試述大型飛機設計中的氣動彈性關鍵技術

摘 要 本文以大飛機研制為契機，梳理出大型飛機氣動彈性設計關鍵技術，并進行深入研究。

關鍵詞 大型飛機;設計;氣動彈性;關鍵技術

氣動彈性直接關系飛機的飛行安全，一旦發生氣動彈性失穩，通常會導致災難性的后果，因此，需要通過嚴謹細致的計算分析和大量可靠的相關試驗來確保飛機的氣動彈性滿足要求。

1翼面剛度指標設計技術

剛度是決定翼面在一定載荷作用下變形情況的關鍵因素，而翼面變形情況又影響翼面的載荷分布，同時直接影響操縱面的操縱效率和反效速度，也直接影響著飛機的總體性能。因此，翼面剛度在飛機設計中具有舉足輕重的地位。由于多數飛機設計都有原準機或者與其他飛機有繼承關系，不需要重新進行翼面設計，也就不需要進行剛度設計。大型飛機展弦比大，彈性效應顯著，包括翼面剛度確定在內的許多技術都缺乏相應的技術積累，因此，需要進行剛度設計，通過合理的計算分析，給出翼面的剛度指標，指導結構專業進行翼面的結構設計。通過對翼面變形要求、顫振速度、發散速度和操縱效率等綜合設計指標的翼面剛度設計方法，完善大型飛機結構設計方法體系，縮短了專業間設計迭代的時間，能有效提高方案階段的設計效率[1]。

2大型復雜結構動力學建模技術

大型飛機，尤其是T尾布局、機身后體有大開口的運輸機，部件之間連接復雜，使用常規梁架模型難以模擬飛機的動力學特性;而應力有限元模型自由度太多，不論修正模型還是計算均耗時費力，而且在模態分析時局部模態過多，難以消除。為此，采用剛度相似簡化結合復雜部位（如翼身連接、機身大開口）剛度減縮的全機動力學分析模型。具體做法是對于結構規整的部位，直接計算剖面剛度，而部件間連接部位和發動機掛架等難以計算剛度的部件（也沒有剛度試驗數據），則采用基于等效原理“減縮剛度”方法[2]。

3跨聲速顫振特性計算方法

現代大型飛機的最大飛行速度通常在馬赫數0.8以上，雖然采用超臨界翼型可以有效推遲高馬赫數時翼面上激波的產生，但文獻表明其對氣動彈性穩定性并無明顯改善，部分飛機的氣動彈性穩定性甚至變差。當馬赫數高于0.7時，基于線性理論的非定常氣動力計算方法已不適用，需要采用能夠計及激波位置和強弱的非定常氣動力計算方法。

流固耦合方法基本原理是用計算流體力學（CFD）求解器在時域內求解非定常氣動力，用結構求解器求解結構運動方程，通過數據交換實現每一時刻氣動力往結構上的加載以及結構變形向氣動網格的傳遞。通過結構變形隨時間的響應歷程，判斷飛機是否發生顫振。該方法雖然比偶極子法更精確但是卻存在計算效率低下的問題，需要對傳統算法改進以提高計算效率，使其更適用于工程分析。

改進的跨聲速顫振特性計算方法有3項關鍵技術：

3.1 歐拉/邊界層求解器

在流場求解方面，納維-斯托克斯（N-S）方程是目前精度最高的控制方程，但是采用該方程進行求解網格需求量大，耗費計算資源多，計算量大，尤其是對于需要反復迭代的非定常流場計算來說實現困難;其次是歐拉（Euler）方程，其優勢在于計算量比N-S方程小很多，但是它不能考慮空氣黏性，精度略低。采用介于二者之間的Euler方程耦合邊界層方程的方法來解算非定常流場，其計算效率與Euler方程接近，同時又考慮了空氣黏性的影響，精度也能夠得到保證。

3.2 近似物面邊界條件技術

CFD方法計算物體動態變形的流場時，通常都是采用動態網格技術來實現的。但是，對于復雜外形，動網格技術的應用較為困難，容易造成網格交叉和負體積。為解決這一難題，采用一種近似邊界條件技術通過在物面上施加運動速度來模擬物體的運動，而網格并不需要做任何變動，既簡化了計算又增強了方法的適用性。

4氣動伺服彈性穩定性設計技術

數字電傳飛控系統在有效改善大型飛機操穩品質的同時，大幅增加了機體結構與飛控系統之間發生不良耦合的概率，降低了飛機的氣動伺服彈性穩定裕度，威脅飛行安全。大型飛機的模態頻率低，低頻結構模態與飛控系統存在耦合。通常采用增加結構陷幅濾波器的方法來消除這些不利耦合，基本原則是若反饋量αi單獨參與控制律解算所得飛機-飛控組合回路的頻響曲線Gic（iω）的峰值大于-6dB，且響應峰值頻率較低，則需在該反饋量通道增加濾波器Ni（s）;若存在多個近頻響應峰值高于-6dB時，應盡可能控制結構陷幅濾波器數目，并通過調整結構陷幅濾波器寬度，以達到同時衰減多個峰值響應的目的。

但是增加結構陷幅濾波器勢必導致飛控系統反饋回路在低頻段頻響特性發生改變，使飛機操穩特性變差，飛控系統穩定儲備下降。必須通過氣動伺服彈性設計，確保大型飛機在其所有可能出現的重量構型與飛控系統工作模態組合狀態下均不會發生氣動伺服彈性失穩，且擁有合理的氣動伺服彈性穩定裕度。

采用“基于雙目標約束的氣動伺服彈性設計方法”有效解決了這一問題。對常規的結構陷幅濾波器設計思路進行改進，設置了開環幅頻特性的響應峰值約束和濾波器低頻段最大相位滯后約束，確保飛機氣動伺服彈性與操穩特性同時滿足設計要求。

在型號研制過程中，氣動伺服彈性分析工況極多，加之研制過程中飛行控制律設計迭代頻繁，導致氣動伺服彈性設計計算量極其繁重，可以使用集合多種功能的氣動伺服彈性穩定性設計分析平臺來提高設計效率。

5結束語

大型飛機氣動彈性設計關鍵技術是大型飛機氣動彈性設計中的技術瓶頸和難點。上述技術已成功應用于某大型飛機研制，圓滿解決了相關技術難題。飛機地面試驗和試飛表明，飛行速度直到右邊界，模態阻尼基本穩定且阻尼余量足夠;在全包線范圍內，氣動伺服穩定裕度與計算值吻合良好，充分說明了這些關鍵技術解決措施是正確可行的，可以推廣應用于其他大型飛機的研制。

參考文獻

[1] 章俊杰.某民用飛機氣動彈性設計技術研究[C].第十屆全國振動理論及應用學術會議.第十屆全國振動理論及應用學術會議論文集.南京：中國振動工程學會，2011：1112-1118.

[2] 蒲利東，高怡寧，洪兆貴.基于舵面過載約束的飛機地面伺服彈性頻響試驗方法[J].振動工程學報，2014，27（S2）：145-148.

作者簡介

劉香婷（1991-），女，遼寧省葫蘆島市人;學歷：本科，研究方向：飛行器設計。