先進戰斗機氣動彈性設計綜述

李秋彥，李剛，魏洋天，冉玉國，吳波，譚光輝，李焱，陳識，雷博淇，徐欽煒

中國航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091

氣動彈性力學[1-6]研究飛機在非定常氣動載荷作用下產生的穩定性、動力響應和彈性影響等問題，是一門多學科交叉的綜合性學科，具有多場、寬域的特點，是流固耦合問題研究在工程應用中的典型范例。所有飛行器的研發，從超柔性大展弦比機翼無人機到戰斗機、民航客機和運輸機，再到高超聲速導彈和飛行器，都需要開展氣動彈性特性設計、檢查和評估，確保其飛行安全。

飛機氣動彈性設計[2-3,5-6]是結合了總體氣動布局、結構強度、飛行控制系統等多個領域，涉及空氣動力學、結構動力學、飛行控制理論、武器系統和試驗技術等多學科的一項綜合技術，是當代先進戰斗機研制過程中關系到飛行安全不可或缺的關鍵技術之一。氣動彈性主要研究內容涵蓋動氣彈的顫振(包括操縱面嗡鳴、非線性極限環振動(Limit Cycle Osilation，LCO)等)、氣動伺服彈性(AeroServoElasticity，ASE)穩定性、陣風響應和抖振等，靜氣彈方面有操縱面效率、發散和載荷彈性修正等。目前型號飛機研制中的主要工作內容和手段包括氣動彈性設計、理論分析、地面試驗、風洞試驗、飛行試驗和維護保障等[1-3,6]。飛機氣動彈性設計及驗證等相關工作貫穿型號飛機設計、生產、使用和維護等過程。

美國空軍在戰斗機氣動彈性優化設計[6-11]方面開展了多年的研究工作，已成功應用于多個型號飛機的研制。以美軍F-22戰斗機[9-11]為例，在該型號設計初期其垂尾顫振速度不滿足設計規范要求，氣彈設計師們開展了針對性的多學科優化(Multidisciplinary Design Optimization，MDO)設計，對氣動布局、結構布置、強度、剛度以及控制系統進行了綜合優化。通過改變方向舵蒙皮復合材料鋪層結構和作動器支持剛度、改變方向舵與安定面懸掛點位置、優化安定面翼尖傳力結構參數等措施，為最終解決垂尾顫振問題奠定了基礎。通過仿真分析、地面試驗和飛行試驗對操縱系統的間隙產生的非線性進行了研究，并制定了設計要求和準則，確保飛機全壽命周期氣動彈性安全具有良好的魯棒性，保障飛行安全，并通過了跨聲速風洞試驗[12-14]和飛行試驗[11]驗證。

在顫振邊界預測方面，美國NASA基于線性魯棒顫振分析的飛行顫振試驗方法趨于成熟并逐步應用于各類飛行試驗中[9-11]，同時開發完成了這類飛行顫振試驗在線估計分析工具。非線性氣動彈性系統的魯棒性分析也逐漸成為研究熱點，許多學者提出了多種分析方法對非線性顫振和極限環進行預測，不確定性建模特別是模型確認方面的研究也逐步展開，并成為魯棒顫振試飛核心技術。

中國航空工業集團公司所屬科研廠所和相關的航空院校結合型號和預研工作的開展，在氣動彈性優化設計和跨聲速顫振特性研究方面開展了卓有成效的研究工作，解決了大量型號研制中出現的技術問題[15-39]。然而在面向提高氣動彈性品質的多層次優化設計技術上缺乏系統研究與應用，設計過程中對于制造產生的間隙帶來的結構非線性控制和量化評定問題以及基于全包線范圍內顫振的高精度仿真分析技術，飛機氣動彈性地面試驗、風洞試驗和飛行試驗驗證技術等方面與美、俄、歐等發達國家還有一定的差距[7-14,40]，這也是當前迫切需要研究和解決的實際問題之一。

眾多的學者和飛機設計師在基于計算流體力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)的氣動彈性分析方法上開展了大量探索研究工作[25,41]。基于CFD的氣動彈性分析方法可以分析各種復雜流動下的氣彈問題，但是計算效率偏低，計算精度高度依賴于設計人員的經驗，缺乏標準化流程。在顫振模型風洞試驗(Wind Tunnel Test，WTT)方面，結合型號工作完成了低超重比或無超重全復材跨聲速顫振模型的設計、制造及常規顫振風洞試驗[16,26-31]；但在模型設計精度、材料選取和制造工藝方面缺乏統一規范標準和流程，風洞試驗流場控制、亞臨界顫振邊界預測和模型防護等技術仍需進一步提高和完善。

飛行顫振試驗(Flight Flutter Test，FFT)廣泛采用小火箭脈沖激勵、操縱面掃頻激勵[32-34,41]以及大氣紊流激勵等方式，數據處理以及顫振模態參數識別方法和手段多為傳統的試驗模態參數識別方法，顫振邊界預測一般采用模態阻尼法。目前，抗噪聲能力強、能識別密集模態、高精度識別阻尼比的在線(準實時)顫振模態識別技術以及線性魯棒顫振分析預測顫振邊界方法研究才開始起步，顫振信號非線性、非平穩問題、實時數據處理、抗干擾高精度顫振模態參數識別、非線性魯棒顫振分析方法研究有待開展。

地面顫振試驗(Ground Flutter Test，GFT)又稱“干風洞”試驗，是中國最近幾年才興起的一項氣動彈性驗證新技術[42]。該技術借助地面共振試驗設備系統模擬非定常氣動載荷，并將此載荷直接施加到全尺寸結構上，測量和分析結構動響應及其變化趨勢，從而獲取飛機顫振邊界。將來該技術發展成熟后可作為風洞試驗和飛行試驗的補充，因此具有廣闊的應用前景。目前中國研究機構在時域地面顫振試驗仿真系統建立、非定常氣動力降階減縮、激振點/測量點位置優化配置、激振器/待測結構系統辨識與多輸入多輸出激振力精確控制等方面開展了大量工作，已完成典型結構試驗件顫振特性仿真模擬，但工程實際應用還有相當大的距離。

新一代戰斗機的型號研制立項為中國氣動彈性專業的技術發展與進步提供了良好的機遇。依據新一代戰斗機研制總要求，中國航空工業成都飛機設計研究所氣彈專業聚焦國內外氣動彈性設計領域技術發展，通過優化設計、理論分析和試驗驗證等手段，掌握了飛機結構固有振動特性和氣動彈性穩定性特性，確保飛行安全并達到各項戰術性能指標，為實現研制總目標做出應有的貢獻。

本文回顧了新一代戰斗機氣動彈性設計歷程，詳細描述了氣彈專業面臨的新技術問題以及解決這些問題需要突破的關鍵技術、所開展的主要技術工作以及在此過程中氣彈專業取得的技術進步和自身設計能力提升、氣動彈性設計知識工程建設，最后針對未來戰斗機氣動彈性設計技術的發展提出了建議和思考。

1 設計歷程回顧

1.1 研制初期面臨的問題

根據國軍標GJB 67.7A—2008[1]要求，新一代戰斗機的氣動彈性設計指標如下：

1) 在考慮15%余量的全飛行包線范圍內不會發生顫振、嗡鳴、抖振、氣動伺服彈性不穩定性和其他氣動彈性不穩定現象，見圖1。

2) 所有結構模態阻尼系數≥3%。

3) 各飛行控制回路：增益余量≥6 dB，相位余量≥60°。

新一代戰斗機全新的氣動和結構布局、總體性能指標和研制進度，對氣動彈性設計提出了新的要求、任務和挑戰。結合氣彈設計工作的性質和設計總目標，新一代戰斗機因其技術特點，存在著以下幾個方面亟待解決的問題，見圖2。

1) 飛行包線大，速度高，氣彈設計涵蓋亞、跨、超聲速范圍。

圖1 氣彈設計要求

圖2 型號初期氣彈設計面臨的問題

2) 鴨翼和垂尾均采用直軸全動翼面，大面積垂尾采用機身邊條支持形式，顫振和抖振特性需重點關注。

3) 結構重量系數低，重量控制會導致結構剛度弱，難以滿足顫振設計的要求；由于隱身和電子戰的需要，大量透波、吸波材料和新型復材結構的全面應用，使其結構剛度和質量特性更為復雜。

4) 由于大機動作戰性能要求，飛行控制的操縱面面積大，需要結構提供足夠的支持剛度以防止其操縱效率下降，避免嗡鳴等顫振現象出現。

5) 全機燃油變化范圍大，武器系統載彈量大，導致全機質量特性變化大。

6) 雙發動機和雙垂尾布局，機身結構不能沿用傳統的工程梁方式模擬；內埋武器彈艙有全包線范圍開艙需求，因此，需進行艙門顫振安全檢查。

7) 鴨式氣動布局靜不安定飛機，帶全權限電傳操縱系統并且可能采用帶矢量推力發動機技術，需開展氣動伺服彈性穩定性分析技術研究與試驗驗證。

直軸全動翼面是非常棘手的一種結構形式，在行業內被認為是顫振設計工作中的攔路虎，國內外許多顫振飛行事故都發生在這種結構形式上。新一代戰斗機在國際上首次采用鴨翼和垂尾雙直軸全動翼面總體布局，尤其垂尾面積大，并且支持在后機身邊條上。后機身邊條結構能否提供足夠的支持剛度以使垂尾顫振特性滿足設計要求，是研制初期一直受到質疑的問題。垂尾顫振特性不滿足設計要求這一問題能否有效解決，將會嚴重影響新一代戰斗機的研制進程，關系到型號的成敗。

以往型號飛機顫振包線擴展試飛主要是由試飛專業隊伍完成。然而，新一代戰斗機驗證機飛行包線顫振擴展試飛則由中國航空工業成都飛機設計研究所和成都飛機工業(集團)有限責任公司試飛中心聯合完成，試飛項目對于氣彈專業又是一個新的領域，需要氣彈設計師利用掌握技術資源的優勢，針對驗證機特點，建立高效的顫振試飛數據采集處理手段和顫振邊界預測技術以及與飛行保障相配套的工作流程及管理制度。

上述新一代戰斗機研發任務提出的問題和要求對氣動彈性設計無疑是一種前所未有的挑戰。要最終實現設計目標，迫切需要面向產品研發需求，建立一支技術過硬的高素質氣彈設計團隊，開展氣動彈性關鍵技術攻關，開展精益氣彈設計與驗證，從而建立一套適用于新一代戰斗機研制需求的氣動彈性設計完備技術體系。

1.2 解決策略及途徑

多年來氣動彈性專業跟蹤借鑒先進戰斗機的研制進程、經驗及教訓的同時，積極追求自主創新。在成功研制多型三代戰斗機的基礎之上，針對新一代戰斗機的研制需求，實施了多項國防預研和專項課題研究工作，進行了十多年的技術儲備。

為實現研制總目標，解決氣動彈性設計面臨的問題，還需解決以下關鍵技術：

1) 復雜結構(包括全動垂尾和鴨翼)氣動彈性設計技術。

2) 高精度結構動力學和氣動彈性分析技術。

3) 基于高效優化流程的顫振模型設計與風洞試驗技術。

4) 飛行包線擴展中的顫振邊界主動預測技術。

為了解決上述關鍵技術，設計團隊在已有的研制經驗和技術積累基礎上，借助于日益完善的計算技術和試驗設施，拓展專業領域，使研制水平邁上一個新臺階，系統構建適用于新一代戰斗機研制需要的氣彈設計與驗證技術，采取圖3所示的技術方案和技術途徑。圖中GVT為地面共振試驗(Ground Vibration Test)，CT為飛機結構和飛行控制系統耦合試驗(Coupling Test)，二者分別是目前普遍采用的重要的飛機結構模態特性和不考慮氣動力影響條件下的飛機ASE穩定性地面驗證手段。

圖3 氣彈設計流程

1) 根據飛機研制總要求、GJB 67.7A —2008[1]以及研究所質量控制文件，制定了一系列飛機氣彈設計總體技術文件。在結構完整性大綱主計劃中，規劃方案設計、初步設計、詳細設計、試制試飛、定型和使用各個階段中需要開展的具體氣彈設計工作和進度安排，包括設計、分析、試驗和使用維護保障等。在結構強度設計準則中，定義氣彈設計的技術要求、主要研究對象、研究內容和判斷標準等。此外，還編寫了氣動彈性設計指南、氣動彈性設計流程、氣彈適航設計要求和驗證方法與計劃等，規范了氣彈設計工作方法，建立了執行標準、依據和有效的約束檢驗機制。

2) 對于重點關注的飛機結構部件和部位，建立對顫振特性敏感的結構剛度關鍵件監測制度，從設計、制造到使用全壽命周期對其結構參數、裝配和維護等提出約束要求，進行跟蹤檢查和監督執行。在詳細設計階段，對全機振動和顫振特性影響較大的結構項開展關鍵設計評審，確認詳細設計方案及輸出的數模、圖樣和技術文件與相關研制總要求、研制規范等設計輸入的符合性，檢查設計的適宜性，跟蹤功能性能要求落實情況，審查技術風險及對應的處置措施，確保仿真分析模型的正確性和可靠性。

3) 針對技術水平和設計能力不能滿足新一代戰斗機研制需求的狀況，積極引進和消化吸收國內外先進氣動彈性設計思想和技術，有針對性地邀請著名專家、教授授課和現場指導，擇優引進計算機應用軟硬件手段等。此外，結合多年來工程實踐積累的經驗和教訓，自主開發研制了大量實用性強、效率高的分析軟件工具、核心軟件前后置處理工具等。借助于流程集成軟件，建立氣動彈性優化設計平臺，開展氣動外形、結構、剛度、飛行控制律等多學科綜合優化，建立了靜力、動力和顫振統一的全機有限元模型及其分析、設計流程。

4) 基于CAD/CAE/CAF一體化設計流程，開展飛機結構動力特性及氣動彈性優化設計技術研究。建立高精度動力有限元模型和非定常氣動力模型建模技術，以此開展飛機結構固有振動特性分析和顫振特性分析研究。結合氣動彈性剪裁技術和多學科優化設計技術，開展結構和氣動外形參數的氣彈優化設計，力圖使飛機具有優良的顫振特性。

6) 開展地面共振試驗技術研究，重點關注飛機自由/自由彈性支持方式、結構振動模態測量、識別和分離技術，間隙和摩擦等非線性因素的克服和消除技術。開展結構固有振動特性分析和試驗的相關性研究。針對結構受載變形、間隙和摩擦等非線性狀態，開展非線性氣彈分析和試驗技術研究。

7) 開展低速、跨聲速和超聲速顫振風洞試驗技術研究。需突破全復材全彈性模型設計、制造工藝、地面試驗、風洞流場控制、亞臨界顫振邊界預測、模型控制與防護、鴨式布局靜不安定全機模型的懸掛系統設計等關鍵技術。通過風洞試驗，建立亞、跨、超聲速顫振模型風洞試驗技術，驗證本項目多學科氣動彈性優化設計結果。

8) 開展氣動彈性飛行試驗技術研究。充分利用設計部門熟悉和掌握結構、性能指標等飛機平臺數據資源的優勢，完成飛機結構激勵系統研制、試飛數據采集和識別、響應數據分析處理等技術研究。建立試飛工作制度，規范日常跟飛和技術保障等工作。

1.3 型號應用及實踐

回顧新一代戰斗機的發展歷程，方案設計階段總體結構形式的演變，充分體現了氣彈綜合優化設計技術的工程應用。型號研制初期，開展了大量富有成效的旨在提高顫振速度和氣動彈性穩定性品質的精益優化設計、分析工作，解決了全動垂尾和鴨翼的顫振問題、結構/控制系統耦合問題等一系列技術難題，見圖4。在較短的時間內通過數值仿真、試驗等手段，實現對驗證機氣彈特性的初步驗證，同時也暴露了設計缺陷和問題。

經過對驗證機試驗數據的消化和理論分析結果的對比排查，摸清全機及各個部件顫振機理及其變化規律，找出影響顫振特性的薄弱環節，制定了有效的解決措施，為型號后續發展完善設計提供了依據和借鑒，既縮短了研制周期，又降低了研制成本和風險。新一代戰斗機氣彈專業主要完成的工作如下：

1) 編制了氣彈設計結構完整性大綱主計劃、設計準則、設計指南及流程、適航性設計與驗證要求等頂層文件。

2) 多輪鴨翼、垂尾等部件顫振優化設計，ASE飛行控制律優化迭代。

3) 部件(包括主/側彈艙艙門和腹鰭)及全機振動與顫振分析、ASE分析和副翼嗡鳴分析。

在本次課題中，我們以河北地區多所高校為例，對在校大學生及畢業一年內的應屆畢業生做了一個抽樣調查。調查結果顯示：在就業模式選擇上，40%的大學生選擇通過對口校招實現就業選擇，繼續求學深造的占總抽樣人數的27%，主動去應聘有意愿的企業或參加公務員及事業單位考試的人數占18%，自主創業的大學生及應屆畢業生僅有15%。在自主創業部分中，26.7%的大學生選擇從事或打算從事與共享經濟領域相關的創業項目，即共享經濟領域創業大學生占總體抽樣人數比例為4%，課題中調查整理得到大學生就業模式現狀如圖1所示。

4) 鴨翼、垂尾及全機跨聲速顫振特性分析。

5) 鴨翼、垂尾和機翼1∶1試驗件、翼下外掛物及全機地面共振試驗(見圖5)，結構和飛控系統耦合試驗。

6) 單獨鴨翼、垂尾和機翼帶外掛物部件及全機低速及跨聲速顫振模型風洞試驗。

7) 飛行試驗驗證，含顫振、ASE、抖振及嗡鳴等氣動彈性科目檢查。

新一代戰斗機在按計劃開展的型號飛機設計鑒定飛行試驗中，一次性順利通過低空大表速及相關科目的飛行試驗驗證。試飛結果表明，飛機結構在全部試飛過程中無異常振動現象，顫振及ASE穩定性均具有較大的安全余量。綜合各階段設計、分析和試驗結果，可以得到如下結論：

圖4 氣動彈性優化設計

圖5 翼下外掛物GVT

1) 顫振、嗡鳴和ASE等氣動彈性指標滿足設計要求。

2) 所有的地面、風洞和飛行試驗支持前期優化設計方案和理論分析結果。

2 技術進步及能力提升

新一代戰斗機的氣彈設計解決了大面積直軸全動垂尾和全動鴨翼的顫振及其他氣動彈性不穩定性問題，掃清了型號研制中的技術障礙，在較短的研發周期內實現了設計總目標。型號成功的同時也促進了氣動彈性專業的技術進步和設計能力提高，構建了具有自主特色的新一代戰斗機精益氣動彈性設計與驗證技術。

2.1 多學科優化氣彈設計

飛行器研制是一項復雜的系統工程，學科之間往往相互作用、相互融合，涉及總體/氣動/結構/強度/控制/武器等多學科不同要求的綜合集成、協調與優化[7-10,15,43-44]。為了提高飛行器綜合品質，迫切需要建立多學科綜合分析與優化設計平臺，組織和管理飛行器研制過程，開展多目標約束下的多自由度飛行器氣動外形與結構參數優化工作，實現各分系統平衡下的最優化設計[6]。

新一代戰斗機新的氣動布局、結構形式以及新材料得到了廣泛應用，型號研制的戰技指標全面提升，輕質、高速和高機動性對飛機氣彈特性的要求隨之大大提高，氣彈設計工作的難度也進一步增大；全動翼面的顫振問題在新一代戰斗機的研制過程中更加突出，型號研制周期的大幅縮短對氣彈設計過程的快速性、準確性提出了更嚴格的要求。由此，傳統的型號設計方法與流程已不能滿足新一代戰斗機迫切的研制需求，飛行器的氣彈設計已不是氣彈專業可獨立開展的工作，迫切需要建立以氣彈專業為主、多專業相互協作、快速迭代、綜合優化的新型氣彈設計技術和流程。

在氣彈設計過程中，為了適應多目標、多約束、多變量、短周期等設計要求，考慮了設計優化過程中多學科相互耦合以及數據交換需求，分布式環境下協同設計的需求，不同學科之間的無縫連接和并行分析需求，形成具有通用性和擴展性的優化框架。以多學科集成軟件和分布式網絡環境為基礎，實現了總體、結構、靜強度、氣彈和飛控等多專業的綜合集成以及信息互換。利用基于網絡通訊的服務器遠程模塊調用功能，形成了多專業人機交互式協同的氣動彈性優化設計平臺，見圖6。

通過狀態參數的邏輯控制，實現氣動彈性分析模型實時更新，確保輸入的分析模型狀態可控和準確。同時融入型號研制的知識體系，積極發揮工程人員的主觀能動性，使工程人員可以對整個設計優化過程進行監視、控制和指導。利用該優化設計平臺，在方案階段及詳細設計階段可進行快速、高效的氣動彈性優化設計，實現了對不同階段中各設計狀態輸入輸出的有效控制、分析模型數據庫在各專業設計終端的及時更新以及各專業間的聯合優化設計。

氣彈專業依據合理的設計思路并借助于優化設計平臺以及與之相適應的設計手段，完成了多個型號的氣彈優化設計工作。在新一代戰斗機垂尾、鴨翼顫振攻關等氣彈問題解決中發揮了重要、獨特的作用。該協同優化設計平臺聯合機體結構、強度專業與氣彈專業，融入了靜強度/氣彈綜合建模、分析、優化快速設計流程。氣動彈性優化設計平臺以提高顫振速度為目標，開展對翼面結構、根部支持結構和操縱系統伺服作動器剛度等的快速優化。實現了翼面結構與機身支持結構參數在顫振分析數據庫中的實時更新，設計平臺又將更新后顫振分析和參數優化結果實時反饋給機體結構、靜強度專業。經過多輪反復迭代，在滿足總體、結構、強度及重量等約束條件下，包括全動翼面在內的各部件及全機顫振速度得到了顯著提高，最終滿足規范設計要求。

圖6 氣動彈性優化設計平臺

2.1.1 垂尾優化設計

新一代戰斗機方案設計階段全動垂尾顫振速度不能滿足設計要求，成為關系型號研制成敗的關鍵技術難題。為解決垂尾的顫振問題，從方案初期開展了多角度敏感性研究，各專業根據變化規律指引進行了細節設計，達到結構能實現、材料可使用、強度要滿足、成品能安裝、操縱能有效等制約下顫振特性滿足設計要求的目的，是一個在多約束情況下尋求最優解的過程。因整個系統的復雜性，許多因素并不能用一個簡單的變量代替，必須通過多專業參加的氣彈多學科優化平臺，高度融入氣彈理論和專業經驗，跨專業協作下多輪迭代才能實現。

全動垂尾顫振特性的主要影響因素包括外形、翼面剛度、翼面慣性和根部支持剛度等，見圖7。 因此，結構動力有限元需詳細模擬外形、翼面結構布置、蒙皮鋪層、根部轉軸梁、轉軸、搖臂、作動器以及后機身邊條結構等。從方案階段開始，在顫振特性敏感性研究基礎上，分別對氣動外形、根部支持剛度、翼面結構、成品安裝和關鍵連接等進行優化。

圖7 垂尾顫振主要影響因素

全動垂尾的顫振設計包括以下幾個方面。

1) 氣動外形設計

方案論證和評估階段開展了全動垂尾氣動外形對其顫振特性影響的研究。通過改變平面幾何形狀、翼型厚度和翼稍切角等方面的分析，得到垂尾顫振特性隨氣動外形變化的一般性規律，以此向總體氣動專業提供傾向性建議，為后續垂尾詳細設計打下良好基礎。

2) 翼面結構設計

翼面結構參數直接影響翼面剛度和慣性特性，特別是全動翼面慣性特性對其動力和顫振特性影響較為明顯。根據翼面慣性特性規律研究，掌握了影響顫振特性的翼面質量的堆積方向和趨勢，為翼面結構布置、蒙皮鋪層分區策略提供優化方向。通過結構、強度和氣彈專業聯合攻關，最終確定多墻結構骨架形式，同時開展了復材蒙皮鋪層的氣動彈性剪裁設計，最后得到滿足顫振、靜強度、結構制造工藝的翼面設計方案。

3) 根部支持系統設計

直軸全動翼面在帶來優良的操控性能的同時，也給翼面結構支持剛度設計帶來困難。研究發現，根部支持剛度對其顫振特性影響起著決定性作用，不同方向的剛度影響程度也有所不同。通過圖8所示的支持剛度敏感性分析，確定主要影響全動垂尾顫振特性的根部支持剛度和剛度可行性范圍，對根部支持結構及操作系統的各環節開展細節設計，解決其中的剛度短板環節。優化設計包括轉軸支持梁、轉軸、搖臂、伺服作動器和后機身邊條結構等。

圖8 垂尾顫振敏感性分析

4) 成品安裝及作動器剛度要求

結合設備性能和翼面慣性特性雙重要求，提出了結構/天線艙一體化設計解決思路，實現既不影響天線性能又能有效提高顫振速度的功能。同時也對垂尾翼面其他成品的安裝提出位置布局建議和要求。在垂尾結構設計的同時，對飛控系統伺服作動器提出了滿足顫振特性的剛度設計反要求，協同飛控專業與作動器供應商聯合開展作動器優化設計，研制出滿足剛度和安裝要求的伺服作動器。

5) 關鍵連接件間隙控制

根據過去多個型號設計經驗，全動翼面支持系統的間隙對其整體剛度的影響不可避免(見2.4節)。因此在初步設計階段氣彈專業對根部支持系統各個環節進行了分析和排查，針對垂尾轉軸上下交點、搖臂與轉軸連接、搖臂與作動器連接、作動器與邊條支點的間隙控制提出了明確的要求。隨后的全尺寸飛機地面間隙測量表明，經細節設計后的垂尾旋轉方向總間隙值滿足國軍標[1]要求。

垂尾顫振設計經歷了方案、初步和詳細設計階段多達數十輪優化迭代，最終方案集多種優化于一身，在多約束條件下取得平衡，使其顫振特性滿足設計要求，見圖9。圖中Vf為各個階段垂尾的無量綱顫振速度。垂尾顫振優化設計的有效性最終通過了全機GVT、顫振模型風洞試驗和飛行試驗驗證。

圖9 垂尾顫振優化過程

2.1.2 鴨翼優化設計

新一代戰斗機鴨翼作為一種典型的直軸全動翼面結構布局，具有翼面面積大、承載大、翼型厚度較低等典型特點，顫振問題非常突出，因此迫切需要從方案設計階段開始聯合機體結構設計和強度設計專業進行顫振聯合攻關設計，從鴨翼根部機身支持系統、翼面結構等多方面進行設計研究。以顫振特性為目標的鴨翼優化工作主要集中于方案、初步和詳細設計階段，后續更改優化工作貫穿飛機研制全過程。

敏感性分析發現，鴨翼根部彎曲支持剛度及翼面彎曲剛度共同構成了鴨翼顫振特性的關鍵影響環節。因此，設計中鴨翼攻關主要以提高根部彎曲支持剛度及翼面彎曲剛度為主要方向。鴨翼顫振優化設計歷時數月，共進行了數十種方案、若干個狀態的計算分析與優化，翼面由蜂窩結構更改為多檣結構方案，解決了翼面顫振與發散問題。主要優化設計方案見圖10。

1) 根部機身支持系統優化設計

根據鴨翼顫振特性敏感參數分析和結構剛度分析，確定了鴨翼根部支持結構優化參數及方案，包括加大內外側梁間距、改變內外側梁材料、改變大軸直徑、改變大軸材料和鴨翼支持結構由機身半框變滿框等措施。

2) 翼面結構優化設計

翼面結構剛度由結構形式、幾何外形、關鍵結構參數、蒙皮鋪層等決定。翼面結構優化先后在蜂窩結構和多檣式結構2種基本布局上完成，包括改變后掠角、翼尖切角、翼尖結構高度變化、增加肋和蒙皮鋪層優化等多輪迭代，最終確定了對鴨翼顫振特性有利的結構形式。

圖10 鴨翼優化設計方案

3) 機身內外側梁與轉軸安裝間隙控制

鴨翼轉軸通過軸承安裝于機身內外側支持梁，安裝間隙對該系統剛度的影響極為顯著，因此，為避免彎曲方向安裝間隙過大而造成鴨翼根部彎曲支持剛度的過度損失，氣彈專業聯合結構、強度專業對機身內外側安裝梁與軸承配合、軸承與轉軸配合等環節進行了優化設計，以減小安裝間隙值。

通過對該鴨翼方案開展多輪顫振優化設計迭代，鴨翼顫振速度提高近54%，見圖11。圖中Vd為無量綱鴨翼發散速度。全機地面共振試驗、顫振風洞試驗及飛行試驗結果驗證了新一代戰斗機鴨翼顫振設計的有效性。

圖11 鴨翼顫振優化過程

驗證機之后，新一代戰斗機進行了較大幅度的改進設計，鴨翼翼型更改為彎扭翼型，氣動外形也前后經歷了2種方案。方案1中鴨翼根弦縮短、尖弦增長。針對該鴨翼方案開展了切角/不切角、翼面航向前移等方案評估，顫振特性基本滿足要求；方案2中翼型厚度局部減薄，翼尖后緣切角。最終，綜合總體、隱身、氣動等多專業需求，鴨翼采用了方案2的改進措施。在此基礎上通過翼面復材鋪層氣動彈性剪裁優化實現了結構減重和顫振速度提高。隨后開展的設計中著重對機身支持結構進行了精細化分析研究，優化了轉軸支持梁尺寸，對運動機構的非線性間隙進行了有效控制。

2.1.3 氣動伺服彈性優化設計

現代先進戰斗機為了追求更高的機動性和飛行控制品質，飛行控制律增益設計得相對較大，這就很容易產生由飛控系統、結構振動和非定常氣動力之間相互耦合形成的氣動伺服彈性穩定性問題[4,9,19,32,35-36,40,45-46]。美國F-16、F-22等戰斗機和國內外許多新研制的電傳操縱飛機在設計過程中不同程度地遇到過此類不穩定現象，最后通過不斷的優化設計使問題得到解決[7]。

新一代戰斗機由于采用了大面積全動鴨翼、垂尾，操縱面質量慣量大、附加氣動力大、橫航向耦合效應顯著。機身較同類戰機偏長，主要結構模態密集且頻率偏低。這些因素都導致了其氣動伺服彈性耦合效應更為突出，設計難度更大。

為解決氣動伺服彈性穩定性問題，在飛行器早期方案設計階段，依據理論基礎及以往型號經驗對速率陀螺等飛控傳感器位置給出合理建議。詳細設計階段，結合控制律、動力有限元模態分析結果和非定常氣動力計算結果開展ASE分析，對飛控傳感器位置和飛行控制律參數進行了多輪綜合優化設計，排除全飛行包線各種可能存在的耦合現象，確保飛行器ASE穩定性滿足設計要求。

研制過程中，ASE分析方法采用了基于傳遞函數的頻域分析方法和基于狀態空間的穩定性分析2種方法。其中頻域方法的優點是氣動力計算精度較高，無需進行有理函數擬合。基于狀態空間的分析方法氣動力需經有理函數擬合，但優勢在于可方便地將飛機動力學特性及非定常氣動力特性以狀態空間形式與控制律模型進行合成，組建氣動伺服彈性仿真系統，快速進行穩定性分析及控制律優化設計。

在飛機結構和控制律基本確定后，結構限幅濾波器和控制律增益的優化設計是排除不利耦合的一項有效手段。針對該問題，開發了基于MATLAB平臺的優化設計手段，見圖12，以限幅濾波器數量最少且對飛行控制系統相位滯后影響最小為目標，以滿足ASE穩定性設計要求為約束條件進行優化設計。

圖12 氣動伺服彈性系統模型

借助于氣動彈性優化設計平臺，通過氣動彈性專業和控制律專業多年努力工作，使新一代戰斗機既有效地解決結構、氣動力和飛控系統的耦合問題，又具有優良的飛行品質，ASE穩定性已通過了地面結構/控制系統耦合試驗和飛行試驗驗證。

目前，氣彈專業仍在進一步提升分析方法及效率，持續配合飛控專業開展性能提升研究，并利用建立的氣動伺服彈性系統開展帶推力矢量發動機飛機的氣動伺服彈性穩定性分析研究。同時，持續開展飛機顫振主動抑制、陣風減緩、結構減重和性能優化等技術研究，為未來型號研制做技術儲備。

2.2 復雜氣動模型高效建模與校驗技術

分析計算的精度和可靠性依賴于方法原理和模型的準確性[2-3,6-7,10-11,14,46-50]。氣動彈性分析在工程上通常是以面元法計算非定常氣動力，在頻域內求解氣動彈性動力學方程。因此快速、準確地建立各種復雜外形的高保真非定常氣動力模型尤顯重要。現階段，工程上常用的頻域氣動彈性分析主要工具軟件包括國際氣彈設計領域通用的ZAERO、NASTRAN等，各個軟件使用的非定常氣動力模型在原理上基本一致，但輸入文件的架構與格式差異較大，由此導致按某軟件格式生成的氣動模型不能在其他多個軟件平臺通用，當需要使用其他軟件進行分析時，必須進行重新建模，其中產生許多重復工作，耗時、耗力，有較大的人力資源浪費。

目前僅美國MSC.Software公司在PATRAN中提供了與NASTRAN配套的圖形化氣動力建模模塊FLIGHT.LOAD，但存在建模參數多、模型編輯不簡便、建模功能單一、氣動體元支持弱等問題，特別是在最繁瑣的氣動網格線沿流向對齊方面無任何有效輔助手段，需要人工輸入每條弦向網格線的定位數據。而ZAERO的輸入則都采用數據卡片方式，由人工按特定格式進行文本編輯逐行輸入，因此整個氣動力建模工作效率低，修改編輯麻煩且容易隱藏錯誤；建模過程中產生的錯誤難以檢測，建模調試周期往往較長。

在新一代戰斗機研制過程中，針對氣動彈性工程設計中多平臺非定常氣動力建模復雜度高、效率低、出錯率高等問題，將氣動彈性理論與工程設計經驗深度融合，形成了高效、準確、統一的非定常氣動力模型生成與校驗技術。主要內容如下：

1) 提出了建模設計流程規范，建立了非定常氣動模型高效便捷建模技術，實現了亞、跨、超和高超聲速飛行器氣彈分析模型的快速生成，提高了氣動彈性設計效率。

2) 提出了氣動彈性非定常氣動模型多要素校驗技術，實現了飛行器多外掛構型等復雜全機氣動模型的高效自動校驗及修正，大幅提高了建模的可靠性。

3) 開發了氣彈分析專用的交互式圖形界面便捷處理系統和氣動模型多分析平臺的統一轉換技術，實現了高效建模和不同數據結構的快速生成。

圖13為采用該技術建立的新一代戰斗機全機帶外掛物的非定常氣動力分析測試模型。通過多個型號飛機的工程應用，實踐證明該技術大幅縮短了非定常氣動力建模時間，并為審校人員帶來極大便利，保證了模型的準確性，有效促進了型號研制工作。

圖13 全機非定常氣動力測試模型

2.3 流固耦合跨聲速顫振分析技術

受空氣壓縮性等非線性因素的影響，飛機的顫振邊界在跨聲速區域會出現“凹坑”現象，所以，跨聲速顫振檢查一直是飛機氣彈設計一項重要環節[5-6,51]。新一代戰斗機研制過程中，為支持跨聲速高機動飛行、獲取跨聲速區域顫振邊界，氣彈專業采用商業軟件和自主開發軟件相結合的方式，以CFD氣動分析為基礎[52]，建立了適用于復雜外形和結構的、工程化的流固耦合跨聲速氣彈分析技術。

跨聲速顫振設計的主要分析手段為時域方法和頻域方法。采用高精度快速網格構造技術，網格生成遵循從面網格到體網格的生成順序，流動變化劇烈或外形變化較大區域，考慮網格局部自動加密，適用于結構網格和非結構混合網格。

利用CFD流固耦合分析技術，完成了單獨鴨翼、單獨垂尾和全機顫振模型的跨聲速顫振特性分析，為型號詳細設計、首飛、風洞試驗和飛行試驗提供了支撐。

2.3.1 時域法

時域法計算過程就是求解結構運動方程的過程。非定常流場求解器求解氣動力，并轉化為廣義氣動力，傳遞給結構求解器；在結構求解器內求解結構運動方程得到廣義位移，再把廣義位移通過物面邊界轉換回傳給流場求解器，并轉化為物面的位移，彈性的物面變形到位后，在新的外形下重新計算廣義氣動力。結構求解器中，采用預估校正的四階雜交線性多步法，實現了非定常流場和結構運動方程的獨立交錯求解，計算過程見圖14。

時域顫振分析法適用范圍廣，可用于跨聲速顫振計算和氣動非線性氣彈分析，涉及流場與結構數據傳遞、動網格以及并行計算等多個方面，該方法要求設計人員具有深厚的流體力學知識儲備和良好的編程能力，上手難度高，計算效率較低。

圖14 時域法計算過程

2.3.2 頻域法

采用基于靜止笛卡爾網格的非定常氣動力求解，使用格心格式中心差分有限體積法求解時間精確歐拉方程，使用偽時間步和物理時間步的雙時間步推進，使用標量人工黏性(JST)耗散格式，改善求解穩定性[51-54]，時域內求解得到精確氣動力后，通過傅里葉變換將時域氣動力轉換為頻域氣動力。

復雜結構貼體網格的局部交疊或高畸變，會帶來求解精度的損失。為避免這個問題，使用固定笛卡爾網格并應用近似邊界條件來表征升力面的厚度和小幅運動。近似邊界條件將機翼的上下表面邊界條件壓縮到中面上，在中面上滿足定常或非定常邊界條件來計算流場。通過在固定邊界上滿足實際的非定常運動的動態邊界條件，實現了流場求解中邊界條件的應用。

頻域法已被工程領域廣泛采用，傳統的頻域顫振分析法采用偶極子格網法平板氣動力，在亞聲速和超聲速范圍內具有高精度、高效率的特點。在跨聲速范圍內，利用CFD方法獲取氣動激波位置，然后在頻域內求解顫振方程，既保證了計算精度，又提高了計算效率[55]。

2.4 結構非線性顫振分析與驗證技術

理論分析和試驗驗證表明，操縱面間隙主要導致系統等效剛度減小，可能導致操縱面極限環振蕩(LCO)以及顫振速度下降[22,37-38,46-47,56-57]，見圖15。因此，在飛機氣彈設計中消除或控制操縱面間隙對飛機固有振動特性及氣彈穩定性的影響成為設計師們重點關注的問題之一。

圖15 顫振速度隨支持系統等效剛度的變化

新一代戰斗機采用了大面積直軸全動翼面以保證飛機高機動性，控制方面采用了電傳操縱系統。伺服作動器通過搖臂與轉軸連接，另一端通過支座與機體結構連接，同時轉軸通過內、外側軸承支持在機體結構上，典型的直軸全動翼面支持與操縱系統見圖16。與固定翼面和斜軸全動翼面比較，直軸全動翼面顫振安全余量偏低，顫振特性對翼面彎曲和旋轉模態的變化十分敏感。

圖16 全動翼面支持及操縱系統

由于結構設計公差、零件生產超差、部件裝配誤差及飛機服役過程中運動部件的固有磨損等因素，全動翼面支持結構與操縱系統不可避免地存在彎曲間隙與旋轉間隙，導致等效彎曲和旋轉剛度降低，使得全動翼面顫振問題非常突出，以顫振特性為目標的全動翼面系統優化設計成為型號研制中極其重要的工作之一。間隙系統氣動彈性問題的機理非常復雜，呈現強烈的非線性特征，對含間隙系統氣彈問題的分析、設計與驗證是飛機氣彈設計中的技術難點。

近年來，國內外學者及工程人員針對旋轉間隙等一維間隙的研究較多，且研究對象為自由度低的簡單結構系統，研究成果對彎曲間隙與旋轉間隙同時存在的二元間隙高自由度工程結構的適用性不足[20-22]。在新一代戰斗機的研制過程中，對含間隙結構的顫振分析與驗證采用等效線化方法進行工程處理。模態特性分析采用考慮間隙影響的等效剛度法，模態特性試驗采用變激振力方式進行。

2.4.1 基于等效剛度法的顫振分析

工程結構中常見的間隙可分為中心型間隙與偏置型間隙2種，見圖17。圖中:Mα為外部力矩；α為轉角；Kα為系統無間隙狀態旋轉剛度；θ為中心型旋轉間隙；γ為偏置型旋轉間隙；β為初始偏置角。

對全動翼面根部支持系統存在的單獨彎曲間隙或旋轉間隙等一維中心型間隙系統，其原理可簡化為由圖18所示的動力學模型。

(1)

在實際工程結構中，中心型間隙通常是不存在的，結構系統間隙一般為受預載作用后的偏置型間隙，見圖17(b)，即間隙位置被平移到β+γ。全動翼面受一定的激振力后產生一個振動幅值，即可得到系統的一個等效線性支持剛度，由此開展系統的顫振特性分析。對于含預載的偏置型間隙全動翼面系統，其非線性特性為

圖17 結構中的間隙

圖18 旋轉間隙系統動力學模型

(2)

系統非線性等效剛度隨間隙的變化見圖19，圖中γ為偏置系統間隙值。該系統為無卡滯、無摩擦情況；若考慮摩擦，則在圖19中α變化的初始段，有：

Keq/Kα>1.0

(3)

用等效剛度法進行帶間隙系統結構的顫振評估是一種有效、常用的工程方法。新一代戰斗機設計過程中，為增強設計的魯棒性，以高精度的動力學有限元模型為基礎對全動翼面顫振特性隨彎曲支持剛度、旋轉支持剛度的變化規律進行了深入研究，對研究中發現的敏感結構元件與參數在結構設計、制造過程提出了相應要求，納入氣彈專業關鍵件管理。典型的全動翼面根部支持剛度K/K0對其顫振速度V/V0的影響曲線見圖20。

圖19 偏置型間隙結構系統等效剛度變化曲線

圖20 全動翼面顫振速度隨支持剛度變化曲線

2.4.2 含間隙系統結構模態試驗

結構模態分析的準確性決定了顫振分析的精度，因此，須對全動翼面模態分析結果進行驗證。飛機設計中，在小間隙情況(規范要求均滿足)下通常開展變激振力地面共振試驗進行驗證。通過該試驗，可獲取含間隙全動翼面系統力頻(激振力-模態頻率)曲線，從而得到翼面的模態頻率。GVT由激振器對翼面施加一定大小的正弦激振力，通過布置在翼面的加速度傳感器測得翼面產生的振動響應，由此獲得翼面的頻率響應函數，利用模態參數識別法，即可獲取翼面的模態參數(頻率、振形)等。其中，激振器位置、傳感器位置的選取需以能有效激勵、測量出結構要求的模態為原則進行設計；GVT典型試驗的力頻曲線見圖21，該曲線同間隙系統理論分析等效剛度曲線(圖19)走勢基本一致。

全動翼面根部支持系統一般存在著彎曲和旋轉2個方向的二維間隙。由圖16可以看出，彎曲方向間隙主要來自轉軸與軸承、軸承自身、軸承與支持梁結構等連接部分。旋轉方向間隙更為復雜些，主要由轉軸、搖臂、伺服作動器及其支座等構件的連接部分組成。通過多型飛機的全動翼面GVT以及分析計算，認識到由于二維間隙非線性的存在，導致全動翼面根部支持系統旋轉和彎曲剛度下降，造成其模態頻率降低。其中，扭轉模態頻率主要受到旋轉間隙的影響，但是彎曲模態頻率同時受到旋轉和彎曲二維間隙的影響。工程上常采用等效剛度概念通過彈簧元模擬旋轉、彎曲剛度，將2個方向的剛度解耦，能夠對二維間隙造成的全動翼面支持剛度變化進行有效的模擬，有較強的實用性。

圖21 GVT典型操縱面力頻曲線

在新一代戰斗機改進型飛機的研制過程中，由于鴨翼間隙問題導致模態特性不滿足設計要求，因而對鴨翼轉軸結構、轉軸與軸承配合、系統裝配等多要素進行了間隙控制，先后開展了多架次、多輪鴨翼振動特性機上地面試驗，摸清了鴨翼旋轉和一扭模態隨其根部支持系統間隙變化的規律。通過優化設計，最終使鴨翼振動與顫振特性滿足設計要求并具有充分的安全余量。

2.5 采用流程控制的顫振風洞試驗模型設計技術

風洞試驗作為氣動彈性設計的重要驗證手段，可對顫振分析與設計結果進行驗證、獲取飛機部件及全機低速和跨聲速顫振特性，為后續改進設計和飛行顫振試驗提供依據[6,12-14,16,21,28-31]。

新一代戰斗機結構完整性大綱主計劃規劃了鴨翼/垂尾/機翼/機翼帶外掛物和全機低速及跨聲速顫振模型風洞試驗，希望通過這些試驗的逐步實施，完整地建立低速和跨聲速顫振模型設計、制造與風洞試驗技術，為氣動彈性優化設計與分析提供驗證手段。

低速試驗方面，在完成部件低速顫振試驗的基礎上開展的全機低速顫振試驗可模擬飛機各部件之間的氣動、模態干擾，驗證全機顫振計算方法與計算結果，更準確直接地掌握飛機的全機顫振特性。新一代戰斗機采用了升力體機身布局，鴨翼、垂尾均采用大面積薄翼型全動翼面的設計，這些特點都對傳統設計方式提出了更高的要求。由于研制周期大幅縮短以及多型號并行設計的現狀，要求模型設計必須改進設計方法，大幅提升設計效率。針對這種需求，在部件低速模型設計過程中，已經嘗試應用飛機優化設計平臺，探索出適用于工程設計的優化流程及方法。全機模型設計中以此為基礎，整合已有設計手段，構建新型的模型制造工藝及流程；同時針對靜不安定飛機的特點，研究滿足靜不安定飛機的全機風洞試驗靜/動不穩定抑制手段，為型號研制的順利進行提供技術保障。圖22為機翼帶外掛物低速顫振模型風洞試驗現場。

跨聲速顫振模型風洞試驗方面，建立了基于復材蒙皮及金屬/復材骨架的低超重/無超重高強度跨聲速顫振模型研制及試驗技術[16,30,32]，運用高精度翼面剛度與質量配置技術，結合全動翼面模型大剛度盒式支持裝置設計、支持系統間隙控制等措施有效提高了顫振模型模擬精度，確保了試驗結果的準確性，同時開展了靜不安定飛機風洞試驗懸浮支持系統穩定性研究，為實施全機跨聲速顫振模型風洞試驗(見2.6節)積累了實踐經驗、奠定了良好的技術基礎。圖23為單獨垂尾跨聲速顫振模型風洞試驗現場。

圖22 機翼帶外掛物低速顫振模型風洞試驗現場

圖23 垂尾跨聲速顫振模型風洞試驗現場

2.5.1 顫振風洞模型設計流程

與部件級模型設計相比，全機級模型設計的規模和復雜程度更大，需要梳理各部件的關系和邊界條件，了解部件間的相互影響，因此采用并行或串行設計方式把全機級的模型設計分解為多個部件級設計，明確各個部件的相互關系及接口，規范設計方法并控制進度節點。方案階段確定了全機模型設計的工作流程，見圖24。

通過流程的梳理和完善，提高了全機模型多部件設計的效率，使得設計過程中各部件的設計數據可以追溯，避免設計錯漏。以全機低速顫振模型設計為例，通過部件、全機振動計算比較，發現鴨翼、垂尾在部件計算時得到的振動特性與全機級計算結果基本相當，可作為獨立并行設計分塊，而機翼、機身則是先并行后串行綜合迭代。模型飛機結構設計完成后再串行設計防護系統和支持懸掛系統。通過流程梳理和分解，模型設計效率和精度都得到大幅提高。

2.5.2 多目標多約束顫振模型優化設計

顫振模型設計是動力學逆特征值、特征向量的反設計問題[31]，需要通過動力相似原理建立能夠有效模擬簡化縮比模型真實物理結構的有限元分析模型。在此基礎上進行模型結構參數的全局/局部優化設計。

NASTRAN軟件的優化模塊采用基于梯度方向的敏度分析方法，運算速度快，不用反復調用運行NASTRAN程序，但是該方法屬于局部尋優方法，對設計初值的選取有很強的依賴性。模型設計初期，不論是理論估算或者經驗取值都很難確定理想的設計初值。近年來，全局優化設計方法逐漸發展，并在中國航空科研院所得到應用，這些方法通過多種處理措施可一次性獲得優化設計結果，可避免優化過程陷入局部尋優，優化結果受設計初值的影響也較小。隨著多學科優化平臺軟件如MODELCENTER、OPTIMUS等廣泛應用，使得全局優化方法的綜合應用變成可能且較為容易。例如采用OPTIMUS優化模塊的高效全局尋優方法，能在一個較大的范圍內進行搜索，最終在搜索出的滿足優化條件的可行解中篩選出最優解。

全機模型優化變量規模大，優化時間長，還需要顧及多種試驗構型的綜合匹配。在優化參數的設置上，通過將工程經驗與數學方法相結合，建立滿足模態頻率、振形以及模型靜強度要求的優化目標函數與多約束函數，先通過全局優化得到滿足動力特性的初值，再通過精細局部優化得到最優解，同時進行模型靜強度的檢查，使得優化出的模型結構參數、靜/動力特性具有物理可實現性。

2.5.3 模型防護/激勵系統設計

防護/激勵系統的作用有2個:一是當模型達到臨界狀態時抑制模型振動幅值，保護模型；二是在亞臨界狀態時激勵模型，觀察振動衰減情況，預測顫振邊界。

新一代戰斗機具有多全動翼面且垂尾斜置，采用傳統拉線方式的防護措施會導致現場防護線過多，布置困難，甚至可能在試驗過程中影響飛機姿態，對流場也有一定干擾。在全機低速顫振模型設計中，采用小型氣動作動機構對翼面進行防護，止動效果明顯，從而可以大幅提高風速變化步長，迅速接近顫振臨界點，節約試驗時間，同時避免了模型防護線對試驗段流場的干擾。此外，在模型進入亞臨界顫振狀態后，通過反復推動作動機構滑桿對模型施加沖擊激勵，誘導模型振動，觀察并測試模型的振動衰減情況以預判顫振臨界點。

2.5.4 模型安裝支持系統設計

部件級試驗模型支持系統要模擬支持剛度。全動翼面一般采用“大軸+彈簧片”形式，分別模擬彎曲支持剛度和旋轉支持剛度。該方式能將彎曲和旋轉支持剛度有效解耦，便于模型設計及支持剛度對全動翼面顫振特性影響的試驗研究。對于多接頭固定翼面結構一般采用多彈簧片連接形式，分別模擬各個接頭的彎曲和法向剪切剛度。全機低速顫振模型風洞試驗一般采用自由/自由懸掛系統支持模型，見圖25。該系統應滿足強度、剛度和氣彈穩定性設計要求。

新一代戰斗機為鴨式布局靜不安定飛機，所以在進行支持系統設計的時候不能忽略模型的幾個穩定性問題。

1) 縱向靜不安定，即當氣流速度增加到某一個值時，模型的迎角會不斷增加，從而導致試驗無法正常進行，嚴重時甚至可能會損壞模型并危及風洞安全。

2) 縱向動不穩定，即當氣流速度增加到某一個值時，模型出現全機俯仰和沉浮耦合振動，并且振幅越來越大，這實際上是全機俯仰和沉浮剛體模態耦合的兩自由度顫振。

3) 懸掛支持系統剛體模態和全機模型低階彈性模態耦合產生的動不穩定性。

全尺寸靜不安定飛機在飛行過程中通過飛控系統驅動操縱面偏轉實現對飛機配平控制并保持飛行的穩定性。然而常規的全機顫振模型一般沒有模擬飛控系統，操縱面在風洞試驗中不能偏轉。所以上述穩定性問題只能通過“支持系統+全機模型”組合體的優化設計得到解決。

圖25 全機低速顫振模型風洞試驗支持系統

首先建立該組合體的分析模型，開展帶有彈性支持的全機模型系統振動特性、顫振特性和穩定性分析。然后通過對前后掛點的彈簧剛度、懸掛位置等參數進行優化設計，得到同時滿足靜穩定、動穩定、顫振及支持頻率等要求的懸掛系統，確保在風洞試驗過程中組合體能夠保持穩定，同時，模型自身的振動和顫振特性不受到懸掛系統的干擾影響。若分析得到的組合體存在上述3類穩定性問題，其穩定性臨界速度應遠高于彈性模型設計要求的顫振速度。

經過前期優化設計，全機模型風洞試驗沒有發生任何因懸掛支持系統參與的穩定性問題，驗證了設計方法的正確性。

2.6 靜不安定飛機跨聲速顫振風洞試驗技術

飛機顫振特性直接關系其飛行安全。在設計馬赫數范圍內，跨聲速流動因激波位置對結構的振動非常敏感，且存在較強的遲滯效應，故使得大多數飛機在該區域內顫振速度明顯下降，顫振邊界在跨聲速區出現“凹坑”現象，因此跨聲速顫振特性分析與研究在現代飛機的研制過程中顯得尤為重要與必要[16,26,28,30,58]。

由于跨聲速流動的非線性特征，目前工程上成熟的基于線化理論發展的非定常氣動力數值分析方法不再適用于跨聲速顫振分析。針對該問題，近年來隨著數值理論與計算技術的發展，對于飛機部件及全機的跨聲速顫振特性數值分析研究在中國發展迅速，但目前尚未得到在型號設計中經過驗證并廣泛認可的成熟分析手段。因此，顫振模型風洞試驗是現階段型號研制中有效獲取跨聲速顫振特性的關鍵手段。其中，全機跨聲速顫振試驗相較單獨部件/組件試驗，可有效模擬飛機各部件之間的結構動力學特性耦合與氣動耦合效應，獲得自由飛行狀態下全機跨聲速顫振邊界及空氣壓縮性修正系數，為飛機低空大表速試飛安全提供重要支持。跨聲速顫振模型作為風洞試驗的基礎，直接決定了試驗結果的有效性及準確性。開展全彈性全機跨聲速顫振試驗，首先需要根據相似原理設計并制造能夠準確模擬飛機全機幾何外形、質量和剛度特性及動力學特性的風洞試驗模型。

國內現有的暫沖式回流跨聲速風洞動壓高，對跨聲速顫振模型的強度、剛度性能提出了更高要求，使得模型設計難度加大。在中國廣泛開展部件跨聲速顫振試驗的技術積累基礎上，各主機所相繼進行了全機狀態跨聲速顫振試驗探索。氣彈專業經過前期型號飛機部件跨聲速顫振試驗及關鍵技術研究，積累了相關經驗，基本掌握了部件跨聲速顫振模型設計、制造與風洞試驗關鍵技術，為新一代戰斗機全機跨聲速顫振風洞試驗驗證工作開展打下了基礎。

新一代戰斗機全機結構模態密集且耦合嚴重、顫振機理復雜，全動翼面顫振特性成為氣彈設計的重點。為此，需要開展全機全彈性跨聲速顫振試驗研究，獲取其跨聲速顫振特性。為保證試驗結果準確性，決定采用全機全彈性模型結構形式，對各個部件及其連接形式均按彈性結構進行動力相似模擬[23,31]。

全機跨聲速模型風洞試驗選擇在中國某跨聲速風洞開展。按照相似性準則縮比后模型幾何尺寸小，結構設計空間更小，重量、剛度和強度約束更嚴苛；升力體機身寬度大但高度小，使得各部件的安裝支持空間受限且結構復雜。新一代戰斗機靜不安定布局形式帶來流場中全機模型穩定性控制等新問題，在全機模型懸掛支持系統方面需對現有的常規布局飛機模型懸浮支持系統進行主動控制優化設計，動態調整模型姿態、確保試驗狀態模型的靜穩定性，保障模型安全及試驗順利進行。因此，依靠過去積累的結構相似原則相關設計技術已不能有效支持全機跨聲速顫振模型風洞試驗驗證工作，需開展模型結構和懸掛系統等方面的設計優化技術研究工作。

基于上述要求，需建立靜不安定飛機全彈性全機跨聲速顫振模型研制與試驗技術，具體包括模型材料、結構形式、設計與優化、低成本高可靠性復合材料構件制造、全機模型懸掛支持控制系統優化設計、GVT與結構參數確認、風洞試驗等專項技術，有效地實現全彈性全機動力相似模擬，獲取高精度地面試驗和風洞試驗結果。

2.6.1 全彈性動力相似模型設計

全機跨聲速顫振模型完整地模擬了機身、機翼、鴨翼、垂尾及腹鰭各部件之間的結構模態耦合與氣動干擾，采用 “金屬梁架+復材蒙皮+硬泡填充”的結構形式。根據全機顫振模型的相似模擬特點，依據各部件模態特性、傳力特點等。模型設計時對其結構形式進行了簡化，從而減少后續模型設計過程中優化變量的數量、提高優化設計的精度與效率。與此同時，采用并行和串行分層設計理念，在完成全機各單獨部件模型設計與優化后，結合全局優化技術(遺傳算法)與局部優化技術(梯度優化算法)進行各部件綜合優化設計[23,31]。

優化以重量最小為目標、動力特性和靜強度組合要求為約束，從而有效提高模型的優化設計效率，更易于找到滿足要求的結構參數解。優化完成后模型主要模態頻率設計值與要求值對比誤差見圖26。

由圖26可看出模型有效模擬了全尺寸飛機的模態特性，其中顫振關鍵模態的模擬精度較高。由于全機顫振模型的長度比例尺小，導致了全機模型的質量比例尺很小，模型的要求質量及質量慣量小[29]。由此帶來2方面問題:首先，質量比例尺要求會造成全動翼面模型目標質量數據非常小；其次，剛度設計要求容易引起翼身支持連接位置的局部超重。嚴苛的質量模擬要求對全彈性全機相似模型設計與制造帶來了極大的考驗。為此，在采用輕質高性能結構設計技術的同時，通過全動翼面連接機構與防護機構一體化設計技術、全動垂尾軸承座冷縮裝配技術、基于全數模的質量特性配置技術等有效實現了模型支持與防護功能，且控制了全機模型質量，保證了全機模型完全滿足質量特性相似要求。

圖26 主要模態頻率模擬誤差

鴨翼和垂尾2個全動翼面的顫振特性成為全機顫振模型設計的難點。究其主要原因，受根部大軸連接影響，顫振特性隨根部支持剛度的變化影響較為敏感。依據分析，鴨翼顫振特性主要受根部彎曲支持剛度影響，而垂尾顫振特性則主要受根部旋轉支持剛度影響。

全動翼面根部依靠轉軸與軸承裝配支持于飛機機身上，通過操縱系統對翼面實施驅動。由于該系統引入了多環節裝配件配合，不可避免地存在系統間隙，從而對根部支持剛度尤其是旋轉支持剛度產生影響。由中心型間隙及偏置型間隙(見2.4節)的影響特性可知，間隙的存在顯著減小了系統的等效支持剛度，進而顯著影響了鴨翼、垂尾的顫振特性。因此，在全機模型的設計過程中，需通過模型根部支持結構設計進行全動翼面根部支持與操縱系統間隙控制，主要措施包括轉軸與軸承的配合公差設計、轉軸底部鎖緊套件設計、搖臂細節設計與軸承座冷縮裝配技術等。

表1為鴨翼根部支持結構間隙控制后關鍵構件結構參數對比，可見間隙控制取得良好效果。

表1 關鍵構件結構參數對比

2.6.2 靜不安定全機模型懸掛支持系統設計

顫振模型在風洞試驗過程中須安裝在彈性懸浮支持系統上，以模擬飛機自由/自由飛行狀態，獲得在該狀態下全機及各關鍵部件的跨聲速顫振特性。

新一代戰斗機為升力體邊條翼鴨式布局飛機，具有靜不安定特性且機體面積大，在飛行過程中飛控系統通過驅動操縱面保持飛機的穩定性[23,29]。然而，在風洞試驗過程中動壓變化與氣流擾動等因素將引起機體迎角與載荷變化、馬赫數變化引起流場激波移動而導致結構受載變化，模型彈性懸掛支持系統需能減小這種變化量，否則若載荷變化量較大，則極易引起全機模型的靜不穩定性。此外，全機顫振模型安裝于滿足彈性支持頻率要求的懸浮支持系統上，還需考慮其支持系統剛體模態與機體彈性模態解耦問題，防止發生“剛體/彈性”模態耦合產生的動不穩定現象，避免剛體模態對機體彈性模態的干擾影響；而為了保證模型試驗過程中承載安全性，彈性懸掛支持系統必須滿足試驗狀態下的強度安全性要求。綜上所述，全彈性全機靜不安定跨聲速顫振模型彈性懸掛支持系統須滿足承載、迎角控制、支持剛度、強度等一系列要求。為此，對中國某跨聲速風洞全機顫振模型懸浮支撐系統(Floating Support System，FSS，見圖27)進行了優化與改進設計，分2個階段采取措施提升系統穩定性。第1階段即試驗前結合全機剛模風洞試驗結果和CFD計算結果提供較為準確的模型氣動系數及動導數，作為該跨聲速風洞FSS初始控制參數；利用考慮懸掛系統掛點影響的數值仿真分析消除控制系統與全機結構模態的耦合；第2階段即試驗過程中，在優化FSS張力與控制參數的同時對全機模型自身參數、預緊力等進行了調整優化。試驗情況顯示FSS工作正常，其強度和剛度滿足設計要求。試驗過程中模型穩定，姿態變化幅值控制效果良好，保證了全機模型試驗順利進行。

如圖27所示，縱向和橫向伺服作動機構用于調節模型姿態，分別自動控制模型俯仰方向和滾轉方向的穩定性。

圖27 跨聲速風洞全機顫振模型FSS

2.6.3 改進完善的制造工藝

全機模型復合材料構件外形復雜、數量多、厚度小、鋪層薄、變形控制難、脫模難，大量構件尺寸小，為了提高其成型質量，在常規濕法工藝基礎上結合烘箱加溫、真空施壓成型技術，降低生產成本的同時有效提高了復材構件的力學性能穩定性，保證全機模型的可靠性。風洞試驗過程中全機模型各翼面均未發生強度破壞。

復材構件鋪層在木質模具中進行，木質模具按要求數控加工完成后，對其鋪層形面進行了打磨、修整及拋光處理，以提高構件的表面質量。模型制造中構件、裝配件重量控制與保證是提高精度的關鍵點之一，采取的主要措施包括：各工序完成后構件稱重、重量調節與表面修形，膠接過程膠量控制，裝配件重量局部微量調節等。

顫振模型在制造、裝配過程中嚴格按設計要求控制誤差，使模型剛度特性、質量特性等滿足設計要求。全機模型制造完畢進行GVT，檢驗模型設計和制造質量。試驗結果表明，模型的振動特性達到設計要求，尤其是鴨翼和垂尾等主要部件的主要顫振模態有較高的模擬精度，為后續的風洞試驗打下了良好的基礎。

2.6.4 高效安全的風洞試驗

全機模型跨聲速顫振試驗采用等馬赫數增加動壓的方式進行，即在一個試驗點(固定馬赫數)上，穩定風洞流場馬赫數，通過增加總壓的方式增加流場的動壓，直至達到模型的顫振邊界。然而，在實際試驗中，為了保證模型不發生破壞，避免對風洞設備產生損壞，多數情況下流場動壓僅增加至模型亞臨界顫振狀態，再采用亞臨界預測方法進行顫振邊界預測。為滿足全機模型顫振試驗運行、測試、防護需求，主要試驗設備包括風洞運行控制系統、電視攝像監控系統、模型響應采集測量系統、亞臨界顫振邊界預測分析系統及風洞應急關車系統等分系統。

試驗時，通過風洞運行控制系統按試驗要求調整風洞試驗馬赫數和各增壓段的總壓，同時測量風洞試驗段的流場參數(馬赫數Ma、動壓q、密度ρ、總溫T等)，FSS伺服系統對全機模型姿態進行調節以減小模型迎角變化量等參數；通過安裝在模型部件上的應變電橋、加速度傳感器測量出模型振動響應的時間歷程，然后由亞臨界顫振邊界預測分析系統進行功率譜分析和顫振邊界預測，得到顫振頻率和顫振動壓；電視攝像監控系統可以記錄和觀察試驗過程中模型的振動情況，如果模型發生顫振，風洞應急關車系統可以自動和手動關車，并同步啟動模型制動裝置保護模型。典型的風洞試驗流場參數及模型響應見圖28，典型的亞臨界顫振邊界預測曲線見圖29。

顫振模型實際發生顫振的動壓值及當地氣流密度與模型設計時所希望的預設值往往存在偏差，在無法設計多個密度縮比模型開展試驗的情況下，通常采用密度修正方法對試驗結果進行修正。由于模型制造加工帶來的誤差，使得其重量、頻率等設計指標與設計要求可能存在一定程度的偏離，因此需要對模型的頻率、重量和動壓等比例尺進行修正，再通過修正后的比例尺將結果換算為全尺寸飛機顫振動壓與頻率，從而得到飛機的顫振邊界。

圖28 典型風洞試驗流場參數及顫振模型響應

圖29 典型風洞試驗亞臨界響應顫振邊界預測曲線

2.6.5 試驗技術的提高與進步

全機跨聲速顫振風洞試驗的開展，建立了鴨式布局靜不安定飛機全彈性跨聲速顫振模型設計、制造與試驗技術，解決了全彈性全機顫振模型設計約束多、易超重、部件模態耦合嚴重等技術難題，實現了模型對全尺寸飛機質量特性、模態特性的相似模擬，全機重量誤差小于3.5%，主要模態頻率誤差小于2%、節線吻合良好；建立了全動翼面根部安裝支持結構與操縱機構系統間隙控制設計技術，支持剛度實際值與數值模擬值一致性好，顯著提高了全尺寸飛機翼面顫振特性的模擬準確性；中國首次研制了某跨聲速風洞鴨式布局靜不安定全機模型懸掛支持伺服控制系統[27]，保證了模型安全和試驗順利進行。全機跨聲速顫振風洞試驗結果為后續低空大表速飛行顫振試驗提供了技術支持。

2.7 飛行顫振試驗技術

飛行試驗驗證是檢查飛機是否滿足設計要求最終和最直接的手段，而飛行顫振試驗(FFT)更是驗證試飛中技術難度大、風險高且費用高的關鍵項目之一[6,41,48]。其目的是檢驗飛機在使用飛行包線范圍內，在不同燃油和外掛狀態下是否存在顫振和其他氣動彈性不穩定性現象，驗證飛機是否滿足軍用飛機強度規范中關于氣動彈性設計的要求。通過試驗進行飛行包線擴展，最終獲得飛機真實的顫振邊界，為飛機設計定型和后續發展提供依據[8-9,32-34]。

飛行顫振試驗以理論分析、地面試驗和風洞試驗為基礎，利用真實飛機在真實飛行條件下進行顫振驗證，確保飛機在整個飛行包線內不發生顫振、嗡鳴和抖振等各類氣動彈性不穩定現象，為其他科目的開展排除顫振安全隱患，創造必要的飛行試驗條件，屬于一級風險科目[33-34,39]。因此，型號飛行試驗項目明確規定，其他科目的飛行驗證按要求必須嚴格限制在經過顫振試飛擴展后的包線內進行。所以，顫振試飛在型號飛行試驗過程中發揮著開路先鋒的重要作用。

通常顫振試飛在選定的飛行高度和速度下，對飛機結構施加激勵，記錄飛機結構的響應，通過對響應數據的分析處理，得到有關結構振動模態的頻率和阻尼。根據這些參數隨飛行高度、速度(或速壓)和馬赫數的變化情況來判斷飛機的顫振安全性。

目前，常用的飛機結構激勵方式有FES(Flight Excitation System)激勵、小火箭激勵、大氣紊流激勵和旋轉小翼激勵等。新一代戰斗機的飛行顫振試驗最終選取了FES激勵方式。該項試驗通過信號發生器或直接由飛控系統向伺服作動器發出正弦掃頻或其他動態信號，驅動操縱面旋轉，由此產生對飛機結構的激勵。在一定的飛行和激勵條件下，測試飛機結構的振動響應信號，并對這些響應信號進行數據分析處理，得到結構模態頻率和阻尼的變化趨勢。

由于飛行顫振試驗風險極高，所以前期的大量分析和地面試驗工作就尤其重要。根據分析和地面試驗，可以初步確認大致的顫振臨界速度、跨聲速凹坑點等分布區域，進而規避可能存在的風險，合理安排試飛的順序，增強試飛工作中的信心并且提高試驗效率，這也是設計師主動參與飛行顫振試驗的技術優勢。

以往中國各種型號的顫振試飛工作主要由中國飛行試驗研究院承擔，型號飛機研制單位的氣彈設計師一般是被動參與，協助試飛工程師完成飛行試驗任務。在新一代戰斗機科研試飛中，包線擴展由氣彈設計師與試飛工程師共同推進，其突出優點是試驗團隊人員更熟悉飛機結構、更全面掌握整個飛機的全機振動和顫振特性、深刻理解顫振機理，更利于試飛改裝設計、試飛進程設計、試飛數據分析與顫振邊界預測。為保證飛行顫振試驗的順利進行，氣彈設計師在飛行試驗前提早進行試飛技術儲備，著手制訂試飛要求，建立測試及分析手段、工作流程和現場制度等，見圖30。

圖30 飛行顫振試驗流程

1) 詳細設計階段進行了充分的仿真與分析，結合GVT和風洞試驗，研究各個顫振分支隨敏感參數的變化規律，在試飛前就對結果做到了心中有數。

2) 完善試驗工作流程和制度。建立應急預案，各項責任落實到人，所有參試人員對整個試驗過程和自己的崗位職責清晰明了。

3) 試飛數據分析時采用特征擬合算法進行模態參數識別，采用阻尼外推與顫振余量法進行顫振邊界預測，準確及時完成數據處理，全面掌握飛機狀態和安全性。

4) 注重與飛行員的溝通。在試飛前向試飛員詳見介紹試驗目的和技術途徑、前期的理論分析、地面試驗和風洞試驗結果，存在的風險和應急處理措施等；認真解答飛行員提出的各種問題和疑惑，使其對飛機氣彈設計充分信任，對整個飛行顫振試驗有所了解并充滿信心，也促使他們保持足夠的謹慎，對可能遇到的各種現象及處置措施牢記在心。充分尊重飛行員的建議和意見，每一次飛行結束后，虛心聽取飛行員的講評和感受，結合現場監控和測試數據分析研究，對飛機的狀態和安全性做出準確的評價。

由于新一代戰斗機采用了全電傳操縱系統的飛行控制技術，飛機的非定常氣動力、飛行控制系統以及飛機結構動力(彈性力、慣性力)之間的耦合，可能破壞飛機原有的氣動彈性平衡，以至產生不穩定現象。因此，飛行顫振試驗數據處理方法就必須考慮飛控系統這一新的要素。為此，氣彈專業開發了帶電傳操縱系統飛機顫振試飛結構動響應分析軟件和飛行試驗顫振模態分析軟件。這些分析工具在驗證機和后續改型飛機的飛行顫振試驗中發揮了重要作用。

2.8 地面顫振試驗技術

地面顫振試驗(GFT)是一項利用集中力模擬連續分布氣動力在地面進行顫振特性驗證的半虛擬半物理試驗[42]。該技術通過利用試驗件結構的響應實時計算獲得結構所受的非定常氣動力，采用激振器向試驗件施加所模擬的非定常氣動力，直到試驗件達到亞臨界響應出現顫振跡象為止，從而較直觀地獲取試驗件顫振速度和顫振頻率。地面顫振試驗原理見圖31。

該項試驗可以在地面共振試驗(GVT)設備的基礎上進行，針對全尺寸飛機真實結構開展氣動彈性穩定性試驗，能夠避免結構仿真建模、顫振試驗縮比模型設計與制造所引入的誤差。由于試驗在地面進行，以激振系統來模擬氣動力，避免了飛行試驗或風洞高速氣流環境，一定程度上降低了顫振試驗的風險，還能夠補充目前風洞試驗和飛行試驗不能達到或欠缺的試驗狀態和技術條件。此項技術可以結合控制系統和控制律開展飛控系統在環試驗，獲取飛行器氣動伺服彈性穩定性。通過此項技術可節約模型設計、生產和風洞試驗的成本和周期。總之，地面顫振試驗是一項具有廣闊應用前景和發展空間的新技術。不久的將來，相信地面顫振試驗這種簡便、快捷和低成本的飛行器地面氣動彈性綜合驗證手段，可以作為模型風洞試驗和飛行試驗的有效支持或補充。

圖31 地面顫振試驗原理圖

氣彈專業開展了地面顫振試驗理論方法研究、相關試驗設備軟硬件組建等一系列工作，初步建立了地面顫振試驗系統及試驗技術。為了研究該技術對于復雜工程翼面結構的有效性，利用已完成風洞試驗的新一代戰斗機單獨鴨翼跨聲速顫振模型進行了地面顫振試驗。

地面顫振試驗選擇部分風洞試驗狀態進行，取相同的馬赫數和模擬鴨翼翼面根部支持剛度的轉軸與彈簧片。地面試驗中非定常氣動載荷施加位置、位移及加速度傳感器位置通過減縮優化技術獲取。試驗件安裝及相應激勵、采集系統布置見圖32。

在設定的馬赫數和支持剛度條件下開展試驗，將鴨翼顫振模型的地面顫振試驗結果和跨聲速風洞試驗獲得的結果進行對比。結果顯示，大多數狀態的顫振速度誤差基本上都能控制在5%以內，顫振頻率誤差在2%以內。其中，馬赫數為0.7及某種根部支持剛度組合條件下得到的鴨翼模型顫振速度誤差達到0.9%，顫振頻率誤差為0.5%，見表2。

圖32 鴨翼顫振模型地面顫振試驗

表2 鴨翼顫振模型試驗結果對比

從鴨翼顫振模型地面顫振試驗和風洞試驗結果對比來看，該地面顫振試驗系統已達到一定的精度要求，能初步滿足準工程實際結構、半虛擬和半物理試驗需求，但能有效地投入工程應用還需解決相關復雜的技術問題。后續研究方向主要為：① 提高非定常氣動力的數值計算精度；② 研究新型控制器，提高控制器控制帶寬與控制精度；③ 增加傳感器和激振器的通道數；④ 開展全尺寸飛機系統在環的結構/控制系統耦合試驗，直接獲取飛機氣動伺服彈性穩定性特性。

2.9 氣動彈性設計知識工程建設

近幾年來，中國航空工業成都飛機設計研究所氣彈專業在完成多個型號工作和預研課題的同時，大力推進飛行器氣動彈性設計領域知識工程建設，實現氣動彈性專業核心技術傳承與發展，見圖33。在新一代戰斗機研制的過程中，不斷總結取得成功的經驗和失敗教訓，提升和拓展設計驗證手段和方法。對于相關各類知識工程產品，隨著型號工作向縱深發展持續修正、補充和完善，逐步形成具有研究所特色的氣動彈性知識工程體系。

1) 設計思想的傳承。結合型號工作的開展，編寫了飛機氣動彈性設計指南和飛機氣動彈性設計流程。組織具有豐富工程經驗的設計師編寫了氣動彈性設計規范、全動翼面顫振設計方法、氣動彈性分析方法和途徑、顫振風洞試驗模型設計手冊以及飛行顫振試驗條例與制度等方法類技術報告。這些設計技術文件均作為新入職員工的必讀教材。

2) 設計手段的完善。根據工程實際需要，對現有的商用軟件進行二次開發。在自主研制的相關工具中，融匯了在工程實踐中積累的經驗和技巧，增加了程序錯誤診斷和自動糾偏等功能，以便年輕的設計師能夠較快地掌握和使用分析工具，從而提高設計精度和效率。在顫振模型試驗技術方面，對于物理模型的結構形式、材料選取、模型激勵與防護和工藝制造方法等方面不斷推陳出新，避免簡單重復，積累了大量的工程實踐經驗和寶貴的試驗數據，并且建立了滿足不同工程驗證需求的亞、跨、超聲速顫振模型風洞試驗技術。

圖33 氣動彈性設計知識工程

3) 設計過程的管控。在飛機氣彈設計、分析和試驗驗證每一個環節，嚴格執行國軍標、行業質量規范和研究所質量文件。此外，對本構關系復雜、涉及面廣且容易出錯的項目，編制檢查清單，規范工作流程，采用對照檢查、打勾(√)的形式提醒必要的步驟，防錯補漏。比如：振動與顫振分析檢查清單、顫振模型研制與風洞試驗過程檢查清單、顫振試飛檢查清單、地面共振試驗檢查清單和ASE分析檢查清單等。制定可執行的技術文檔標準模板，對專業工作中產生的設計報告、分析報告、試驗任務書及配套數據、試驗報告以及技術協調單等，規范其內容和格式并嚴格執行審簽制度，避免產生各種類型的低級錯誤。

4) 設計成果的體現。積極申報各類專利和技術成果，在各種學術期刊和學術會議上發表文章，對型號工作中的技術攻關和發明創新等進行全面的總結。近年來，將取得的成果和專利積極轉化應用到航空、航天各類飛行器設計中，使之獲得更大的社會和經濟效益。

5) 設計領域的拓展。始終緊密跟蹤國內外氣動彈性設計技術的發展趨勢和方向，瞄準未來戰斗機研制的需求，不斷拓展專業技術，提高設計能力。在氣動彈性設計規范和設計準則、非線性氣動彈性理論分析和考慮寬域多場耦合氣動彈性試驗驗證技術等方面力求取得進步，為下一代戰斗機的研發打下基礎。

3 結論與展望

經過十多年努力，中國航空工業成都飛機設計研究所氣動彈性專業突破了新一代戰斗機的氣動彈性設計瓶頸，建立并全面實踐了氣動彈性多學科優化設計技術，完善和發展了高質量、高精度、高效率的地面、風洞和飛行試驗技術，從而建立了中國新一代戰斗機氣動彈性精益設計與驗證技術。按照結構完整性大綱總要求，系統完成了優化設計、理論分析、地面試驗、風洞試驗和飛行試驗驗證，實現了氣動彈性設計的總目標要求，為型號飛機的成功研制提供了有力的技術保障。

多個型號飛機的實踐經驗表明，解決氣彈問題首先應該重點關注飛機總體氣動和結構布局。一旦總體布局確定，通過結構優化方式提高顫振速度的設計空間受到較大限制，因此，在方案設計階段若充分重視氣彈綜合優化設計會起到事半功倍的效果[7-11]。新一代戰斗機氣動彈性設計技術的成功應用證明了該設計思想的正確性和可行性。

未來戰斗機的發展將更加注重大過載、大機動，結構/功能一體化設計、智能材料和變體技術的廣泛應用[59-67]，這些總體性能特征將導致多場耦合環境下的氣彈問題更加突出、嚴峻和復雜。為了適應未來戰斗機的發展需要，氣彈設計師應以新問題、新挑戰作為導向和牽引，充分利用復雜的流體、結構、控制、飛行力學等多場耦合這一特點，豐富和完善多學科優化設計技術，在保證氣彈飛行安全的同時使得飛行器具備更優越的飛行品質和作戰性能指標。

針對未來型號飛機設計、分析、試驗和試飛過程中暴露的新的復雜氣動彈性問題，氣彈設計師應全面、深入地開展氣動彈性設計頂層技術文件研究，面向不同類別和不同任務需求飛機制定相匹配的氣動彈性設計準則、解決策略和技術途徑，建立適應未來戰斗機研制要求的氣彈設計能力與技術體系。此外，智能材料結構與運動機構動力學建模、CFD流固耦合快速分析技術、氣動彈性優化設計技術、非線性氣彈分析技術、新型地面、風洞和飛行試驗驗證技術等均是飛機氣彈設計師未來重點突破和不斷探索的研究方向。