大展弦比机翼的气动弹性问题探讨

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1、大展弦比机翼的气动弹性问探讨黄礼耀陈奎林洪都航空工业集团650所了探讨；分析了结构非线性对大展弦比机翼的气动弹性和飞行载荷的影响；提出了大展弦比机翼气动弹性问的研宄内容，并指出其技术难点。　　大展弦比机翼结构非线性气动弹性飞行载荷1引目近十几年来，高空长航时飞机得到了世界的普遍重视，由于其高空长航时等性能要求，这种飞机具有特别大的展弦比，大展弦比机翼具有展弦比大可达到35的量级，结构重量轻展向lkgm，柔性大静弹性变形可达25展长的特点。　　大展弦比大柔度飞机机翼的结构分析，属于小应变情况下的大位移问，是典型的结构几何非线性情况，即便使用传统的分析方法也能明机翼柔性

2、对飞机气动弹性飞行动力特性等均具有显著的影响，但是这些研究未考虑结构大变形带来的几何非线性影响，因而有必要进行大展弦比机翼的气动弹性研究。　　2国内外发展现状近年来，美国人Patil.M.J发的文章中，提出了高空长航时飞机的非线性气动弹性和非线性飞行动力学问，研究了结构和气动力的几何非线性对大展弦比机翼气动弹性行为的重要性。　　由于大展弦比机翼的大柔性，国外直在研究飞机结构设计中采用重量轻比强度大比刚度高和对疲劳不敏感等优点的复合材料。根据有关资料，国外目前正在生产中的飞行器，就结构重量而言，平均约有13的结构为复合材料，应用复合材料平均可以使飞行器减重3在国内，高

3、空长航时飞机的军事价值和经济意义早被有关部门认识到了，些航空院校和科研院所如北航西工大等正对其中的关键技术问进行探索和分析。　　国内对复合材料结构的技术研究已有30多年的历史，已在多种型号的飞机机体结构中应用如强前机身歼带整体油箱复合材料机翼歼十复合材料垂尾鸭翼歼轰七复合材料平尾。我公司在飞机的设计中，垂尾含方向舵结构的90是碳纤维复合材料，仅占的金属材料主要是用作联接件。在设计中，采用复合材料有限元数学模型，以颤振临界速度为目标函数，进行气动弹性优化设计和分析。改变复合材料叠层方向夹角和局部区域的叠层厚度，来降低翼面抗弯曲刚度和提高翼面抗扭转刚度。经颤振数值分析飞

4、机地面共振试验风洞颤振试验和飞行颤振试验，排除了以全复合材料结构的18垂尾含方向蛇结构的气动弹性不稳定性。到目前为止，洪都公司已能生产全复合材料垂尾含方向舵的8教练机装备空军。其中复合材料用于升力面的关键技术，即气动弹性剪裁也得到了初步的应用。　　3研究的内容考虑到结构大变形带来的几何非线性的影响，为适应大展弦比大柔性飞机气动弹性研宄的需要，有必要进行个方面的研究。　　3.1大展弦比复合材料机翼动力特性研究结构动力特性是飞机的动稳定性飞行操纵等方面性能分析的基础。对于大展弦比机翼，在飞行载荷的作用下，机翼会产生很大的变形，常规的对线性系统进行结构动力特性分析的小变形

5、假设不再适用。非线性结构的动力特性与线性结构相比有显著的差异，对大展弦比机翼必须研究机翼在大变形后平衡状态的动力特性；几何刚度矩阵对结构动力特性的影响；几何非线性结构对飞行动力学的影响；建立结构非线性的复合材料有限元的结构数学模型，进行大展弦比布局复合材料结构全机动力特性研究。　　3.2大展弦比复合材料机翼气动弹性问研究从静动气动弹性现象来分析复合材料机翼的气动弹性问。　　黄礼耀陈奎林大展弦比机翼的气动弹性问探讨由于大展弦比复合材料机翼的飞行载荷和静气动弹性特性主要是由机翼的大变形所决定，所以必须对大展弦比复合材料机翼的静气动弹性发散副翼操纵效率弹性变形对机翼的载荷

6、分布的影响进行研究。　　对大展弦比机翼进行颤振分析，非定常气动力的求解十分重要，建立非线性非定常气动力计算方法，求解大展弦比复合材料机翼的非定常气动力。　　建立具有结构几何非线性的机翼的气动弹性方程，利用频域或时域求解临界颤振速度，分析其振特性。　　复合材料的非线性阻尼对机翼颤振临界速度的影响研究，开展大展弦比复合材料机翼飞行载荷的研究考虑大展弦比机翼的结构非线性特点和静气动弹性的影响，有必要进行飞行载荷的研宄。　　3.3.1气动导数的弹性修正大展弦比机翼的静气动弹性现象非常严重，对其气动特性飞行性能飞行品质及载荷分布都有很大的影响。作为载荷计算的重要的原始数据，为

7、了获取准确的飞行运动参数和机动载荷，气动导数应采取经弹性修正的风洞试验数据。　　3.3.2非线性飞行载荷计算的研究常规飞行载荷计算是基于线化小扰动方程的，在多数情况下，各主要气动参数的变化与扰动量成线性关系，飞行中即使遇到相当强烈的扰动，在有限的时间内，飞机的线速度和角速度往往是个很小的扰动量。　　考虑到大展弦比机翼的结构大变形带来的几何非线性的影响，属于大扰动的情况，故以往从绕质心的动力学方程出发，求解适于非线性理论的六自由度方程，按纵向和横侧向操纵规律，得到包线内的典型计算点的纵横向机动情况下各有关气动参数随时间的变化。　　载荷分布的计算根据飞行载荷筛选出来