操縱面對大展弦比機翼氣動彈性的影響

張大千，楊 兵，鐘林林，孔祥意(沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院)，沈陽 110136)

操縱面對大展弦比機翼氣動彈性的影響

張大千，楊 兵，鐘林林，孔祥意
(沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院)，沈陽 110136)

以大展弦比機翼為典型構(gòu)型的高空長航時飛機越來越受到重視，機翼操縱面對飛機性能有著重要的影響。針對是否考慮操縱面建立某飛機兩種大展弦比機翼模型，通過有限元分析軟件NASTRAN進行顫振分析，并將計算結(jié)果與機翼縮比模型的風洞試驗結(jié)果進行對比。結(jié)果表明：對于該飛機機翼，如果在顫振分析中加入操縱面，會使機翼模態(tài)頻率降低，但顫振臨界速度增加。

操縱面；大展弦比機翼；顫振；有限元

近年來，隨著對飛機性能要求的提高，高空長航時大展弦比機翼的飛機越來越受到重視，在通訊中繼和環(huán)境監(jiān)測等方面具有廣闊的發(fā)展前景。機翼在空氣動力作用下會發(fā)生彈性變形，這種彈性變形反過來又會使空氣動力隨之改變，從而又導致進一步的彈性變形，這種結(jié)構(gòu)變形與空氣動力交互作用就是氣動彈性現(xiàn)象[1]。氣動彈性對機翼的操縱性和穩(wěn)定性具有顯著影響，嚴重時會破壞機翼結(jié)構(gòu)或造成飛行事故。因此氣動彈性問題是飛機設(shè)計中必須考慮的一個重要問題[2]。

襟副翼作為機翼的可操縱面，對于飛行器的姿態(tài)調(diào)整、增升降速有著關(guān)鍵影響，是機翼氣彈分析中不能忽略的結(jié)構(gòu)[3-4]。飛機操縱面顫振是飛機顫振領(lǐng)域里最復雜、最重要的部分，操縱面顫振也是最為常見的顫振事故，但進行操縱面顫振分析，在模型建立、氣動力計算等方面存在一定難度，國內(nèi)對于操縱面的顫振研究大多使用的是三自由度二元機翼模型[5-7]，二元機翼研究的是平面繞流問題，不能反應(yīng)翼尖引起的一系列復雜問題,與真實機翼模型區(qū)別較大。對于大展弦比機翼的氣彈分析，現(xiàn)有文獻多是分析整體機翼[8-11]，很少建立帶操縱面的三維機翼模型。本文針對某飛機的大展弦比機翼，建立三維帶操縱面的動力學模型進行顫振分析，并與機翼整體建模的顫振計算結(jié)果進行對比，研究了操縱面對大展弦比機翼顫振分析結(jié)果的影響。

1 機翼模型的建立

1.1 建立機翼結(jié)構(gòu)模型

利用PATRAN[12-13]軟件建立兩種機翼模型，分別為帶操縱面機翼模型(圖1)和不帶操縱面機翼模型(圖2)，兩種機翼模型沿展向分布31個翼肋，根部采用加強肋，機翼模型數(shù)據(jù)如表1所示。圖1帶操縱面機翼模型的操縱面與主機翼通過多點約束(MPC)來進行位移及轉(zhuǎn)角的傳遞，操縱面展長為3.25 m，其中襟翼2 m，副翼1.25 m。兩種機翼模型主體采用硬鋁材料LY12，梁等主要承力部件采用加強鋁合金材料LC4和LD7，材料參數(shù)如表2所示。

圖1 帶操縱面機翼模型

圖2 不帶操縱面機翼模型

表1 機翼模型數(shù)據(jù)

表2 機翼材料參數(shù)

機翼是通過接頭固定連接到機身上的，因此將機翼模型邊界條件設(shè)置為3個殼單元在根部固定的形式，如圖3所示。

圖3 機翼模型的約束條件

1.2 建立機翼氣動模型

使用Flightloads模塊進行兩種機翼氣動模型的建立[14]。對于帶操縱面機翼模型，將機翼劃分成5個氣動分區(qū)，其中操縱面副翼、襟翼單獨分區(qū)，機翼固定面部分分別從襟翼的內(nèi)、外分界處劃分開，機翼的氣動模型見圖4所示。對于不帶操縱面機翼模型，只建立一個氣動區(qū)，氣動模型見圖5所示。

2 計算與分析

對建立的兩種機翼模型進行模態(tài)分析并取前4階主模態(tài)，模態(tài)頻率比較見表3。

圖4 帶操縱面機翼氣動模型

圖5 不帶操縱面機翼氣動模型

由表3可知，帶操縱面機翼模型與不帶操縱面機翼模型相比，彎曲和扭轉(zhuǎn)頻率都有小幅下降。

NASTRAN軟件中已集成偶極子網(wǎng)格法計算非定常氣動力，采用表面樣條中的薄板樣條(TPS)[15]進行機翼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和氣動網(wǎng)格間的連接耦合，使用p-k法[16]計算兩種機翼在海平面下Ma=0.2、0.4、0.6、0.8的顫振速度和顫振頻率。調(diào)用求解序列SOL145，得到V-g圖與V-f圖分別如圖6～13如所示。

表3 機翼模態(tài)頻率對比

圖6 帶操縱面機翼Ma=0.2的V-g圖與V-f圖

圖7 帶操縱面機翼Ma=0.4的V-g圖與V-f圖

圖8 帶操縱面機翼Ma=0.6的V-g圖與V-f圖

圖9 帶操縱面機翼Ma=0.8的V-g圖與V-f圖

圖10 不帶操縱面機翼Ma=0.2的V-g圖與V-f圖

圖11 不帶操縱面機翼Ma=0.4的V-g圖與V-f圖

圖12 不帶操縱面機翼Ma=0.6的V-g圖與V-f圖

圖13 不帶操縱面機翼Ma=0.8的V-g圖與V-f圖

找出圖6～13中不同馬赫數(shù)下機翼模型的顫振點，并將得到的兩種機翼模型的顫振速度和顫振頻率列如表4所示。

表4 機翼顫振速度和顫振頻率數(shù)值計算結(jié)果對比

由數(shù)值計算結(jié)果可知，帶操縱面機翼顫振速度速度大于不帶操縱面機翼，但隨著馬赫數(shù)的增加兩種機翼的顫振速度接近，而對于顫振頻率來說，帶操縱面的機翼比不帶操縱面的機翼小。為驗證計算結(jié)果的正確性，對該機翼的縮比模型進行了風洞試驗，測試系統(tǒng)如圖14所示，將風洞試驗結(jié)果根據(jù)相似準則折算到實際機翼并與數(shù)值計算結(jié)果進行對比，結(jié)果如表5所示。

圖14 機翼風洞試驗測試

表5 數(shù)值計算結(jié)果和風洞試驗結(jié)果對比

由表5可知，計算值與實驗值的誤差都在可接受范圍內(nèi)，驗證了本文工作的合理性和有效性。

3 結(jié)論

本文以大展弦比機翼為研究對象，針對是否考慮操縱面建立兩種機翼模型，并對兩種機翼通過有限元分析軟件NASTRAN進行顫振分析，利用風洞試驗對分析結(jié)果進行驗證，通過計算結(jié)果對比表明，考慮操縱面，會使機翼模態(tài)頻率降低，顫振臨界速度增加；相比之下，不考慮操縱面的分析結(jié)果更偏于保守。實際飛機設(shè)計時，應(yīng)根據(jù)任務(wù)需要，對是否考慮操縱面做出合理選擇。

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Effectsofcontrolsurfaceontheaeroelasticoflargeaspectratiowing

ZHANG Da-qian，YANG Bing，ZHONG Lin-lin，KONG Xiang-yi
(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

As a representative structure of high-altitude long-endurance aircraft,the aircraft with a large aspect ratio wing receives more and more attention.Control surface has a significant effect on the performance of the aircraft.To determine whether to add the control surface,two large aspect ratio wing models were established in this paper.Flutter of the two wings were carried out and analyzed by finite element analysis software(NASTRAN).The comparison between the calculated results and test results from the wind tunnel shows that the control surface can cause the decrease of modal frequency and the increase of flutter speed.

control surface；large aspect ratio wing；flutter；finite element

2017-09-12

張大千(1965-)，男，吉林松原人，副教授，博士，主要研究方向：飛機靜動態(tài)及氣動彈性分析，E-mail：zhangdaqian65@163.com。

2095-1248(2017)06-0033-07

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.06.006

吳萍 英文審校：趙歡)