飞翼布局飞行器结构特性分析①

2014-03-15周宏霞吕锁宁

固体火箭技术 2014年3期

周宏霞,刘斌,吕锁宁

(1.西北工业大学365研究所,西安 710065；2.海军驻西安地区军事代表局,西安 710054)

0 引言

飞翼布局飞行器以其隐身潜力、在气动和结构上有可能获得更高的效率等优势成为先进飞行器的研究热点。早期的飞翼布局飞行器的飞行范围主要是在低空低速，所以飞翼布局气动特性的非线性、静不稳定性以及飞行控制问题并不突出。随着现代先进飞行器的飞行包线扩大，这些问题就变得很严重，以至于在相当长的一段时间内影响了飞翼布局的进一步使用。

飞翼布局飞行器没有了纵向配平的尾翼，为了取得正的零升力矩系数，以确保设计升力系数下飞行器的配平，往往采用相对较低的设计升力系数，以及较低的巡航飞行速压(高空低密度、长航时巡航设计速度低)，因而只能采用相对较低的翼载荷，结果是同样起飞重量的飞行器浸润面积加大，摩擦阻力加大。为了获得满意的气动效率，除了充分发挥飞翼布局外形干净与部件干扰小的优势外，大展弦比布局成为重要选择。飞翼布局飞行器低翼载、大展弦比设计给飞行器结构设计带来一些新问题，如离散突风过载较大，远超过飞行器的对称机动过载；大展弦比使飞行器翼面弯曲内力增大；低翼载使飞行器在同样起飞重量与结构重量下，典型结构元件绝对尺寸减小，降低了结构元件稳定性的临界应力水平；同样，飞翼平面形状出现的明显拐折点也会带来沿展向结构刚度变化的某种不连续性，一种典型的翼面结构形式很难在全翼展范围内都是合适的。另外，飞翼布局飞行器总体设计(概念设计、初步设计)综合性明显增强，气动弹性问题更加突出。在静强度范围内，上述特点对飞翼结构的布局与参数产生重大影响，在结构的动力学特性、气动弹性不稳定问题方面，也是结构布局与参数设计必须研究的重要问题[1-6]。

在飞翼结构布局与参数的研究中，国内外结合CFD与FEM耦合计算技术也开展了大量工作，在巡航外形与气动特性弹性修正、载荷重新分布等方面取得了大量成果，但还需在结构综合设计方面开展研究。本文针对某飞翼布局飞行器进行了结构综合设计，涉及结构设计、载荷、结构强度、气动弹性等多方面，充分考虑飞翼布局结构质量分布与惯性卸载问题，对飞翼结构布局与参数进行静力、动力与气动弹性的综合研究。

1 模型及分析方法

1.1 静力学模型

1.1.1 有限元模型

针对飞翼布局飞行器初始结构布局及材料。机身布置有4个肋，8个框，1个前起侧撑梁；框肋均为金属结构，前起侧撑梁为金属结构，蒙皮主要为复合材料层合板结构，后段蒙皮为金属结构。翼面结构中内翼布置有4根梁、6个肋，外翼布置有3根梁，16个肋；翼面前中后梁、蒙皮为复合材料层合板结构，翼肋与内翼主起辅助梁为金属结构。在结构建模中，分别建立了半翼展模型和全翼展模型，如图1所示。

(a)半翼展

(b)全翼展

半翼展模型：蒙皮、腹板采用复合材料板壳元；梁缘条、肋缘条采用当量杆元。有限元模型共有500个节点，1 643个单元。其中，CQUAD4元765个，CROD元878个。

全翼展模型：机身框肋腹板采用金属膜元模拟，机身框肋腹板加筋条采用金属杆元模拟，框肋的缘条也用金属杆元来模拟，前起侧撑梁采用金属梁元模拟，机翼与机身水平接头耳片，前梁、中梁、后梁的接头耳片及主起落架辅助梁的接头也采用金属梁元模拟，机身复合材料蒙皮采用层合板单元模拟(单元主方向角为沿航向)，机身金属蒙皮采用金属膜元模拟；翼面前、中、后梁缘条、腹板分别采用金属杆元、复合材料层合板单元模拟，内翼主起落架辅助梁缘条、腹板分别采用金属杆元、金属膜元模拟，翼面翼身、内外翼接头耳片模拟为梁元，翼面蒙皮、长桁分别采用复合材料层合板单元、金属杆元模拟。全机有限元模型共有2 912个节点，6 502个单元。其中，CQUAD4单元3 276个，CROD单元2 744个，CTRIA3单元198个，CBAR单元174个，CSHEAR单元2个，CBEAM单元16个，CHEXA单元92个。

1.1.2 边界条件

半翼展模型:依据结构的对称性及载荷对称性可得边界条件，即连接处的节点有节点位移δx=0、δy=0、δz=0。

全翼展模型：飞翼布局飞行器全机模型的6个刚体自由度需要约束，在全机模型选择3个节点施加约束。在机身1#框对称面上选取1个节点，施加2(Y)方向约束，在机身4框与左右1#肋连接处各选取1个节点，左边施加1、2、3(X、Y、Z)方向约束，右边施加1、2(X、Y)方向约束；在约束点会存在一定的支反力，支反力大小是评价全机载荷平衡情况的依据，正常情况支反力很小。

1.1.3 载荷

无论是半翼展模型还是全翼展模型，外载荷取最严重载荷情况即正突风工况。突风载荷工况过载、速压情况如表1所示。

表1 突风载荷情况下过载、速压

依据速度、马赫数与升力系数(迎角)等参数利用CFD计算气动载荷分布。

机体惯性载荷取决于飞行器各载荷工况下的过载系数与机体质量分布。这些惯性载荷以集中力或分布力的形式出现。在初步设计阶段计算分布力形式的惯性载荷时，可认为连续质量分布与平面机翼的环量分布Γpm形式相同，且质心位于机翼各剖面40%～45%的当地弦长处。

当气动力载荷与惯性力载荷以载荷列阵的形式给出后，气动载荷与惯性载荷作用点与有限元节点往往也不一致。所以，必须进行相应的转换，其转换必须遵循静力等效原则和传力路线不变的原则。

1.2 动力学模型

1.2.1 结构弹性布局和重量分布模拟

对静力模型进行修改时，主要考虑修改那些静力模型中忽略的，然而对动力学提供重要的整体和局部刚度，以及重要的惯性特性的部分。因此，将静力分析模型修改成动力分析模型的关键步骤是合理分配集中质量，修正单独机翼模型的质量、重心和惯性矩等惯性特征，消除计算中不合理或气动弹性分析不关心的局部模态。

半翼展模型：用CONM2模拟集中质量，在集中质量处，按杠杆原理将集中质量分配到相邻4个节点上；自编程序将自动剔除低阶局部模态。因此，不用再单独人工进行消除局部模态的工作。

全翼展模型：在各机载设备的质心位置建立相应质量的质量元，然后通过RBE3将质量元分配到邻近节点上(如机身框、梁、肋与蒙皮相交的节点等)；在出现局部模态的节点施加多点约束MPC，经过反复修改，消除所有低阶局部模态。

1.2.2 操纵面与主翼面连接关系模拟

半翼展模型：各操纵面和主翼面采用多点约束。

全翼展模型：各操纵面的挂点均以刚性元和对应的主翼面结构结点相连。全机计算状态下操纵刚度值置大数。

1.2.3 气动升力面网格模型

全翼展模型(带操纵面的气动升力面网格模型)：主翼面弦向均分为8个网格；展向分为54个网格；翼尖弦长为零，故采用了三角形网格。左右内操纵面弦向均分为3个网格，展向均分为5个网格。左右中操纵面弦向均分为2个网格，展向均分为5个网格。左右外操纵面弦向均分为2个网格，展向均分为5个网格。气动网格共计492个网格。具体气动分区如图2(b)所示。

(a)半翼展

(b)全翼展

1.3 分析方法

静力分析：采用有限元素法，重点关注最大位移、最大扭角以及关键部位的应力、应变。

动力分析：固有模态分析中，振动特征值计算选用Lanczos实特征值解法[7]。

颤振分析：首先要计算升力面的非定常气动力，升力面的非定常气动力计算采用升力面理论中的亚音速偶极子网格法[8]。颤振特性分析采用p-k[9]法，并自编了前后置处理程序完成计算结果的处理，得到所需的V-g、V-f曲线。在颤振分析时，取结构阻尼系数为0。

2 结果与讨论

2.1 静力结果与分析

2.1.1 结构弯曲与扭转变形

飞翼布局飞行器的翼尖位移与扭转变形体现了飞行器的整体弯扭刚度性能。突风工况下的翼尖最大Y向位移Uy及翼尖顺气流端肋处顺航向扭角φ见表2。

第二，今天我们强调现实题材创作，在习总书记的批示下做这部戏，是特别应该，特别及时。今年是改革开放40周年，改革开放40周年对中国的改变我不用重复了，而且刚才提到安徽小岗村，一个是农业改革，一个是工业改革，我觉得这两个是同一个级别的题材。

2种模型计算结果有一定误差，这主要是由于半翼展模型边界条件取的是固支，支持刚度过大，不能精确模拟实际结构。因此，计算的翼尖最大位移和最大扭角比全翼展模型偏小一点。

飞翼布局飞行器在6.5过载突风设计载荷工况下的翼尖位移达654.80 mm，相当于飞行器半展长7.5 m的8.7%，不足半展长的10%，同时顺航向扭角仅-1.6°。初步认为，飞行器的弯扭刚度是可接受的，最终的确定取决于飞行器气动弹性性能的分析。

表2 翼尖位移和最大扭角

在突风工况下，翼面顺航向扭角φ分布见图3。在内外翼分离面前、后梁上缘条的Y向位移分别为27.4 mm与25.6 mm，顺航向扭转角0.15°。在外翼(顺航向)16#肋处前、后梁上缘条的Y向位移分别为501 mm与515 mmm，顺航向扭转角-1.6°。可看出，翼面的弯曲与扭转变形主要发生在外翼面。同时，翼面的顺航向扭角发生了正、负号变化，内翼扭转是正，外翼扭转是负。

图3 突风工况下顺航向扭角沿展向分布

2.1.2 结构轴力分布

飞翼布局飞行器采用翼身融合、大展弦比梁式翼面的构造形式。大展弦比可提高气动效率，同时总会带来相对较大的弯曲载荷。飞翼布局飞行器采用梁式翼面结构，梁式翼面弯曲载荷的最主要承载结构元件，翼身融合使得机身框也成为展向弯曲载荷的主要承载元件。梁通过上下缘条的拉压轴力承受弯曲载荷。因此，需研究梁的轴力分布与传递。在突风工况下飞翼布局飞行器翼面梁压缩轴力的分布见图4。

在翼身分离面，内翼前梁1-2肋间的轴力为-24 000 N，内翼中梁1-2肋间的轴力为-201 000 N,内翼后梁1-2肋间的轴力为-90 900 N，总轴力-315 900 N(约-32 t)，前、中、后梁轴力比为0.12∶1∶0.45。

在内外翼分离面，内翼前梁5-6肋间的轴力为-117 000 N，内翼中梁5-6肋间的轴力为-302 000 N,内翼后梁5-6肋间的轴力为-12 600 N，总轴力-431 600 N(约-44 t)，前、中、后梁轴力比为0.39∶1∶0.04。

图4 突风工况下梁压缩轴力分布

飞翼布局飞行器翼面梁总轴力沿展向的分布表现为从翼尖到内外翼分离面逐渐增加，在内外翼分离面达到最大(约-44 t)，由内外翼分离面到翼身分离面逐步减小，在翼身分离面减少到约-32 t。总轴力的这种分布形式以及内外翼分离面总轴力大于翼身分离面情况，是由于翼身分离面的弯矩虽然大于内外翼分离面，但翼身分离面具有更大的结构高度，这是飞翼布局飞行器的平面形状与翼身融合设计带来的必然结果。

飞翼布局飞行器在翼身分离面前、中、后梁轴力比为0.12∶1∶0.45，在内外翼分离面前、中、后梁轴力比为0.39∶1∶0.04。可看出，在外翼面，前、中梁是主要的承弯元件，而到内翼面后，主要的承弯元件逐步转变成了中梁与后梁。这种变化反映出轴力传递到内翼后，有较明显的向后梁集中的趋势。

飞翼布局飞行器轴力分布特点对飞翼布局飞行器结构设计中结构材料的分布有一定指导性。

2.2 固有振动结果与分析

结构固有特性计算求解结构的固有振型与频率，是结构动力学的基本问题，无论是结构的共振、载荷的动力放大系数，结构的动态响应等问题，往往都是以结构固有振型与频率的分析计算为基础。

半翼展模型、全翼展模型和试验固有振动模态的对比结果见表3。可看出，理论计算值和试验值在同一量级，且变化规律相同，即均是一阶频率较低，随后几阶模态频率快速增加，到一扭时频率已增加到34.194 Hz左右。从理论计算值与试验值的对比结果来看，理论值与试验值之间存在一定误差，最大误差达9.627 Hz。这是由于理论分析模型不能很好地模拟真实的边界条件，且集中质量分布不是十分精确造成的。

气动弹性分析中，一般选用固有振型作为广义坐标的基低以减低求解自由度。为了精确的分析气动弹性问题中颤振问题，必需根据试验结果全机质量分布。在全翼展模型中调整调整全机质量分布后，其固有振动模态与试验结果的对比见表4。可见，调整后，理论值与试验值的最大误差不超过2.572 Hz，证明修改后的全翼展动力学模型具备下一步进行颤振分析的精度。

表3 自由模态固有频率

表4 全机自由模态固有频率

2.3 颤振结果与分析

根据颤振计算要求，在全翼展模型中共对8种高度/马赫数的组合状态进行分析计算。颤振速度和频率对比计算结果见表5。可看出，一扭和二弯产生弯扭耦合，发生颤振。同时，随着马赫数的增加，颤振速度逐步降低，弯扭耦合效应相当突出，在所计算的8种高度/马赫数的组合状态中均为机翼的一扭与二弯相耦合。

根据颤振计算结果绘制颤振边界，如图5所示。从图5可看出，飞行器的颤振边界位于飞行器的飞行包线外，表明飞翼布局飞行器在飞行包线内不会发生关于结构主要模态的颤振问题。

表5 颤振特性分析结果

图5 飞翼布局飞行器颤振边界

如果根据颤振计算结果绘制颤振边界位于飞行器的飞行包线内，或是与飞行包线相交，表明飞翼布局飞行器在飞行包线内有可能发生关于结构主要模态的颤振问题。这时，结构设计上为了使飞行过程中不发生颤振，最有效的办法就是尽量使结构重心前移，同时提高结构的扭转刚度减少不利的扭转变形，使得结构弯曲和扭转刚度，不仅满足静力要求，而且也满足颤振要求。

实际上，一个好的飞翼布局飞行器结构方案必须具备：高的气动效率(升阻比K或者升阻比与巡航马赫数的乘积K×Mac)，高的结构效率(轻结构，结构重量系数低Cs=Ws/Wt)，高的动力装置效率(耗油率Ce低)与优异的高空性能。如何在满足飞行器结构强度与飞行品质要求的基础上不断提高飞行器的气动、结构效率，设计出满足飞行器性能指标要求的起飞重量最小的飞行器，是飞翼布局飞行器结构布局与参数设计研究工作的核心。

飞翼布局飞行器结构设计研究工作，必须经过从结构设计到静强度、动力学和气动弹性分析的反复迭代、多轮逼近与逐步细化，最终形成了满足设计要求的合理、可行的飞翼布局飞行器结构方案。这部分工作在另外文章中有详细论述[10]。