣彈性理論的分析，對于大展弦比柔性機翼氣動特點的優(yōu)化，作者以無人機大展弦比柔性機翼為例，模擬其氣動荷載影響情況，分析和研究優(yōu)化其氣動特性。

2.1 機翼模擬

選用某長航時飛機的大展弦比柔性機翼作為研究對象，利用計算機軟件模擬飛機機翼，觀察飛機機翼，可以確定前掠機翼的設置并不是非常科學，如若前掠機翼降低，則會降低機翼的穩(wěn)定性。這就會使得飛機機翼在遭受較大氣動載荷作用的情況下，很可能出現(xiàn)扭曲變形的情況。

2.2 氣動/結構一體化計算

為了可以基于大展弦比機翼氣動彈性理論來科學、合理地分析機翼靜氣彈變形對機翼氣動特性的影響，將從分析氣動、結構兩方面展開。具體的做法是，首先基于弱耦合法和強耦合法的思想，對大展弦比柔性機翼所受的氣動載荷分布情況進行分析，進而分析大展弦比柔性機翼在氣動載荷作用下的變形程度。基于以上內容，利用計算器大展弦比柔性機翼受氣動載荷作用的過程中所產生的氣動力。其次是根據(jù)計算所得的氣動力，合理建設氣動模型和結構模型，從而進一步分析大展弦比氣動特性。對于氣動模型的構建，重點加強物面網格點密，使其可以盡可能的還原機翼氣動情況，為分析機翼氣動特性做鋪墊；而結構模型的構建則是重點強調物面網格點少，為還原機翼變形過程做鋪墊。在完成氣動模型和結構模型建設的基礎上，根據(jù)高空長航是無人機飛行特點，對機翼上迎和側滑兩種情況下所受氣動載荷作用情況進行分析[4]。

2.3 大展弦比柔性機翼靜氣彈計算與結果分析

基于以上利用動氣模型、結構模型分析大展弦比柔性機翼在上迎和側滑兩種情況受氣動載荷作用情況，得到了大展弦比柔性機翼彎曲變形圖（圖3）、升力曲線圖（圖4）、阻力曲線圖（圖5）以及升阻比曲線圖（圖6）。由此，可以確定大展弦比柔性機翼受氣動載荷影響程度不同，機翼彎曲變形程度不同。其中，大展弦比機翼上迎情況下受氣動載荷作用較小，側滑受到的氣動載荷作用較大（如圖7所示）。也就是說，在一般情況下，飛機的偏航力矩都是由垂尾產生的，而大展弦比柔性機翼的側滑時垂尾作用效果并不是非常好，相應的飛機偏航力就會受到影響，使其不能夠有力地支撐機翼承受氣動荷載作用，如此必然會使極易彎曲變形程度加大。因此，在實際設計高空長航時飛機的大展弦比柔性機翼時，應當按照剛性機翼的實際情況，合理設計橫側向氣動性能，保證機翼氣動性能設計與飛機偏離設計相匹配，優(yōu)化大展弦比柔性機翼的氣動特性，提高大展弦比柔性機翼的應用性，為使用大展弦比柔性機翼的高空長航時飛機可以良好的飛行創(chuàng)造條件[5]。

3 結束語

在我國高空長航時飛機應用越來越重要的情況下，采用大展弦比柔性機翼的飛機容易在飛行的過程中受到氣動載荷的作用，促使機翼扭曲變形，影響飛機的正常飛行。對此，應當對機翼受氣動載荷作用情況進行分析，進而優(yōu)化設計機翼氣動特性，如此才能夠真正意義上提高大展弦比柔性機翼的應用性，為促使飛機長時間安全飛行創(chuàng)造條件。

參考文獻

[1]王云，徐江鋒.基于預變形設計的柔性機翼氣動性能分析[J].南昌航空大學學報（自然科學版），2013，27（2）：47-51.

[2]展京霞，王晉軍.仿雨燕機翼柔性對縱向氣動特性的影響[J].實驗流體力學，2010，24（2）：1-4.

[3]李占科，牛文，王進，等.不同結構柔性翼的氣動特性風洞試驗研究[J].實驗流體力學，2011，25（1）：35-36+47.

[4]謝長川，張利娟，劉 ，等.螺旋槳/大柔性機翼靜氣動彈性快速分析方法[J].北京航空航天大學學報，2015，41（1）：147-153.

[5]劉志強.柔性與剛性機翼微型飛行器氣動特性差異研究[J].科技資訊，2012（34）：1-3.