考虑静气弹特性的机翼结构设计与分析从而优化其性能

孙则徐

(中国商飞上海飞机设计研究院,上海 201210)

考虑静气弹特性的机翼结构设计与分析从而优化其性能

孙则徐

(中国商飞上海飞机设计研究院,上海 201210)

本文的目的是探索一种弹性机翼的气弹优化的算法，使得真实飞机的弹性机翼能够在巡航设计点上能够更加接近刚体机翼的气动性能。

气弹优化 弹性机翼 刚体机翼

静气弹效应对机翼形变以及气动特性的影响一直是一个需要在机翼结构设计中考虑的因素。这种效应一在大展由于弯扭耦合的原因在大展弦比的前后掠机翼上表现得尤为突出。对此的研究开始于上世纪40年代后期，并发展出一系列理论和不同的数值计算方法用于计算不同的静气弹特性。一系列用于估算静气弹特性对于后略已经平直翼上气动载荷的公式和图表被发展出来[1]。MSC．NASTRAN提供了一个强大的气弹数值分析模块，利用该模块一个通过调整控制面的角度来改善其气动性能减小巡航阻力[2]。然而NASTRAN的气动求解器是基于平面升力面假说，所以该求解器得出的气动力可能存在一定误差[3]。本论文的目的是设计一个机翼其展向升力分布为椭圆分布，在分析过程中为了改进NASTRAN的气弹分析模块的不足之处，气动求解器而是采用了一另一套考虑翼型的涡格法(Tornado)的气动软件[4]。然后将该涡格法软件作为气动求解器，将NASTRAN 作为有限元结构求解器，并通过一个自开发的数据接口程序将两者联系起来。最后，一个高展弦比的机翼使用该程优化。结果其沿展向的扭转角分布可以用于机翼的生产过程。

图1

图2

一个最大起飞重量为69687Kg主翼半翼展为19．23后掠角为18．23°的飞行器作为该论文的研究对象。分析点被设在其巡航状态，其巡航马赫数为0．74马赫，高度为9．45Km。机翼的有限元模型如Fig．1a所示，机翼被分成31段，用于分析该机翼的扭转分布和扭转分布的优化。沿展向的扭转分布和升力分布如图1b和图1c(实线所示)．初始沿展向的升力分布为典型的椭圆分布。

当机翼承受载荷后发生弹性变形，沿展向的负气弹扭转角使得局部攻角减小，从而减小机翼产生的升力。为了满足飞行需要，机翼根部攻角从初始的3．34°增加到3．51°。相应的沿展向攻角与升力分布被计算出并如图1b与1c(虚线)．当机翼承受气动载荷后，升力由于气弹的弯扭耦合效应而有所下降。传统气弹分析(TSAA)就是按照上述方法分析的一个迭代分析过程，其最终气弹收敛的结果如图1b与1c(带星的虚线所示)．可以看到最后的升力分布不再是一个标准椭圆分布了，一部分的升力移动到机翼根部，这样对于结构而言可以减小机翼的根部弯矩。

因为上述传统的气弹分析修正法会增加诱导阻力，所以一种被称之为整体气弹优化的方法被应用到此机翼的研究上。在气弹优化过程中，31个机翼截面的局部攻角得到微调，使得该机翼在巡航过程中能够保持椭圆升力分布。和TSAA一样初始沿展向的攻角分布，升力被放入气弹优化程序(ISAO)的迭代程序中。如图2a与2b所示为沿展向的截面攻角和升力分布(椭圆分布)，可以看到当机翼沿展向的截面攻角优化后，其相应的气弹收敛的升力分布为椭圆分布，也就是目标升力分布。

结论：基于上述对于气弹收敛的升力分布的调查研究，可以发现经过气弹优化和没有经过气弹优化的机翼相比，其沿展向的升力分布比没有经过气弹优化过的机翼更加接近理想椭圆分布。换句话说，气弹优化可以使得机翼产生的诱导阻力降到最小。

[1]F.W.Diederich and K.A.Foss, Charts and Approximate Formulas for the Estimation of Aeroelastic Effects on the Loading of Swept and Unswept Wings,” NACA TN2608, February, 1953.

[2]Jiang Xie, Zhichun Yang and Shijun Guo, A Flexible Wing with Conformal Control Surfaces for Optimum Trim of a Tailless Air Vehicle, 51st AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Orlando, Florida, 12-15 April 2010, AIAA 2010-2713, pp1- 17.

[3]MSC.NASTRAN Version 68 (2002) Aeroelastic Analysis Users’s Guide, MSC Software Corporation, 2 MacArthur Place, Santa Ana,CA, 92707.

[4]Tomas Melin, “A Vortex Lattice MATLAB Implementation for Linear Aerodynamic Wing Applications.”, MSC thesis, Royal Institute of Technology(KTH), Department of Aeronautics.