试述大型飞机设计中的气动弹性关键技术

摘 要 本文以大飞机研制为契机，梳理出大型飞机气动弹性设计关键技术，并进行深入研究。

关键词 大型飞机;设计;气动弹性;关键技术

气动弹性直接关系飞机的飞行安全，一旦发生气动弹性失稳，通常会导致灾难性的后果，因此，需要通过严谨细致的计算分析和大量可靠的相关试验来确保飞机的气动弹性满足要求。

1翼面刚度指标设计技术

刚度是决定翼面在一定载荷作用下变形情况的关键因素，而翼面变形情况又影响翼面的载荷分布，同时直接影响操纵面的操纵效率和反效速度，也直接影响着飞机的总体性能。因此，翼面刚度在飞机设计中具有举足轻重的地位。由于多数飞机设计都有原准机或者与其他飞机有继承关系，不需要重新进行翼面设计，也就不需要进行刚度设计。大型飞机展弦比大，弹性效应显著，包括翼面刚度确定在内的许多技术都缺乏相应的技术积累，因此，需要进行刚度设计，通过合理的计算分析，给出翼面的刚度指标，指导结构专业进行翼面的结构设计。通过对翼面变形要求、颤振速度、发散速度和操纵效率等综合设计指标的翼面刚度设计方法，完善大型飞机结构设计方法体系，缩短了专业间设计迭代的时间，能有效提高方案阶段的设计效率[1]。

2大型复杂结构动力学建模技术

大型飞机，尤其是T尾布局、机身后体有大开口的运输机，部件之间连接复杂，使用常规梁架模型难以模拟飞机的动力学特性;而应力有限元模型自由度太多，不论修正模型还是计算均耗时费力，而且在模态分析时局部模态过多，难以消除。为此，采用刚度相似簡化结合复杂部位（如翼身连接、机身大开口）刚度减缩的全机动力学分析模型。具体做法是对于结构规整的部位，直接计算剖面刚度，而部件间连接部位和发动机挂架等难以计算刚度的部件（也没有刚度试验数据），则采用基于等效原理“减缩刚度”方法[2]。

3跨声速颤振特性计算方法

现代大型飞机的最大飞行速度通常在马赫数0.8以上，虽然采用超临界翼型可以有效推迟高马赫数时翼面上激波的产生，但文献表明其对气动弹性稳定性并无明显改善，部分飞机的气动弹性稳定性甚至变差。当马赫数高于0.7时，基于线性理论的非定常气动力计算方法已不适用，需要采用能够计及激波位置和强弱的非定常气动力计算方法。

流固耦合方法基本原理是用计算流体力学（CFD）求解器在时域内求解非定常气动力，用结构求解器求解结构运动方程，通过数据交换实现每一时刻气动力往结构上的加载以及结构变形向气动网格的传递。通过结构变形随时间的响应历程，判断飞机是否发生颤振。该方法虽然比偶极子法更精确但是却存在计算效率低下的问题，需要对传统算法改进以提高计算效率，使其更适用于工程分析。

改进的跨声速颤振特性计算方法有3项关键技术：

3.1 欧拉/边界层求解器

在流场求解方面，纳维-斯托克斯（N-S）方程是目前精度最高的控制方程，但是采用该方程进行求解网格需求量大，耗费计算资源多，计算量大，尤其是对于需要反复迭代的非定常流场计算来说实现困难;其次是欧拉（Euler）方程，其优势在于计算量比N-S方程小很多，但是它不能考虑空气黏性，精度略低。采用介于二者之间的Euler方程耦合边界层方程的方法来解算非定常流场，其计算效率与Euler方程接近，同时又考虑了空气黏性的影响，精度也能够得到保证。

3.2 近似物面边界条件技术

CFD方法计算物体动态变形的流场时，通常都是采用动态网格技术来实现的。但是，对于复杂外形，动网格技术的应用较为困难，容易造成网格交叉和负体积。为解决这一难题，采用一种近似边界条件技术通过在物面上施加运动速度来模拟物体的运动，而网格并不需要做任何变动，既简化了计算又增强了方法的适用性。

4气动伺服弹性稳定性设计技术

数字电传飞控系统在有效改善大型飞机操稳品质的同时，大幅增加了机体结构与飞控系统之间发生不良耦合的概率，降低了飞机的气动伺服弹性稳定裕度，威胁飞行安全。大型飞机的模态频率低，低频结构模态与飞控系统存在耦合。通常采用增加结构陷幅滤波器的方法来消除这些不利耦合，基本原则是若反馈量αi单独参与控制律解算所得飞机-飞控组合回路的频响曲线Gic（iω）的峰值大于-6dB，且响应峰值频率较低，则需在该反馈量通道增加滤波器Ni（s）;若存在多个近频响应峰值高于-6dB时，应尽可能控制结构陷幅滤波器数目，并通过调整结构陷幅滤波器宽度，以达到同时衰减多个峰值响应的目的。

但是增加结构陷幅滤波器势必导致飞控系统反馈回路在低频段频响特性发生改变，使飞机操稳特性变差，飞控系统稳定储备下降。必须通过气动伺服弹性设计，确保大型飞机在其所有可能出现的重量构型与飞控系统工作模态组合状态下均不会发生气动伺服弹性失稳，且拥有合理的气动伺服弹性稳定裕度。

采用“基于双目标约束的气动伺服弹性设计方法”有效解决了这一问题。对常规的结构陷幅滤波器设计思路进行改进，设置了开环幅频特性的响应峰值约束和滤波器低频段最大相位滞后约束，确保飞机气动伺服弹性与操稳特性同时满足设计要求。

在型号研制过程中，气动伺服弹性分析工况极多，加之研制过程中飞行控制律设计迭代频繁，导致气动伺服弹性设计计算量极其繁重，可以使用集合多种功能的气动伺服弹性稳定性设计分析平台来提高设计效率。

5结束语

大型飞机气动弹性设计关键技术是大型飞机气动弹性设计中的技术瓶颈和难点。上述技术已成功应用于某大型飞机研制，圆满解决了相关技术难题。飞机地面试验和试飞表明，飞行速度直到右边界，模态阻尼基本稳定且阻尼余量足够;在全包线范围内，气动伺服稳定裕度与计算值吻合良好，充分说明了这些关键技术解决措施是正确可行的，可以推广应用于其他大型飞机的研制。

参考文献

[1] 章俊杰.某民用飞机气动弹性设计技术研究[C].第十届全国振动理论及应用学术会议.第十届全国振动理论及应用学术会议论文集.南京：中国振动工程学会，2011：1112-1118.

[2] 蒲利东，高怡宁，洪兆贵.基于舵面过载约束的飞机地面伺服弹性频响试验方法[J].振动工程学报，2014，27（S2）：145-148.

作者简介

刘香婷（1991-），女，辽宁省葫芦岛市人;学历：本科，研究方向：飞行器设计。