先進戰(zhàn)斗機氣動彈性設(shè)計綜述

李秋彥，李剛，魏洋天，冉玉國，吳波，譚光輝，李焱，陳識，雷博淇，徐欽煒

中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，成都 610091

氣動彈性力學(xué)[1-6]研究飛機在非定常氣動載荷作用下產(chǎn)生的穩(wěn)定性、動力響應(yīng)和彈性影響等問題，是一門多學(xué)科交叉的綜合性學(xué)科，具有多場、寬域的特點，是流固耦合問題研究在工程應(yīng)用中的典型范例。所有飛行器的研發(fā)，從超柔性大展弦比機翼無人機到戰(zhàn)斗機、民航客機和運輸機，再到高超聲速導(dǎo)彈和飛行器，都需要開展氣動彈性特性設(shè)計、檢查和評估，確保其飛行安全。

飛機氣動彈性設(shè)計[2-3,5-6]是結(jié)合了總體氣動布局、結(jié)構(gòu)強度、飛行控制系統(tǒng)等多個領(lǐng)域，涉及空氣動力學(xué)、結(jié)構(gòu)動力學(xué)、飛行控制理論、武器系統(tǒng)和試驗技術(shù)等多學(xué)科的一項綜合技術(shù)，是當(dāng)代先進戰(zhàn)斗機研制過程中關(guān)系到飛行安全不可或缺的關(guān)鍵技術(shù)之一。氣動彈性主要研究內(nèi)容涵蓋動氣彈的顫振(包括操縱面嗡鳴、非線性極限環(huán)振動(Limit Cycle Osilation，LCO)等)、氣動伺服彈性(AeroServoElasticity，ASE)穩(wěn)定性、陣風(fēng)響應(yīng)和抖振等，靜氣彈方面有操縱面效率、發(fā)散和載荷彈性修正等。目前型號飛機研制中的主要工作內(nèi)容和手段包括氣動彈性設(shè)計、理論分析、地面試驗、風(fēng)洞試驗、飛行試驗和維護保障等[1-3,6]。飛機氣動彈性設(shè)計及驗證等相關(guān)工作貫穿型號飛機設(shè)計、生產(chǎn)、使用和維護等過程。

美國空軍在戰(zhàn)斗機氣動彈性優(yōu)化設(shè)計[6-11]方面開展了多年的研究工作，已成功應(yīng)用于多個型號飛機的研制。以美軍F-22戰(zhàn)斗機[9-11]為例，在該型號設(shè)計初期其垂尾顫振速度不滿足設(shè)計規(guī)范要求，氣彈設(shè)計師們開展了針對性的多學(xué)科優(yōu)化(Multidisciplinary Design Optimization，MDO)設(shè)計，對氣動布局、結(jié)構(gòu)布置、強度、剛度以及控制系統(tǒng)進行了綜合優(yōu)化。通過改變方向舵蒙皮復(fù)合材料鋪層結(jié)構(gòu)和作動器支持剛度、改變方向舵與安定面懸掛點位置、優(yōu)化安定面翼尖傳力結(jié)構(gòu)參數(shù)等措施，為最終解決垂尾顫振問題奠定了基礎(chǔ)。通過仿真分析、地面試驗和飛行試驗對操縱系統(tǒng)的間隙產(chǎn)生的非線性進行了研究，并制定了設(shè)計要求和準(zhǔn)則，確保飛機全壽命周期氣動彈性安全具有良好的魯棒性，保障飛行安全，并通過了跨聲速風(fēng)洞試驗[12-14]和飛行試驗[11]驗證。

在顫振邊界預(yù)測方面，美國NASA基于線性魯棒顫振分析的飛行顫振試驗方法趨于成熟并逐步應(yīng)用于各類飛行試驗中[9-11]，同時開發(fā)完成了這類飛行顫振試驗在線估計分析工具。非線性氣動彈性系統(tǒng)的魯棒性分析也逐漸成為研究熱點，許多學(xué)者提出了多種分析方法對非線性顫振和極限環(huán)進行預(yù)測，不確定性建模特別是模型確認(rèn)方面的研究也逐步展開，并成為魯棒顫振試飛核心技術(shù)。

中國航空工業(yè)集團公司所屬科研廠所和相關(guān)的航空院校結(jié)合型號和預(yù)研工作的開展，在氣動彈性優(yōu)化設(shè)計和跨聲速顫振特性研究方面開展了卓有成效的研究工作，解決了大量型號研制中出現(xiàn)的技術(shù)問題[15-39]。然而在面向提高氣動彈性品質(zhì)的多層次優(yōu)化設(shè)計技術(shù)上缺乏系統(tǒng)研究與應(yīng)用，設(shè)計過程中對于制造產(chǎn)生的間隙帶來的結(jié)構(gòu)非線性控制和量化評定問題以及基于全包線范圍內(nèi)顫振的高精度仿真分析技術(shù)，飛機氣動彈性地面試驗、風(fēng)洞試驗和飛行試驗驗證技術(shù)等方面與美、俄、歐等發(fā)達國家還有一定的差距[7-14,40]，這也是當(dāng)前迫切需要研究和解決的實際問題之一。

眾多的學(xué)者和飛機設(shè)計師在基于計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)的氣動彈性分析方法上開展了大量探索研究工作[25,41]?；贑FD的氣動彈性分析方法可以分析各種復(fù)雜流動下的氣彈問題，但是計算效率偏低，計算精度高度依賴于設(shè)計人員的經(jīng)驗，缺乏標(biāo)準(zhǔn)化流程。在顫振模型風(fēng)洞試驗(Wind Tunnel Test，WTT)方面，結(jié)合型號工作完成了低超重比或無超重全復(fù)材跨聲速顫振模型的設(shè)計、制造及常規(guī)顫振風(fēng)洞試驗[16,26-31]；但在模型設(shè)計精度、材料選取和制造工藝方面缺乏統(tǒng)一規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)和流程，風(fēng)洞試驗流場控制、亞臨界顫振邊界預(yù)測和模型防護等技術(shù)仍需進一步提高和完善。

飛行顫振試驗(Flight Flutter Test，F(xiàn)FT)廣泛采用小火箭脈沖激勵、操縱面掃頻激勵[32-34,41]以及大氣紊流激勵等方式，數(shù)據(jù)處理以及顫振模態(tài)參數(shù)識別方法和手段多為傳統(tǒng)的試驗?zāi)B(tài)參數(shù)識別方法，顫振邊界預(yù)測一般采用模態(tài)阻尼法。目前，抗噪聲能力強、能識別密集模態(tài)、高精度識別阻尼比的在線(準(zhǔn)實時)顫振模態(tài)識別技術(shù)以及線性魯棒顫振分析預(yù)測顫振邊界方法研究才開始起步，顫振信號非線性、非平穩(wěn)問題、實時數(shù)據(jù)處理、抗干擾高精度顫振模態(tài)參數(shù)識別、非線性魯棒顫振分析方法研究有待開展。

地面顫振試驗(Ground Flutter Test，GFT)又稱“干風(fēng)洞”試驗，是中國最近幾年才興起的一項氣動彈性驗證新技術(shù)[42]。該技術(shù)借助地面共振試驗設(shè)備系統(tǒng)模擬非定常氣動載荷，并將此載荷直接施加到全尺寸結(jié)構(gòu)上，測量和分析結(jié)構(gòu)動響應(yīng)及其變化趨勢，從而獲取飛機顫振邊界。將來該技術(shù)發(fā)展成熟后可作為風(fēng)洞試驗和飛行試驗的補充，因此具有廣闊的應(yīng)用前景。目前中國研究機構(gòu)在時域地面顫振試驗仿真系統(tǒng)建立、非定常氣動力降階減縮、激振點/測量點位置優(yōu)化配置、激振器/待測結(jié)構(gòu)系統(tǒng)辨識與多輸入多輸出激振力精確控制等方面開展了大量工作，已完成典型結(jié)構(gòu)試驗件顫振特性仿真模擬，但工程實際應(yīng)用還有相當(dāng)大的距離。

新一代戰(zhàn)斗機的型號研制立項為中國氣動彈性專業(yè)的技術(shù)發(fā)展與進步提供了良好的機遇。依據(jù)新一代戰(zhàn)斗機研制總要求，中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所氣彈專業(yè)聚焦國內(nèi)外氣動彈性設(shè)計領(lǐng)域技術(shù)發(fā)展，通過優(yōu)化設(shè)計、理論分析和試驗驗證等手段，掌握了飛機結(jié)構(gòu)固有振動特性和氣動彈性穩(wěn)定性特性，確保飛行安全并達到各項戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)，為實現(xiàn)研制總目標(biāo)做出應(yīng)有的貢獻。

本文回顧了新一代戰(zhàn)斗機氣動彈性設(shè)計歷程，詳細(xì)描述了氣彈專業(yè)面臨的新技術(shù)問題以及解決這些問題需要突破的關(guān)鍵技術(shù)、所開展的主要技術(shù)工作以及在此過程中氣彈專業(yè)取得的技術(shù)進步和自身設(shè)計能力提升、氣動彈性設(shè)計知識工程建設(shè)，最后針對未來戰(zhàn)斗機氣動彈性設(shè)計技術(shù)的發(fā)展提出了建議和思考。

1 設(shè)計歷程回顧

1.1 研制初期面臨的問題

根據(jù)國軍標(biāo)GJB 67.7A—2008[1]要求，新一代戰(zhàn)斗機的氣動彈性設(shè)計指標(biāo)如下：

1) 在考慮15%余量的全飛行包線范圍內(nèi)不會發(fā)生顫振、嗡鳴、抖振、氣動伺服彈性不穩(wěn)定性和其他氣動彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，見圖1。

2) 所有結(jié)構(gòu)模態(tài)阻尼系數(shù)≥3%。

3) 各飛行控制回路：增益余量≥6 dB，相位余量≥60°。

新一代戰(zhàn)斗機全新的氣動和結(jié)構(gòu)布局、總體性能指標(biāo)和研制進度，對氣動彈性設(shè)計提出了新的要求、任務(wù)和挑戰(zhàn)。結(jié)合氣彈設(shè)計工作的性質(zhì)和設(shè)計總目標(biāo)，新一代戰(zhàn)斗機因其技術(shù)特點，存在著以下幾個方面亟待解決的問題，見圖2。

1) 飛行包線大，速度高，氣彈設(shè)計涵蓋亞、跨、超聲速范圍。

圖1 氣彈設(shè)計要求

圖2 型號初期氣彈設(shè)計面臨的問題

2) 鴨翼和垂尾均采用直軸全動翼面，大面積垂尾采用機身邊條支持形式，顫振和抖振特性需重點關(guān)注。

3) 結(jié)構(gòu)重量系數(shù)低，重量控制會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剛度弱，難以滿足顫振設(shè)計的要求；由于隱身和電子戰(zhàn)的需要，大量透波、吸波材料和新型復(fù)材結(jié)構(gòu)的全面應(yīng)用，使其結(jié)構(gòu)剛度和質(zhì)量特性更為復(fù)雜。

4) 由于大機動作戰(zhàn)性能要求，飛行控制的操縱面面積大，需要結(jié)構(gòu)提供足夠的支持剛度以防止其操縱效率下降，避免嗡鳴等顫振現(xiàn)象出現(xiàn)。

5) 全機燃油變化范圍大，武器系統(tǒng)載彈量大，導(dǎo)致全機質(zhì)量特性變化大。

6) 雙發(fā)動機和雙垂尾布局，機身結(jié)構(gòu)不能沿用傳統(tǒng)的工程梁方式模擬；內(nèi)埋武器彈艙有全包線范圍開艙需求，因此，需進行艙門顫振安全檢查。

7) 鴨式氣動布局靜不安定飛機，帶全權(quán)限電傳操縱系統(tǒng)并且可能采用帶矢量推力發(fā)動機技術(shù)，需開展氣動伺服彈性穩(wěn)定性分析技術(shù)研究與試驗驗證。

直軸全動翼面是非常棘手的一種結(jié)構(gòu)形式，在行業(yè)內(nèi)被認(rèn)為是顫振設(shè)計工作中的攔路虎，國內(nèi)外許多顫振飛行事故都發(fā)生在這種結(jié)構(gòu)形式上。新一代戰(zhàn)斗機在國際上首次采用鴨翼和垂尾雙直軸全動翼面總體布局，尤其垂尾面積大，并且支持在后機身邊條上。后機身邊條結(jié)構(gòu)能否提供足夠的支持剛度以使垂尾顫振特性滿足設(shè)計要求，是研制初期一直受到質(zhì)疑的問題。垂尾顫振特性不滿足設(shè)計要求這一問題能否有效解決，將會嚴(yán)重影響新一代戰(zhàn)斗機的研制進程，關(guān)系到型號的成敗。

以往型號飛機顫振包線擴展試飛主要是由試飛專業(yè)隊伍完成。然而，新一代戰(zhàn)斗機驗證機飛行包線顫振擴展試飛則由中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所和成都飛機工業(yè)(集團)有限責(zé)任公司試飛中心聯(lián)合完成，試飛項目對于氣彈專業(yè)又是一個新的領(lǐng)域，需要氣彈設(shè)計師利用掌握技術(shù)資源的優(yōu)勢，針對驗證機特點，建立高效的顫振試飛數(shù)據(jù)采集處理手段和顫振邊界預(yù)測技術(shù)以及與飛行保障相配套的工作流程及管理制度。

上述新一代戰(zhàn)斗機研發(fā)任務(wù)提出的問題和要求對氣動彈性設(shè)計無疑是一種前所未有的挑戰(zhàn)。要最終實現(xiàn)設(shè)計目標(biāo)，迫切需要面向產(chǎn)品研發(fā)需求，建立一支技術(shù)過硬的高素質(zhì)氣彈設(shè)計團隊，開展氣動彈性關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，開展精益氣彈設(shè)計與驗證，從而建立一套適用于新一代戰(zhàn)斗機研制需求的氣動彈性設(shè)計完備技術(shù)體系。

1.2 解決策略及途徑

多年來氣動彈性專業(yè)跟蹤借鑒先進戰(zhàn)斗機的研制進程、經(jīng)驗及教訓(xùn)的同時，積極追求自主創(chuàng)新。在成功研制多型三代戰(zhàn)斗機的基礎(chǔ)之上，針對新一代戰(zhàn)斗機的研制需求，實施了多項國防預(yù)研和專項課題研究工作，進行了十多年的技術(shù)儲備。

為實現(xiàn)研制總目標(biāo)，解決氣動彈性設(shè)計面臨的問題，還需解決以下關(guān)鍵技術(shù)：

1) 復(fù)雜結(jié)構(gòu)(包括全動垂尾和鴨翼)氣動彈性設(shè)計技術(shù)。

2) 高精度結(jié)構(gòu)動力學(xué)和氣動彈性分析技術(shù)。

3) 基于高效優(yōu)化流程的顫振模型設(shè)計與風(fēng)洞試驗技術(shù)。

4) 飛行包線擴展中的顫振邊界主動預(yù)測技術(shù)。

為了解決上述關(guān)鍵技術(shù)，設(shè)計團隊在已有的研制經(jīng)驗和技術(shù)積累基礎(chǔ)上，借助于日益完善的計算技術(shù)和試驗設(shè)施，拓展專業(yè)領(lǐng)域，使研制水平邁上一個新臺階，系統(tǒng)構(gòu)建適用于新一代戰(zhàn)斗機研制需要的氣彈設(shè)計與驗證技術(shù)，采取圖3所示的技術(shù)方案和技術(shù)途徑。圖中GVT為地面共振試驗(Ground Vibration Test)，CT為飛機結(jié)構(gòu)和飛行控制系統(tǒng)耦合試驗(Coupling Test)，二者分別是目前普遍采用的重要的飛機結(jié)構(gòu)模態(tài)特性和不考慮氣動力影響條件下的飛機ASE穩(wěn)定性地面驗證手段。

圖3 氣彈設(shè)計流程

1) 根據(jù)飛機研制總要求、GJB 67.7A —2008[1]以及研究所質(zhì)量控制文件，制定了一系列飛機氣彈設(shè)計總體技術(shù)文件。在結(jié)構(gòu)完整性大綱主計劃中，規(guī)劃方案設(shè)計、初步設(shè)計、詳細(xì)設(shè)計、試制試飛、定型和使用各個階段中需要開展的具體氣彈設(shè)計工作和進度安排，包括設(shè)計、分析、試驗和使用維護保障等。在結(jié)構(gòu)強度設(shè)計準(zhǔn)則中，定義氣彈設(shè)計的技術(shù)要求、主要研究對象、研究內(nèi)容和判斷標(biāo)準(zhǔn)等。此外，還編寫了氣動彈性設(shè)計指南、氣動彈性設(shè)計流程、氣彈適航設(shè)計要求和驗證方法與計劃等，規(guī)范了氣彈設(shè)計工作方法，建立了執(zhí)行標(biāo)準(zhǔn)、依據(jù)和有效的約束檢驗機制。

2) 對于重點關(guān)注的飛機結(jié)構(gòu)部件和部位，建立對顫振特性敏感的結(jié)構(gòu)剛度關(guān)鍵件監(jiān)測制度，從設(shè)計、制造到使用全壽命周期對其結(jié)構(gòu)參數(shù)、裝配和維護等提出約束要求，進行跟蹤檢查和監(jiān)督執(zhí)行。在詳細(xì)設(shè)計階段，對全機振動和顫振特性影響較大的結(jié)構(gòu)項開展關(guān)鍵設(shè)計評審，確認(rèn)詳細(xì)設(shè)計方案及輸出的數(shù)模、圖樣和技術(shù)文件與相關(guān)研制總要求、研制規(guī)范等設(shè)計輸入的符合性，檢查設(shè)計的適宜性，跟蹤功能性能要求落實情況，審查技術(shù)風(fēng)險及對應(yīng)的處置措施，確保仿真分析模型的正確性和可靠性。

3) 針對技術(shù)水平和設(shè)計能力不能滿足新一代戰(zhàn)斗機研制需求的狀況，積極引進和消化吸收國內(nèi)外先進氣動彈性設(shè)計思想和技術(shù)，有針對性地邀請著名專家、教授授課和現(xiàn)場指導(dǎo)，擇優(yōu)引進計算機應(yīng)用軟硬件手段等。此外，結(jié)合多年來工程實踐積累的經(jīng)驗和教訓(xùn)，自主開發(fā)研制了大量實用性強、效率高的分析軟件工具、核心軟件前后置處理工具等。借助于流程集成軟件，建立氣動彈性優(yōu)化設(shè)計平臺，開展氣動外形、結(jié)構(gòu)、剛度、飛行控制律等多學(xué)科綜合優(yōu)化，建立了靜力、動力和顫振統(tǒng)一的全機有限元模型及其分析、設(shè)計流程。

4) 基于CAD/CAE/CAF一體化設(shè)計流程，開展飛機結(jié)構(gòu)動力特性及氣動彈性優(yōu)化設(shè)計技術(shù)研究。建立高精度動力有限元模型和非定常氣動力模型建模技術(shù)，以此開展飛機結(jié)構(gòu)固有振動特性分析和顫振特性分析研究。結(jié)合氣動彈性剪裁技術(shù)和多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，開展結(jié)構(gòu)和氣動外形參數(shù)的氣彈優(yōu)化設(shè)計，力圖使飛機具有優(yōu)良的顫振特性。

6) 開展地面共振試驗技術(shù)研究，重點關(guān)注飛機自由/自由彈性支持方式、結(jié)構(gòu)振動模態(tài)測量、識別和分離技術(shù)，間隙和摩擦等非線性因素的克服和消除技術(shù)。開展結(jié)構(gòu)固有振動特性分析和試驗的相關(guān)性研究。針對結(jié)構(gòu)受載變形、間隙和摩擦等非線性狀態(tài)，開展非線性氣彈分析和試驗技術(shù)研究。

7) 開展低速、跨聲速和超聲速顫振風(fēng)洞試驗技術(shù)研究。需突破全復(fù)材全彈性模型設(shè)計、制造工藝、地面試驗、風(fēng)洞流場控制、亞臨界顫振邊界預(yù)測、模型控制與防護、鴨式布局靜不安定全機模型的懸掛系統(tǒng)設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)。通過風(fēng)洞試驗，建立亞、跨、超聲速顫振模型風(fēng)洞試驗技術(shù)，驗證本項目多學(xué)科氣動彈性優(yōu)化設(shè)計結(jié)果。

8) 開展氣動彈性飛行試驗技術(shù)研究。充分利用設(shè)計部門熟悉和掌握結(jié)構(gòu)、性能指標(biāo)等飛機平臺數(shù)據(jù)資源的優(yōu)勢，完成飛機結(jié)構(gòu)激勵系統(tǒng)研制、試飛數(shù)據(jù)采集和識別、響應(yīng)數(shù)據(jù)分析處理等技術(shù)研究。建立試飛工作制度，規(guī)范日常跟飛和技術(shù)保障等工作。

1.3 型號應(yīng)用及實踐

回顧新一代戰(zhàn)斗機的發(fā)展歷程，方案設(shè)計階段總體結(jié)構(gòu)形式的演變，充分體現(xiàn)了氣彈綜合優(yōu)化設(shè)計技術(shù)的工程應(yīng)用。型號研制初期，開展了大量富有成效的旨在提高顫振速度和氣動彈性穩(wěn)定性品質(zhì)的精益優(yōu)化設(shè)計、分析工作，解決了全動垂尾和鴨翼的顫振問題、結(jié)構(gòu)/控制系統(tǒng)耦合問題等一系列技術(shù)難題，見圖4。在較短的時間內(nèi)通過數(shù)值仿真、試驗等手段，實現(xiàn)對驗證機氣彈特性的初步驗證，同時也暴露了設(shè)計缺陷和問題。

經(jīng)過對驗證機試驗數(shù)據(jù)的消化和理論分析結(jié)果的對比排查，摸清全機及各個部件顫振機理及其變化規(guī)律，找出影響顫振特性的薄弱環(huán)節(jié)，制定了有效的解決措施，為型號后續(xù)發(fā)展完善設(shè)計提供了依據(jù)和借鑒，既縮短了研制周期，又降低了研制成本和風(fēng)險。新一代戰(zhàn)斗機氣彈專業(yè)主要完成的工作如下：

1) 編制了氣彈設(shè)計結(jié)構(gòu)完整性大綱主計劃、設(shè)計準(zhǔn)則、設(shè)計指南及流程、適航性設(shè)計與驗證要求等頂層文件。

2) 多輪鴨翼、垂尾等部件顫振優(yōu)化設(shè)計，ASE飛行控制律優(yōu)化迭代。

3) 部件(包括主/側(cè)彈艙艙門和腹鰭)及全機振動與顫振分析、ASE分析和副翼嗡鳴分析。

在本次課題中，我們以河北地區(qū)多所高校為例，對在校大學(xué)生及畢業(yè)一年內(nèi)的應(yīng)屆畢業(yè)生做了一個抽樣調(diào)查。調(diào)查結(jié)果顯示：在就業(yè)模式選擇上，40%的大學(xué)生選擇通過對口校招實現(xiàn)就業(yè)選擇，繼續(xù)求學(xué)深造的占總抽樣人數(shù)的27%，主動去應(yīng)聘有意愿的企業(yè)或參加公務(wù)員及事業(yè)單位考試的人數(shù)占18%，自主創(chuàng)業(yè)的大學(xué)生及應(yīng)屆畢業(yè)生僅有15%。在自主創(chuàng)業(yè)部分中，26.7%的大學(xué)生選擇從事或打算從事與共享經(jīng)濟領(lǐng)域相關(guān)的創(chuàng)業(yè)項目，即共享經(jīng)濟領(lǐng)域創(chuàng)業(yè)大學(xué)生占總體抽樣人數(shù)比例為4%，課題中調(diào)查整理得到大學(xué)生就業(yè)模式現(xiàn)狀如圖1所示。

4) 鴨翼、垂尾及全機跨聲速顫振特性分析。

5) 鴨翼、垂尾和機翼1∶1試驗件、翼下外掛物及全機地面共振試驗(見圖5)，結(jié)構(gòu)和飛控系統(tǒng)耦合試驗。

6) 單獨鴨翼、垂尾和機翼帶外掛物部件及全機低速及跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗。

7) 飛行試驗驗證，含顫振、ASE、抖振及嗡鳴等氣動彈性科目檢查。

新一代戰(zhàn)斗機在按計劃開展的型號飛機設(shè)計鑒定飛行試驗中，一次性順利通過低空大表速及相關(guān)科目的飛行試驗驗證。試飛結(jié)果表明，飛機結(jié)構(gòu)在全部試飛過程中無異常振動現(xiàn)象，顫振及ASE穩(wěn)定性均具有較大的安全余量。綜合各階段設(shè)計、分析和試驗結(jié)果，可以得到如下結(jié)論：

圖4 氣動彈性優(yōu)化設(shè)計

圖5 翼下外掛物GVT

1) 顫振、嗡鳴和ASE等氣動彈性指標(biāo)滿足設(shè)計要求。

2) 所有的地面、風(fēng)洞和飛行試驗支持前期優(yōu)化設(shè)計方案和理論分析結(jié)果。

2 技術(shù)進步及能力提升

新一代戰(zhàn)斗機的氣彈設(shè)計解決了大面積直軸全動垂尾和全動鴨翼的顫振及其他氣動彈性不穩(wěn)定性問題，掃清了型號研制中的技術(shù)障礙，在較短的研發(fā)周期內(nèi)實現(xiàn)了設(shè)計總目標(biāo)。型號成功的同時也促進了氣動彈性專業(yè)的技術(shù)進步和設(shè)計能力提高，構(gòu)建了具有自主特色的新一代戰(zhàn)斗機精益氣動彈性設(shè)計與驗證技術(shù)。

2.1 多學(xué)科優(yōu)化氣彈設(shè)計

飛行器研制是一項復(fù)雜的系統(tǒng)工程，學(xué)科之間往往相互作用、相互融合，涉及總體/氣動/結(jié)構(gòu)/強度/控制/武器等多學(xué)科不同要求的綜合集成、協(xié)調(diào)與優(yōu)化[7-10,15,43-44]。為了提高飛行器綜合品質(zhì)，迫切需要建立多學(xué)科綜合分析與優(yōu)化設(shè)計平臺，組織和管理飛行器研制過程，開展多目標(biāo)約束下的多自由度飛行器氣動外形與結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化工作，實現(xiàn)各分系統(tǒng)平衡下的最優(yōu)化設(shè)計[6]。

新一代戰(zhàn)斗機新的氣動布局、結(jié)構(gòu)形式以及新材料得到了廣泛應(yīng)用，型號研制的戰(zhàn)技指標(biāo)全面提升，輕質(zhì)、高速和高機動性對飛機氣彈特性的要求隨之大大提高，氣彈設(shè)計工作的難度也進一步增大；全動翼面的顫振問題在新一代戰(zhàn)斗機的研制過程中更加突出，型號研制周期的大幅縮短對氣彈設(shè)計過程的快速性、準(zhǔn)確性提出了更嚴(yán)格的要求。由此，傳統(tǒng)的型號設(shè)計方法與流程已不能滿足新一代戰(zhàn)斗機迫切的研制需求，飛行器的氣彈設(shè)計已不是氣彈專業(yè)可獨立開展的工作，迫切需要建立以氣彈專業(yè)為主、多專業(yè)相互協(xié)作、快速迭代、綜合優(yōu)化的新型氣彈設(shè)計技術(shù)和流程。

在氣彈設(shè)計過程中，為了適應(yīng)多目標(biāo)、多約束、多變量、短周期等設(shè)計要求，考慮了設(shè)計優(yōu)化過程中多學(xué)科相互耦合以及數(shù)據(jù)交換需求，分布式環(huán)境下協(xié)同設(shè)計的需求，不同學(xué)科之間的無縫連接和并行分析需求，形成具有通用性和擴展性的優(yōu)化框架。以多學(xué)科集成軟件和分布式網(wǎng)絡(luò)環(huán)境為基礎(chǔ)，實現(xiàn)了總體、結(jié)構(gòu)、靜強度、氣彈和飛控等多專業(yè)的綜合集成以及信息互換。利用基于網(wǎng)絡(luò)通訊的服務(wù)器遠程模塊調(diào)用功能，形成了多專業(yè)人機交互式協(xié)同的氣動彈性優(yōu)化設(shè)計平臺，見圖6。

通過狀態(tài)參數(shù)的邏輯控制，實現(xiàn)氣動彈性分析模型實時更新，確保輸入的分析模型狀態(tài)可控和準(zhǔn)確。同時融入型號研制的知識體系，積極發(fā)揮工程人員的主觀能動性，使工程人員可以對整個設(shè)計優(yōu)化過程進行監(jiān)視、控制和指導(dǎo)。利用該優(yōu)化設(shè)計平臺，在方案階段及詳細(xì)設(shè)計階段可進行快速、高效的氣動彈性優(yōu)化設(shè)計，實現(xiàn)了對不同階段中各設(shè)計狀態(tài)輸入輸出的有效控制、分析模型數(shù)據(jù)庫在各專業(yè)設(shè)計終端的及時更新以及各專業(yè)間的聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計。

氣彈專業(yè)依據(jù)合理的設(shè)計思路并借助于優(yōu)化設(shè)計平臺以及與之相適應(yīng)的設(shè)計手段，完成了多個型號的氣彈優(yōu)化設(shè)計工作。在新一代戰(zhàn)斗機垂尾、鴨翼顫振攻關(guān)等氣彈問題解決中發(fā)揮了重要、獨特的作用。該協(xié)同優(yōu)化設(shè)計平臺聯(lián)合機體結(jié)構(gòu)、強度專業(yè)與氣彈專業(yè)，融入了靜強度/氣彈綜合建模、分析、優(yōu)化快速設(shè)計流程。氣動彈性優(yōu)化設(shè)計平臺以提高顫振速度為目標(biāo)，開展對翼面結(jié)構(gòu)、根部支持結(jié)構(gòu)和操縱系統(tǒng)伺服作動器剛度等的快速優(yōu)化。實現(xiàn)了翼面結(jié)構(gòu)與機身支持結(jié)構(gòu)參數(shù)在顫振分析數(shù)據(jù)庫中的實時更新，設(shè)計平臺又將更新后顫振分析和參數(shù)優(yōu)化結(jié)果實時反饋給機體結(jié)構(gòu)、靜強度專業(yè)。經(jīng)過多輪反復(fù)迭代，在滿足總體、結(jié)構(gòu)、強度及重量等約束條件下，包括全動翼面在內(nèi)的各部件及全機顫振速度得到了顯著提高，最終滿足規(guī)范設(shè)計要求。

圖6 氣動彈性優(yōu)化設(shè)計平臺

2.1.1 垂尾優(yōu)化設(shè)計

新一代戰(zhàn)斗機方案設(shè)計階段全動垂尾顫振速度不能滿足設(shè)計要求，成為關(guān)系型號研制成敗的關(guān)鍵技術(shù)難題。為解決垂尾的顫振問題，從方案初期開展了多角度敏感性研究，各專業(yè)根據(jù)變化規(guī)律指引進行了細(xì)節(jié)設(shè)計，達到結(jié)構(gòu)能實現(xiàn)、材料可使用、強度要滿足、成品能安裝、操縱能有效等制約下顫振特性滿足設(shè)計要求的目的，是一個在多約束情況下尋求最優(yōu)解的過程。因整個系統(tǒng)的復(fù)雜性，許多因素并不能用一個簡單的變量代替，必須通過多專業(yè)參加的氣彈多學(xué)科優(yōu)化平臺，高度融入氣彈理論和專業(yè)經(jīng)驗，跨專業(yè)協(xié)作下多輪迭代才能實現(xiàn)。

全動垂尾顫振特性的主要影響因素包括外形、翼面剛度、翼面慣性和根部支持剛度等，見圖7。 因此，結(jié)構(gòu)動力有限元需詳細(xì)模擬外形、翼面結(jié)構(gòu)布置、蒙皮鋪層、根部轉(zhuǎn)軸梁、轉(zhuǎn)軸、搖臂、作動器以及后機身邊條結(jié)構(gòu)等。從方案階段開始，在顫振特性敏感性研究基礎(chǔ)上，分別對氣動外形、根部支持剛度、翼面結(jié)構(gòu)、成品安裝和關(guān)鍵連接等進行優(yōu)化。

圖7 垂尾顫振主要影響因素

全動垂尾的顫振設(shè)計包括以下幾個方面。

1) 氣動外形設(shè)計

方案論證和評估階段開展了全動垂尾氣動外形對其顫振特性影響的研究。通過改變平面幾何形狀、翼型厚度和翼稍切角等方面的分析，得到垂尾顫振特性隨氣動外形變化的一般性規(guī)律，以此向總體氣動專業(yè)提供傾向性建議，為后續(xù)垂尾詳細(xì)設(shè)計打下良好基礎(chǔ)。

2) 翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計

翼面結(jié)構(gòu)參數(shù)直接影響翼面剛度和慣性特性，特別是全動翼面慣性特性對其動力和顫振特性影響較為明顯。根據(jù)翼面慣性特性規(guī)律研究，掌握了影響顫振特性的翼面質(zhì)量的堆積方向和趨勢，為翼面結(jié)構(gòu)布置、蒙皮鋪層分區(qū)策略提供優(yōu)化方向。通過結(jié)構(gòu)、強度和氣彈專業(yè)聯(lián)合攻關(guān)，最終確定多墻結(jié)構(gòu)骨架形式，同時開展了復(fù)材蒙皮鋪層的氣動彈性剪裁設(shè)計，最后得到滿足顫振、靜強度、結(jié)構(gòu)制造工藝的翼面設(shè)計方案。

3) 根部支持系統(tǒng)設(shè)計

直軸全動翼面在帶來優(yōu)良的操控性能的同時，也給翼面結(jié)構(gòu)支持剛度設(shè)計帶來困難。研究發(fā)現(xiàn)，根部支持剛度對其顫振特性影響起著決定性作用，不同方向的剛度影響程度也有所不同。通過圖8所示的支持剛度敏感性分析，確定主要影響全動垂尾顫振特性的根部支持剛度和剛度可行性范圍，對根部支持結(jié)構(gòu)及操作系統(tǒng)的各環(huán)節(jié)開展細(xì)節(jié)設(shè)計，解決其中的剛度短板環(huán)節(jié)。優(yōu)化設(shè)計包括轉(zhuǎn)軸支持梁、轉(zhuǎn)軸、搖臂、伺服作動器和后機身邊條結(jié)構(gòu)等。

圖8 垂尾顫振敏感性分析

4) 成品安裝及作動器剛度要求

結(jié)合設(shè)備性能和翼面慣性特性雙重要求，提出了結(jié)構(gòu)/天線艙一體化設(shè)計解決思路，實現(xiàn)既不影響天線性能又能有效提高顫振速度的功能。同時也對垂尾翼面其他成品的安裝提出位置布局建議和要求。在垂尾結(jié)構(gòu)設(shè)計的同時，對飛控系統(tǒng)伺服作動器提出了滿足顫振特性的剛度設(shè)計反要求，協(xié)同飛控專業(yè)與作動器供應(yīng)商聯(lián)合開展作動器優(yōu)化設(shè)計，研制出滿足剛度和安裝要求的伺服作動器。

5) 關(guān)鍵連接件間隙控制

根據(jù)過去多個型號設(shè)計經(jīng)驗，全動翼面支持系統(tǒng)的間隙對其整體剛度的影響不可避免(見2.4節(jié))。因此在初步設(shè)計階段氣彈專業(yè)對根部支持系統(tǒng)各個環(huán)節(jié)進行了分析和排查，針對垂尾轉(zhuǎn)軸上下交點、搖臂與轉(zhuǎn)軸連接、搖臂與作動器連接、作動器與邊條支點的間隙控制提出了明確的要求。隨后的全尺寸飛機地面間隙測量表明，經(jīng)細(xì)節(jié)設(shè)計后的垂尾旋轉(zhuǎn)方向總間隙值滿足國軍標(biāo)[1]要求。

垂尾顫振設(shè)計經(jīng)歷了方案、初步和詳細(xì)設(shè)計階段多達數(shù)十輪優(yōu)化迭代，最終方案集多種優(yōu)化于一身，在多約束條件下取得平衡，使其顫振特性滿足設(shè)計要求，見圖9。圖中Vf為各個階段垂尾的無量綱顫振速度。垂尾顫振優(yōu)化設(shè)計的有效性最終通過了全機GVT、顫振模型風(fēng)洞試驗和飛行試驗驗證。

圖9 垂尾顫振優(yōu)化過程

2.1.2 鴨翼優(yōu)化設(shè)計

新一代戰(zhàn)斗機鴨翼作為一種典型的直軸全動翼面結(jié)構(gòu)布局，具有翼面面積大、承載大、翼型厚度較低等典型特點，顫振問題非常突出，因此迫切需要從方案設(shè)計階段開始聯(lián)合機體結(jié)構(gòu)設(shè)計和強度設(shè)計專業(yè)進行顫振聯(lián)合攻關(guān)設(shè)計，從鴨翼根部機身支持系統(tǒng)、翼面結(jié)構(gòu)等多方面進行設(shè)計研究。以顫振特性為目標(biāo)的鴨翼優(yōu)化工作主要集中于方案、初步和詳細(xì)設(shè)計階段，后續(xù)更改優(yōu)化工作貫穿飛機研制全過程。

敏感性分析發(fā)現(xiàn)，鴨翼根部彎曲支持剛度及翼面彎曲剛度共同構(gòu)成了鴨翼顫振特性的關(guān)鍵影響環(huán)節(jié)。因此，設(shè)計中鴨翼攻關(guān)主要以提高根部彎曲支持剛度及翼面彎曲剛度為主要方向。鴨翼顫振優(yōu)化設(shè)計歷時數(shù)月，共進行了數(shù)十種方案、若干個狀態(tài)的計算分析與優(yōu)化，翼面由蜂窩結(jié)構(gòu)更改為多檣結(jié)構(gòu)方案，解決了翼面顫振與發(fā)散問題。主要優(yōu)化設(shè)計方案見圖10。

1) 根部機身支持系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計

根據(jù)鴨翼顫振特性敏感參數(shù)分析和結(jié)構(gòu)剛度分析，確定了鴨翼根部支持結(jié)構(gòu)優(yōu)化參數(shù)及方案，包括加大內(nèi)外側(cè)梁間距、改變內(nèi)外側(cè)梁材料、改變大軸直徑、改變大軸材料和鴨翼支持結(jié)構(gòu)由機身半框變滿框等措施。

2) 翼面結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計

翼面結(jié)構(gòu)剛度由結(jié)構(gòu)形式、幾何外形、關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)、蒙皮鋪層等決定。翼面結(jié)構(gòu)優(yōu)化先后在蜂窩結(jié)構(gòu)和多檣式結(jié)構(gòu)2種基本布局上完成，包括改變后掠角、翼尖切角、翼尖結(jié)構(gòu)高度變化、增加肋和蒙皮鋪層優(yōu)化等多輪迭代，最終確定了對鴨翼顫振特性有利的結(jié)構(gòu)形式。

圖10 鴨翼優(yōu)化設(shè)計方案

3) 機身內(nèi)外側(cè)梁與轉(zhuǎn)軸安裝間隙控制

鴨翼轉(zhuǎn)軸通過軸承安裝于機身內(nèi)外側(cè)支持梁，安裝間隙對該系統(tǒng)剛度的影響極為顯著，因此，為避免彎曲方向安裝間隙過大而造成鴨翼根部彎曲支持剛度的過度損失，氣彈專業(yè)聯(lián)合結(jié)構(gòu)、強度專業(yè)對機身內(nèi)外側(cè)安裝梁與軸承配合、軸承與轉(zhuǎn)軸配合等環(huán)節(jié)進行了優(yōu)化設(shè)計，以減小安裝間隙值。

通過對該鴨翼方案開展多輪顫振優(yōu)化設(shè)計迭代，鴨翼顫振速度提高近54%，見圖11。圖中Vd為無量綱鴨翼發(fā)散速度。全機地面共振試驗、顫振風(fēng)洞試驗及飛行試驗結(jié)果驗證了新一代戰(zhàn)斗機鴨翼顫振設(shè)計的有效性。

圖11 鴨翼顫振優(yōu)化過程

驗證機之后，新一代戰(zhàn)斗機進行了較大幅度的改進設(shè)計，鴨翼翼型更改為彎扭翼型，氣動外形也前后經(jīng)歷了2種方案。方案1中鴨翼根弦縮短、尖弦增長。針對該鴨翼方案開展了切角/不切角、翼面航向前移等方案評估，顫振特性基本滿足要求；方案2中翼型厚度局部減薄，翼尖后緣切角。最終，綜合總體、隱身、氣動等多專業(yè)需求，鴨翼采用了方案2的改進措施。在此基礎(chǔ)上通過翼面復(fù)材鋪層氣動彈性剪裁優(yōu)化實現(xiàn)了結(jié)構(gòu)減重和顫振速度提高。隨后開展的設(shè)計中著重對機身支持結(jié)構(gòu)進行了精細(xì)化分析研究，優(yōu)化了轉(zhuǎn)軸支持梁尺寸，對運動機構(gòu)的非線性間隙進行了有效控制。

2.1.3 氣動伺服彈性優(yōu)化設(shè)計

現(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機為了追求更高的機動性和飛行控制品質(zhì)，飛行控制律增益設(shè)計得相對較大，這就很容易產(chǎn)生由飛控系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)振動和非定常氣動力之間相互耦合形成的氣動伺服彈性穩(wěn)定性問題[4,9,19,32,35-36,40,45-46]。美國F-16、F-22等戰(zhàn)斗機和國內(nèi)外許多新研制的電傳操縱飛機在設(shè)計過程中不同程度地遇到過此類不穩(wěn)定現(xiàn)象，最后通過不斷的優(yōu)化設(shè)計使問題得到解決[7]。

新一代戰(zhàn)斗機由于采用了大面積全動鴨翼、垂尾，操縱面質(zhì)量慣量大、附加氣動力大、橫航向耦合效應(yīng)顯著。機身較同類戰(zhàn)機偏長，主要結(jié)構(gòu)模態(tài)密集且頻率偏低。這些因素都導(dǎo)致了其氣動伺服彈性耦合效應(yīng)更為突出，設(shè)計難度更大。

為解決氣動伺服彈性穩(wěn)定性問題，在飛行器早期方案設(shè)計階段，依據(jù)理論基礎(chǔ)及以往型號經(jīng)驗對速率陀螺等飛控傳感器位置給出合理建議。詳細(xì)設(shè)計階段，結(jié)合控制律、動力有限元模態(tài)分析結(jié)果和非定常氣動力計算結(jié)果開展ASE分析，對飛控傳感器位置和飛行控制律參數(shù)進行了多輪綜合優(yōu)化設(shè)計，排除全飛行包線各種可能存在的耦合現(xiàn)象，確保飛行器ASE穩(wěn)定性滿足設(shè)計要求。

研制過程中，ASE分析方法采用了基于傳遞函數(shù)的頻域分析方法和基于狀態(tài)空間的穩(wěn)定性分析2種方法。其中頻域方法的優(yōu)點是氣動力計算精度較高，無需進行有理函數(shù)擬合?；跔顟B(tài)空間的分析方法氣動力需經(jīng)有理函數(shù)擬合，但優(yōu)勢在于可方便地將飛機動力學(xué)特性及非定常氣動力特性以狀態(tài)空間形式與控制律模型進行合成，組建氣動伺服彈性仿真系統(tǒng)，快速進行穩(wěn)定性分析及控制律優(yōu)化設(shè)計。

在飛機結(jié)構(gòu)和控制律基本確定后，結(jié)構(gòu)限幅濾波器和控制律增益的優(yōu)化設(shè)計是排除不利耦合的一項有效手段。針對該問題，開發(fā)了基于MATLAB平臺的優(yōu)化設(shè)計手段，見圖12，以限幅濾波器數(shù)量最少且對飛行控制系統(tǒng)相位滯后影響最小為目標(biāo)，以滿足ASE穩(wěn)定性設(shè)計要求為約束條件進行優(yōu)化設(shè)計。

圖12 氣動伺服彈性系統(tǒng)模型

借助于氣動彈性優(yōu)化設(shè)計平臺，通過氣動彈性專業(yè)和控制律專業(yè)多年努力工作，使新一代戰(zhàn)斗機既有效地解決結(jié)構(gòu)、氣動力和飛控系統(tǒng)的耦合問題，又具有優(yōu)良的飛行品質(zhì)，ASE穩(wěn)定性已通過了地面結(jié)構(gòu)/控制系統(tǒng)耦合試驗和飛行試驗驗證。

目前，氣彈專業(yè)仍在進一步提升分析方法及效率，持續(xù)配合飛控專業(yè)開展性能提升研究，并利用建立的氣動伺服彈性系統(tǒng)開展帶推力矢量發(fā)動機飛機的氣動伺服彈性穩(wěn)定性分析研究。同時，持續(xù)開展飛機顫振主動抑制、陣風(fēng)減緩、結(jié)構(gòu)減重和性能優(yōu)化等技術(shù)研究，為未來型號研制做技術(shù)儲備。

2.2 復(fù)雜氣動模型高效建模與校驗技術(shù)

分析計算的精度和可靠性依賴于方法原理和模型的準(zhǔn)確性[2-3,6-7,10-11,14,46-50]。氣動彈性分析在工程上通常是以面元法計算非定常氣動力，在頻域內(nèi)求解氣動彈性動力學(xué)方程。因此快速、準(zhǔn)確地建立各種復(fù)雜外形的高保真非定常氣動力模型尤顯重要?，F(xiàn)階段，工程上常用的頻域氣動彈性分析主要工具軟件包括國際氣彈設(shè)計領(lǐng)域通用的ZAERO、NASTRAN等，各個軟件使用的非定常氣動力模型在原理上基本一致，但輸入文件的架構(gòu)與格式差異較大，由此導(dǎo)致按某軟件格式生成的氣動模型不能在其他多個軟件平臺通用，當(dāng)需要使用其他軟件進行分析時，必須進行重新建模，其中產(chǎn)生許多重復(fù)工作，耗時、耗力，有較大的人力資源浪費。

目前僅美國MSC.Software公司在PATRAN中提供了與NASTRAN配套的圖形化氣動力建模模塊FLIGHT.LOAD，但存在建模參數(shù)多、模型編輯不簡便、建模功能單一、氣動體元支持弱等問題，特別是在最繁瑣的氣動網(wǎng)格線沿流向?qū)R方面無任何有效輔助手段，需要人工輸入每條弦向網(wǎng)格線的定位數(shù)據(jù)。而ZAERO的輸入則都采用數(shù)據(jù)卡片方式，由人工按特定格式進行文本編輯逐行輸入，因此整個氣動力建模工作效率低，修改編輯麻煩且容易隱藏錯誤；建模過程中產(chǎn)生的錯誤難以檢測，建模調(diào)試周期往往較長。

在新一代戰(zhàn)斗機研制過程中，針對氣動彈性工程設(shè)計中多平臺非定常氣動力建模復(fù)雜度高、效率低、出錯率高等問題，將氣動彈性理論與工程設(shè)計經(jīng)驗深度融合，形成了高效、準(zhǔn)確、統(tǒng)一的非定常氣動力模型生成與校驗技術(shù)。主要內(nèi)容如下：

1) 提出了建模設(shè)計流程規(guī)范，建立了非定常氣動模型高效便捷建模技術(shù)，實現(xiàn)了亞、跨、超和高超聲速飛行器氣彈分析模型的快速生成，提高了氣動彈性設(shè)計效率。

2) 提出了氣動彈性非定常氣動模型多要素校驗技術(shù)，實現(xiàn)了飛行器多外掛構(gòu)型等復(fù)雜全機氣動模型的高效自動校驗及修正，大幅提高了建模的可靠性。

3) 開發(fā)了氣彈分析專用的交互式圖形界面便捷處理系統(tǒng)和氣動模型多分析平臺的統(tǒng)一轉(zhuǎn)換技術(shù)，實現(xiàn)了高效建模和不同數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)的快速生成。

圖13為采用該技術(shù)建立的新一代戰(zhàn)斗機全機帶外掛物的非定常氣動力分析測試模型。通過多個型號飛機的工程應(yīng)用，實踐證明該技術(shù)大幅縮短了非定常氣動力建模時間，并為審校人員帶來極大便利，保證了模型的準(zhǔn)確性，有效促進了型號研制工作。

圖13 全機非定常氣動力測試模型

2.3 流固耦合跨聲速顫振分析技術(shù)

受空氣壓縮性等非線性因素的影響，飛機的顫振邊界在跨聲速區(qū)域會出現(xiàn)“凹坑”現(xiàn)象，所以，跨聲速顫振檢查一直是飛機氣彈設(shè)計一項重要環(huán)節(jié)[5-6,51]。新一代戰(zhàn)斗機研制過程中，為支持跨聲速高機動飛行、獲取跨聲速區(qū)域顫振邊界，氣彈專業(yè)采用商業(yè)軟件和自主開發(fā)軟件相結(jié)合的方式，以CFD氣動分析為基礎(chǔ)[52]，建立了適用于復(fù)雜外形和結(jié)構(gòu)的、工程化的流固耦合跨聲速氣彈分析技術(shù)。

跨聲速顫振設(shè)計的主要分析手段為時域方法和頻域方法。采用高精度快速網(wǎng)格構(gòu)造技術(shù)，網(wǎng)格生成遵循從面網(wǎng)格到體網(wǎng)格的生成順序，流動變化劇烈或外形變化較大區(qū)域，考慮網(wǎng)格局部自動加密，適用于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格。

利用CFD流固耦合分析技術(shù)，完成了單獨鴨翼、單獨垂尾和全機顫振模型的跨聲速顫振特性分析，為型號詳細(xì)設(shè)計、首飛、風(fēng)洞試驗和飛行試驗提供了支撐。

2.3.1 時域法

時域法計算過程就是求解結(jié)構(gòu)運動方程的過程。非定常流場求解器求解氣動力，并轉(zhuǎn)化為廣義氣動力，傳遞給結(jié)構(gòu)求解器；在結(jié)構(gòu)求解器內(nèi)求解結(jié)構(gòu)運動方程得到廣義位移，再把廣義位移通過物面邊界轉(zhuǎn)換回傳給流場求解器，并轉(zhuǎn)化為物面的位移，彈性的物面變形到位后，在新的外形下重新計算廣義氣動力。結(jié)構(gòu)求解器中，采用預(yù)估校正的四階雜交線性多步法，實現(xiàn)了非定常流場和結(jié)構(gòu)運動方程的獨立交錯求解，計算過程見圖14。

時域顫振分析法適用范圍廣，可用于跨聲速顫振計算和氣動非線性氣彈分析，涉及流場與結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)傳遞、動網(wǎng)格以及并行計算等多個方面，該方法要求設(shè)計人員具有深厚的流體力學(xué)知識儲備和良好的編程能力，上手難度高，計算效率較低。

圖14 時域法計算過程

2.3.2 頻域法

采用基于靜止笛卡爾網(wǎng)格的非定常氣動力求解，使用格心格式中心差分有限體積法求解時間精確歐拉方程，使用偽時間步和物理時間步的雙時間步推進，使用標(biāo)量人工黏性(JST)耗散格式，改善求解穩(wěn)定性[51-54]，時域內(nèi)求解得到精確氣動力后，通過傅里葉變換將時域氣動力轉(zhuǎn)換為頻域氣動力。

復(fù)雜結(jié)構(gòu)貼體網(wǎng)格的局部交疊或高畸變，會帶來求解精度的損失。為避免這個問題，使用固定笛卡爾網(wǎng)格并應(yīng)用近似邊界條件來表征升力面的厚度和小幅運動。近似邊界條件將機翼的上下表面邊界條件壓縮到中面上，在中面上滿足定?；蚍嵌ǔ＿吔鐥l件來計算流場。通過在固定邊界上滿足實際的非定常運動的動態(tài)邊界條件，實現(xiàn)了流場求解中邊界條件的應(yīng)用。

頻域法已被工程領(lǐng)域廣泛采用，傳統(tǒng)的頻域顫振分析法采用偶極子格網(wǎng)法平板氣動力，在亞聲速和超聲速范圍內(nèi)具有高精度、高效率的特點。在跨聲速范圍內(nèi)，利用CFD方法獲取氣動激波位置，然后在頻域內(nèi)求解顫振方程，既保證了計算精度，又提高了計算效率[55]。

2.4 結(jié)構(gòu)非線性顫振分析與驗證技術(shù)

理論分析和試驗驗證表明，操縱面間隙主要導(dǎo)致系統(tǒng)等效剛度減小，可能導(dǎo)致操縱面極限環(huán)振蕩(LCO)以及顫振速度下降[22,37-38,46-47,56-57]，見圖15。因此，在飛機氣彈設(shè)計中消除或控制操縱面間隙對飛機固有振動特性及氣彈穩(wěn)定性的影響成為設(shè)計師們重點關(guān)注的問題之一。

圖15 顫振速度隨支持系統(tǒng)等效剛度的變化

新一代戰(zhàn)斗機采用了大面積直軸全動翼面以保證飛機高機動性，控制方面采用了電傳操縱系統(tǒng)。伺服作動器通過搖臂與轉(zhuǎn)軸連接，另一端通過支座與機體結(jié)構(gòu)連接，同時轉(zhuǎn)軸通過內(nèi)、外側(cè)軸承支持在機體結(jié)構(gòu)上，典型的直軸全動翼面支持與操縱系統(tǒng)見圖16。與固定翼面和斜軸全動翼面比較，直軸全動翼面顫振安全余量偏低，顫振特性對翼面彎曲和旋轉(zhuǎn)模態(tài)的變化十分敏感。

圖16 全動翼面支持及操縱系統(tǒng)

由于結(jié)構(gòu)設(shè)計公差、零件生產(chǎn)超差、部件裝配誤差及飛機服役過程中運動部件的固有磨損等因素，全動翼面支持結(jié)構(gòu)與操縱系統(tǒng)不可避免地存在彎曲間隙與旋轉(zhuǎn)間隙，導(dǎo)致等效彎曲和旋轉(zhuǎn)剛度降低，使得全動翼面顫振問題非常突出，以顫振特性為目標(biāo)的全動翼面系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計成為型號研制中極其重要的工作之一。間隙系統(tǒng)氣動彈性問題的機理非常復(fù)雜，呈現(xiàn)強烈的非線性特征，對含間隙系統(tǒng)氣彈問題的分析、設(shè)計與驗證是飛機氣彈設(shè)計中的技術(shù)難點。

近年來，國內(nèi)外學(xué)者及工程人員針對旋轉(zhuǎn)間隙等一維間隙的研究較多，且研究對象為自由度低的簡單結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，研究成果對彎曲間隙與旋轉(zhuǎn)間隙同時存在的二元間隙高自由度工程結(jié)構(gòu)的適用性不足[20-22]。在新一代戰(zhàn)斗機的研制過程中，對含間隙結(jié)構(gòu)的顫振分析與驗證采用等效線化方法進行工程處理。模態(tài)特性分析采用考慮間隙影響的等效剛度法，模態(tài)特性試驗采用變激振力方式進行。

2.4.1 基于等效剛度法的顫振分析

工程結(jié)構(gòu)中常見的間隙可分為中心型間隙與偏置型間隙2種，見圖17。圖中:Mα為外部力矩；α為轉(zhuǎn)角；Kα為系統(tǒng)無間隙狀態(tài)旋轉(zhuǎn)剛度；θ為中心型旋轉(zhuǎn)間隙；γ為偏置型旋轉(zhuǎn)間隙；β為初始偏置角。

對全動翼面根部支持系統(tǒng)存在的單獨彎曲間隙或旋轉(zhuǎn)間隙等一維中心型間隙系統(tǒng)，其原理可簡化為由圖18所示的動力學(xué)模型。

(1)

在實際工程結(jié)構(gòu)中，中心型間隙通常是不存在的，結(jié)構(gòu)系統(tǒng)間隙一般為受預(yù)載作用后的偏置型間隙，見圖17(b)，即間隙位置被平移到β+γ。全動翼面受一定的激振力后產(chǎn)生一個振動幅值，即可得到系統(tǒng)的一個等效線性支持剛度，由此開展系統(tǒng)的顫振特性分析。對于含預(yù)載的偏置型間隙全動翼面系統(tǒng)，其非線性特性為

圖17 結(jié)構(gòu)中的間隙

圖18 旋轉(zhuǎn)間隙系統(tǒng)動力學(xué)模型

(2)

系統(tǒng)非線性等效剛度隨間隙的變化見圖19，圖中γ為偏置系統(tǒng)間隙值。該系統(tǒng)為無卡滯、無摩擦情況；若考慮摩擦，則在圖19中α變化的初始段，有：

Keq/Kα>1.0

(3)

用等效剛度法進行帶間隙系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的顫振評估是一種有效、常用的工程方法。新一代戰(zhàn)斗機設(shè)計過程中，為增強設(shè)計的魯棒性，以高精度的動力學(xué)有限元模型為基礎(chǔ)對全動翼面顫振特性隨彎曲支持剛度、旋轉(zhuǎn)支持剛度的變化規(guī)律進行了深入研究，對研究中發(fā)現(xiàn)的敏感結(jié)構(gòu)元件與參數(shù)在結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造過程提出了相應(yīng)要求，納入氣彈專業(yè)關(guān)鍵件管理。典型的全動翼面根部支持剛度K/K0對其顫振速度V/V0的影響曲線見圖20。

圖19 偏置型間隙結(jié)構(gòu)系統(tǒng)等效剛度變化曲線

圖20 全動翼面顫振速度隨支持剛度變化曲線

2.4.2 含間隙系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗

結(jié)構(gòu)模態(tài)分析的準(zhǔn)確性決定了顫振分析的精度，因此，須對全動翼面模態(tài)分析結(jié)果進行驗證。飛機設(shè)計中，在小間隙情況(規(guī)范要求均滿足)下通常開展變激振力地面共振試驗進行驗證。通過該試驗，可獲取含間隙全動翼面系統(tǒng)力頻(激振力-模態(tài)頻率)曲線，從而得到翼面的模態(tài)頻率。GVT由激振器對翼面施加一定大小的正弦激振力，通過布置在翼面的加速度傳感器測得翼面產(chǎn)生的振動響應(yīng)，由此獲得翼面的頻率響應(yīng)函數(shù)，利用模態(tài)參數(shù)識別法，即可獲取翼面的模態(tài)參數(shù)(頻率、振形)等。其中，激振器位置、傳感器位置的選取需以能有效激勵、測量出結(jié)構(gòu)要求的模態(tài)為原則進行設(shè)計；GVT典型試驗的力頻曲線見圖21，該曲線同間隙系統(tǒng)理論分析等效剛度曲線(圖19)走勢基本一致。

全動翼面根部支持系統(tǒng)一般存在著彎曲和旋轉(zhuǎn)2個方向的二維間隙。由圖16可以看出，彎曲方向間隙主要來自轉(zhuǎn)軸與軸承、軸承自身、軸承與支持梁結(jié)構(gòu)等連接部分。旋轉(zhuǎn)方向間隙更為復(fù)雜些，主要由轉(zhuǎn)軸、搖臂、伺服作動器及其支座等構(gòu)件的連接部分組成。通過多型飛機的全動翼面GVT以及分析計算，認(rèn)識到由于二維間隙非線性的存在，導(dǎo)致全動翼面根部支持系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)和彎曲剛度下降，造成其模態(tài)頻率降低。其中，扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率主要受到旋轉(zhuǎn)間隙的影響，但是彎曲模態(tài)頻率同時受到旋轉(zhuǎn)和彎曲二維間隙的影響。工程上常采用等效剛度概念通過彈簧元模擬旋轉(zhuǎn)、彎曲剛度，將2個方向的剛度解耦，能夠?qū)ΧS間隙造成的全動翼面支持剛度變化進行有效的模擬，有較強的實用性。

圖21 GVT典型操縱面力頻曲線

在新一代戰(zhàn)斗機改進型飛機的研制過程中，由于鴨翼間隙問題導(dǎo)致模態(tài)特性不滿足設(shè)計要求，因而對鴨翼轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)、轉(zhuǎn)軸與軸承配合、系統(tǒng)裝配等多要素進行了間隙控制，先后開展了多架次、多輪鴨翼振動特性機上地面試驗，摸清了鴨翼旋轉(zhuǎn)和一扭模態(tài)隨其根部支持系統(tǒng)間隙變化的規(guī)律。通過優(yōu)化設(shè)計，最終使鴨翼振動與顫振特性滿足設(shè)計要求并具有充分的安全余量。

2.5 采用流程控制的顫振風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計技術(shù)

風(fēng)洞試驗作為氣動彈性設(shè)計的重要驗證手段，可對顫振分析與設(shè)計結(jié)果進行驗證、獲取飛機部件及全機低速和跨聲速顫振特性，為后續(xù)改進設(shè)計和飛行顫振試驗提供依據(jù)[6,12-14,16,21,28-31]。

新一代戰(zhàn)斗機結(jié)構(gòu)完整性大綱主計劃規(guī)劃了鴨翼/垂尾/機翼/機翼帶外掛物和全機低速及跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗，希望通過這些試驗的逐步實施，完整地建立低速和跨聲速顫振模型設(shè)計、制造與風(fēng)洞試驗技術(shù)，為氣動彈性優(yōu)化設(shè)計與分析提供驗證手段。

低速試驗方面，在完成部件低速顫振試驗的基礎(chǔ)上開展的全機低速顫振試驗可模擬飛機各部件之間的氣動、模態(tài)干擾，驗證全機顫振計算方法與計算結(jié)果，更準(zhǔn)確直接地掌握飛機的全機顫振特性。新一代戰(zhàn)斗機采用了升力體機身布局，鴨翼、垂尾均采用大面積薄翼型全動翼面的設(shè)計，這些特點都對傳統(tǒng)設(shè)計方式提出了更高的要求。由于研制周期大幅縮短以及多型號并行設(shè)計的現(xiàn)狀，要求模型設(shè)計必須改進設(shè)計方法，大幅提升設(shè)計效率。針對這種需求，在部件低速模型設(shè)計過程中，已經(jīng)嘗試應(yīng)用飛機優(yōu)化設(shè)計平臺，探索出適用于工程設(shè)計的優(yōu)化流程及方法。全機模型設(shè)計中以此為基礎(chǔ)，整合已有設(shè)計手段，構(gòu)建新型的模型制造工藝及流程；同時針對靜不安定飛機的特點，研究滿足靜不安定飛機的全機風(fēng)洞試驗靜/動不穩(wěn)定抑制手段，為型號研制的順利進行提供技術(shù)保障。圖22為機翼帶外掛物低速顫振模型風(fēng)洞試驗現(xiàn)場。

跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗方面，建立了基于復(fù)材蒙皮及金屬/復(fù)材骨架的低超重/無超重高強度跨聲速顫振模型研制及試驗技術(shù)[16,30,32]，運用高精度翼面剛度與質(zhì)量配置技術(shù)，結(jié)合全動翼面模型大剛度盒式支持裝置設(shè)計、支持系統(tǒng)間隙控制等措施有效提高了顫振模型模擬精度，確保了試驗結(jié)果的準(zhǔn)確性，同時開展了靜不安定飛機風(fēng)洞試驗懸浮支持系統(tǒng)穩(wěn)定性研究，為實施全機跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(見2.6節(jié))積累了實踐經(jīng)驗、奠定了良好的技術(shù)基礎(chǔ)。圖23為單獨垂尾跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗現(xiàn)場。

圖22 機翼帶外掛物低速顫振模型風(fēng)洞試驗現(xiàn)場

圖23 垂尾跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗現(xiàn)場

2.5.1 顫振風(fēng)洞模型設(shè)計流程

與部件級模型設(shè)計相比，全機級模型設(shè)計的規(guī)模和復(fù)雜程度更大，需要梳理各部件的關(guān)系和邊界條件，了解部件間的相互影響，因此采用并行或串行設(shè)計方式把全機級的模型設(shè)計分解為多個部件級設(shè)計，明確各個部件的相互關(guān)系及接口，規(guī)范設(shè)計方法并控制進度節(jié)點。方案階段確定了全機模型設(shè)計的工作流程，見圖24。

通過流程的梳理和完善，提高了全機模型多部件設(shè)計的效率，使得設(shè)計過程中各部件的設(shè)計數(shù)據(jù)可以追溯，避免設(shè)計錯漏。以全機低速顫振模型設(shè)計為例，通過部件、全機振動計算比較，發(fā)現(xiàn)鴨翼、垂尾在部件計算時得到的振動特性與全機級計算結(jié)果基本相當(dāng)，可作為獨立并行設(shè)計分塊，而機翼、機身則是先并行后串行綜合迭代。模型飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計完成后再串行設(shè)計防護系統(tǒng)和支持懸掛系統(tǒng)。通過流程梳理和分解，模型設(shè)計效率和精度都得到大幅提高。

2.5.2 多目標(biāo)多約束顫振模型優(yōu)化設(shè)計

顫振模型設(shè)計是動力學(xué)逆特征值、特征向量的反設(shè)計問題[31]，需要通過動力相似原理建立能夠有效模擬簡化縮比模型真實物理結(jié)構(gòu)的有限元分析模型。在此基礎(chǔ)上進行模型結(jié)構(gòu)參數(shù)的全局/局部優(yōu)化設(shè)計。

NASTRAN軟件的優(yōu)化模塊采用基于梯度方向的敏度分析方法，運算速度快，不用反復(fù)調(diào)用運行NASTRAN程序，但是該方法屬于局部尋優(yōu)方法，對設(shè)計初值的選取有很強的依賴性。模型設(shè)計初期，不論是理論估算或者經(jīng)驗取值都很難確定理想的設(shè)計初值。近年來，全局優(yōu)化設(shè)計方法逐漸發(fā)展，并在中國航空科研院所得到應(yīng)用，這些方法通過多種處理措施可一次性獲得優(yōu)化設(shè)計結(jié)果，可避免優(yōu)化過程陷入局部尋優(yōu)，優(yōu)化結(jié)果受設(shè)計初值的影響也較小。隨著多學(xué)科優(yōu)化平臺軟件如MODELCENTER、OPTIMUS等廣泛應(yīng)用，使得全局優(yōu)化方法的綜合應(yīng)用變成可能且較為容易。例如采用OPTIMUS優(yōu)化模塊的高效全局尋優(yōu)方法，能在一個較大的范圍內(nèi)進行搜索，最終在搜索出的滿足優(yōu)化條件的可行解中篩選出最優(yōu)解。

全機模型優(yōu)化變量規(guī)模大，優(yōu)化時間長，還需要顧及多種試驗構(gòu)型的綜合匹配。在優(yōu)化參數(shù)的設(shè)置上，通過將工程經(jīng)驗與數(shù)學(xué)方法相結(jié)合，建立滿足模態(tài)頻率、振形以及模型靜強度要求的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)與多約束函數(shù)，先通過全局優(yōu)化得到滿足動力特性的初值，再通過精細(xì)局部優(yōu)化得到最優(yōu)解，同時進行模型靜強度的檢查，使得優(yōu)化出的模型結(jié)構(gòu)參數(shù)、靜/動力特性具有物理可實現(xiàn)性。

2.5.3 模型防護/激勵系統(tǒng)設(shè)計

防護/激勵系統(tǒng)的作用有2個:一是當(dāng)模型達到臨界狀態(tài)時抑制模型振動幅值，保護模型；二是在亞臨界狀態(tài)時激勵模型，觀察振動衰減情況，預(yù)測顫振邊界。

新一代戰(zhàn)斗機具有多全動翼面且垂尾斜置，采用傳統(tǒng)拉線方式的防護措施會導(dǎo)致現(xiàn)場防護線過多，布置困難，甚至可能在試驗過程中影響飛機姿態(tài)，對流場也有一定干擾。在全機低速顫振模型設(shè)計中，采用小型氣動作動機構(gòu)對翼面進行防護，止動效果明顯，從而可以大幅提高風(fēng)速變化步長，迅速接近顫振臨界點，節(jié)約試驗時間，同時避免了模型防護線對試驗段流場的干擾。此外，在模型進入亞臨界顫振狀態(tài)后，通過反復(fù)推動作動機構(gòu)滑桿對模型施加沖擊激勵，誘導(dǎo)模型振動，觀察并測試模型的振動衰減情況以預(yù)判顫振臨界點。

2.5.4 模型安裝支持系統(tǒng)設(shè)計

部件級試驗?zāi)Ｐ椭С窒到y(tǒng)要模擬支持剛度。全動翼面一般采用“大軸+彈簧片”形式，分別模擬彎曲支持剛度和旋轉(zhuǎn)支持剛度。該方式能將彎曲和旋轉(zhuǎn)支持剛度有效解耦，便于模型設(shè)計及支持剛度對全動翼面顫振特性影響的試驗研究。對于多接頭固定翼面結(jié)構(gòu)一般采用多彈簧片連接形式，分別模擬各個接頭的彎曲和法向剪切剛度。全機低速顫振模型風(fēng)洞試驗一般采用自由/自由懸掛系統(tǒng)支持模型，見圖25。該系統(tǒng)應(yīng)滿足強度、剛度和氣彈穩(wěn)定性設(shè)計要求。

新一代戰(zhàn)斗機為鴨式布局靜不安定飛機，所以在進行支持系統(tǒng)設(shè)計的時候不能忽略模型的幾個穩(wěn)定性問題。

1) 縱向靜不安定，即當(dāng)氣流速度增加到某一個值時，模型的迎角會不斷增加，從而導(dǎo)致試驗無法正常進行，嚴(yán)重時甚至可能會損壞模型并危及風(fēng)洞安全。

2) 縱向動不穩(wěn)定，即當(dāng)氣流速度增加到某一個值時，模型出現(xiàn)全機俯仰和沉浮耦合振動，并且振幅越來越大，這實際上是全機俯仰和沉浮剛體模態(tài)耦合的兩自由度顫振。

3) 懸掛支持系統(tǒng)剛體模態(tài)和全機模型低階彈性模態(tài)耦合產(chǎn)生的動不穩(wěn)定性。

全尺寸靜不安定飛機在飛行過程中通過飛控系統(tǒng)驅(qū)動操縱面偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)對飛機配平控制并保持飛行的穩(wěn)定性。然而常規(guī)的全機顫振模型一般沒有模擬飛控系統(tǒng)，操縱面在風(fēng)洞試驗中不能偏轉(zhuǎn)。所以上述穩(wěn)定性問題只能通過“支持系統(tǒng)+全機模型”組合體的優(yōu)化設(shè)計得到解決。

圖25 全機低速顫振模型風(fēng)洞試驗支持系統(tǒng)

首先建立該組合體的分析模型，開展帶有彈性支持的全機模型系統(tǒng)振動特性、顫振特性和穩(wěn)定性分析。然后通過對前后掛點的彈簧剛度、懸掛位置等參數(shù)進行優(yōu)化設(shè)計，得到同時滿足靜穩(wěn)定、動穩(wěn)定、顫振及支持頻率等要求的懸掛系統(tǒng)，確保在風(fēng)洞試驗過程中組合體能夠保持穩(wěn)定，同時，模型自身的振動和顫振特性不受到懸掛系統(tǒng)的干擾影響。若分析得到的組合體存在上述3類穩(wěn)定性問題，其穩(wěn)定性臨界速度應(yīng)遠高于彈性模型設(shè)計要求的顫振速度。

經(jīng)過前期優(yōu)化設(shè)計，全機模型風(fēng)洞試驗沒有發(fā)生任何因懸掛支持系統(tǒng)參與的穩(wěn)定性問題，驗證了設(shè)計方法的正確性。

2.6 靜不安定飛機跨聲速顫振風(fēng)洞試驗技術(shù)

飛機顫振特性直接關(guān)系其飛行安全。在設(shè)計馬赫數(shù)范圍內(nèi)，跨聲速流動因激波位置對結(jié)構(gòu)的振動非常敏感，且存在較強的遲滯效應(yīng)，故使得大多數(shù)飛機在該區(qū)域內(nèi)顫振速度明顯下降，顫振邊界在跨聲速區(qū)出現(xiàn)“凹坑”現(xiàn)象，因此跨聲速顫振特性分析與研究在現(xiàn)代飛機的研制過程中顯得尤為重要與必要[16,26,28,30,58]。

由于跨聲速流動的非線性特征，目前工程上成熟的基于線化理論發(fā)展的非定常氣動力數(shù)值分析方法不再適用于跨聲速顫振分析。針對該問題，近年來隨著數(shù)值理論與計算技術(shù)的發(fā)展，對于飛機部件及全機的跨聲速顫振特性數(shù)值分析研究在中國發(fā)展迅速，但目前尚未得到在型號設(shè)計中經(jīng)過驗證并廣泛認(rèn)可的成熟分析手段。因此，顫振模型風(fēng)洞試驗是現(xiàn)階段型號研制中有效獲取跨聲速顫振特性的關(guān)鍵手段。其中，全機跨聲速顫振試驗相較單獨部件/組件試驗，可有效模擬飛機各部件之間的結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性耦合與氣動耦合效應(yīng)，獲得自由飛行狀態(tài)下全機跨聲速顫振邊界及空氣壓縮性修正系數(shù)，為飛機低空大表速試飛安全提供重要支持?？缏曀兕澱衲Ｐ妥鳛轱L(fēng)洞試驗的基礎(chǔ)，直接決定了試驗結(jié)果的有效性及準(zhǔn)確性。開展全彈性全機跨聲速顫振試驗，首先需要根據(jù)相似原理設(shè)計并制造能夠準(zhǔn)確模擬飛機全機幾何外形、質(zhì)量和剛度特性及動力學(xué)特性的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ汀?/p>

國內(nèi)現(xiàn)有的暫沖式回流跨聲速風(fēng)洞動壓高，對跨聲速顫振模型的強度、剛度性能提出了更高要求，使得模型設(shè)計難度加大。在中國廣泛開展部件跨聲速顫振試驗的技術(shù)積累基礎(chǔ)上，各主機所相繼進行了全機狀態(tài)跨聲速顫振試驗探索。氣彈專業(yè)經(jīng)過前期型號飛機部件跨聲速顫振試驗及關(guān)鍵技術(shù)研究，積累了相關(guān)經(jīng)驗，基本掌握了部件跨聲速顫振模型設(shè)計、制造與風(fēng)洞試驗關(guān)鍵技術(shù)，為新一代戰(zhàn)斗機全機跨聲速顫振風(fēng)洞試驗驗證工作開展打下了基礎(chǔ)。

新一代戰(zhàn)斗機全機結(jié)構(gòu)模態(tài)密集且耦合嚴(yán)重、顫振機理復(fù)雜，全動翼面顫振特性成為氣彈設(shè)計的重點。為此，需要開展全機全彈性跨聲速顫振試驗研究，獲取其跨聲速顫振特性。為保證試驗結(jié)果準(zhǔn)確性，決定采用全機全彈性模型結(jié)構(gòu)形式，對各個部件及其連接形式均按彈性結(jié)構(gòu)進行動力相似模擬[23,31]。

全機跨聲速模型風(fēng)洞試驗選擇在中國某跨聲速風(fēng)洞開展。按照相似性準(zhǔn)則縮比后模型幾何尺寸小，結(jié)構(gòu)設(shè)計空間更小，重量、剛度和強度約束更嚴(yán)苛；升力體機身寬度大但高度小，使得各部件的安裝支持空間受限且結(jié)構(gòu)復(fù)雜。新一代戰(zhàn)斗機靜不安定布局形式帶來流場中全機模型穩(wěn)定性控制等新問題，在全機模型懸掛支持系統(tǒng)方面需對現(xiàn)有的常規(guī)布局飛機模型懸浮支持系統(tǒng)進行主動控制優(yōu)化設(shè)計，動態(tài)調(diào)整模型姿態(tài)、確保試驗狀態(tài)模型的靜穩(wěn)定性，保障模型安全及試驗順利進行。因此，依靠過去積累的結(jié)構(gòu)相似原則相關(guān)設(shè)計技術(shù)已不能有效支持全機跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗驗證工作，需開展模型結(jié)構(gòu)和懸掛系統(tǒng)等方面的設(shè)計優(yōu)化技術(shù)研究工作。

基于上述要求，需建立靜不安定飛機全彈性全機跨聲速顫振模型研制與試驗技術(shù)，具體包括模型材料、結(jié)構(gòu)形式、設(shè)計與優(yōu)化、低成本高可靠性復(fù)合材料構(gòu)件制造、全機模型懸掛支持控制系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計、GVT與結(jié)構(gòu)參數(shù)確認(rèn)、風(fēng)洞試驗等專項技術(shù)，有效地實現(xiàn)全彈性全機動力相似模擬，獲取高精度地面試驗和風(fēng)洞試驗結(jié)果。

2.6.1 全彈性動力相似模型設(shè)計

全機跨聲速顫振模型完整地模擬了機身、機翼、鴨翼、垂尾及腹鰭各部件之間的結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合與氣動干擾，采用 “金屬梁架+復(fù)材蒙皮+硬泡填充”的結(jié)構(gòu)形式。根據(jù)全機顫振模型的相似模擬特點，依據(jù)各部件模態(tài)特性、傳力特點等。模型設(shè)計時對其結(jié)構(gòu)形式進行了簡化，從而減少后續(xù)模型設(shè)計過程中優(yōu)化變量的數(shù)量、提高優(yōu)化設(shè)計的精度與效率。與此同時，采用并行和串行分層設(shè)計理念，在完成全機各單獨部件模型設(shè)計與優(yōu)化后，結(jié)合全局優(yōu)化技術(shù)(遺傳算法)與局部優(yōu)化技術(shù)(梯度優(yōu)化算法)進行各部件綜合優(yōu)化設(shè)計[23,31]。

優(yōu)化以重量最小為目標(biāo)、動力特性和靜強度組合要求為約束，從而有效提高模型的優(yōu)化設(shè)計效率，更易于找到滿足要求的結(jié)構(gòu)參數(shù)解。優(yōu)化完成后模型主要模態(tài)頻率設(shè)計值與要求值對比誤差見圖26。

由圖26可看出模型有效模擬了全尺寸飛機的模態(tài)特性，其中顫振關(guān)鍵模態(tài)的模擬精度較高。由于全機顫振模型的長度比例尺小，導(dǎo)致了全機模型的質(zhì)量比例尺很小，模型的要求質(zhì)量及質(zhì)量慣量小[29]。由此帶來2方面問題:首先，質(zhì)量比例尺要求會造成全動翼面模型目標(biāo)質(zhì)量數(shù)據(jù)非常小；其次，剛度設(shè)計要求容易引起翼身支持連接位置的局部超重。嚴(yán)苛的質(zhì)量模擬要求對全彈性全機相似模型設(shè)計與制造帶來了極大的考驗。為此，在采用輕質(zhì)高性能結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)的同時，通過全動翼面連接機構(gòu)與防護機構(gòu)一體化設(shè)計技術(shù)、全動垂尾軸承座冷縮裝配技術(shù)、基于全數(shù)模的質(zhì)量特性配置技術(shù)等有效實現(xiàn)了模型支持與防護功能，且控制了全機模型質(zhì)量，保證了全機模型完全滿足質(zhì)量特性相似要求。

圖26 主要模態(tài)頻率模擬誤差

鴨翼和垂尾2個全動翼面的顫振特性成為全機顫振模型設(shè)計的難點。究其主要原因，受根部大軸連接影響，顫振特性隨根部支持剛度的變化影響較為敏感。依據(jù)分析，鴨翼顫振特性主要受根部彎曲支持剛度影響，而垂尾顫振特性則主要受根部旋轉(zhuǎn)支持剛度影響。

全動翼面根部依靠轉(zhuǎn)軸與軸承裝配支持于飛機機身上，通過操縱系統(tǒng)對翼面實施驅(qū)動。由于該系統(tǒng)引入了多環(huán)節(jié)裝配件配合，不可避免地存在系統(tǒng)間隙，從而對根部支持剛度尤其是旋轉(zhuǎn)支持剛度產(chǎn)生影響。由中心型間隙及偏置型間隙(見2.4節(jié))的影響特性可知，間隙的存在顯著減小了系統(tǒng)的等效支持剛度，進而顯著影響了鴨翼、垂尾的顫振特性。因此，在全機模型的設(shè)計過程中，需通過模型根部支持結(jié)構(gòu)設(shè)計進行全動翼面根部支持與操縱系統(tǒng)間隙控制，主要措施包括轉(zhuǎn)軸與軸承的配合公差設(shè)計、轉(zhuǎn)軸底部鎖緊套件設(shè)計、搖臂細(xì)節(jié)設(shè)計與軸承座冷縮裝配技術(shù)等。

表1為鴨翼根部支持結(jié)構(gòu)間隙控制后關(guān)鍵構(gòu)件結(jié)構(gòu)參數(shù)對比，可見間隙控制取得良好效果。

表1 關(guān)鍵構(gòu)件結(jié)構(gòu)參數(shù)對比

2.6.2 靜不安定全機模型懸掛支持系統(tǒng)設(shè)計

顫振模型在風(fēng)洞試驗過程中須安裝在彈性懸浮支持系統(tǒng)上，以模擬飛機自由/自由飛行狀態(tài)，獲得在該狀態(tài)下全機及各關(guān)鍵部件的跨聲速顫振特性。

新一代戰(zhàn)斗機為升力體邊條翼鴨式布局飛機，具有靜不安定特性且機體面積大，在飛行過程中飛控系統(tǒng)通過驅(qū)動操縱面保持飛機的穩(wěn)定性[23,29]。然而，在風(fēng)洞試驗過程中動壓變化與氣流擾動等因素將引起機體迎角與載荷變化、馬赫數(shù)變化引起流場激波移動而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)受載變化，模型彈性懸掛支持系統(tǒng)需能減小這種變化量，否則若載荷變化量較大，則極易引起全機模型的靜不穩(wěn)定性。此外，全機顫振模型安裝于滿足彈性支持頻率要求的懸浮支持系統(tǒng)上，還需考慮其支持系統(tǒng)剛體模態(tài)與機體彈性模態(tài)解耦問題，防止發(fā)生“剛體/彈性”模態(tài)耦合產(chǎn)生的動不穩(wěn)定現(xiàn)象，避免剛體模態(tài)對機體彈性模態(tài)的干擾影響；而為了保證模型試驗過程中承載安全性，彈性懸掛支持系統(tǒng)必須滿足試驗狀態(tài)下的強度安全性要求。綜上所述，全彈性全機靜不安定跨聲速顫振模型彈性懸掛支持系統(tǒng)須滿足承載、迎角控制、支持剛度、強度等一系列要求。為此，對中國某跨聲速風(fēng)洞全機顫振模型懸浮支撐系統(tǒng)(Floating Support System，F(xiàn)SS，見圖27)進行了優(yōu)化與改進設(shè)計，分2個階段采取措施提升系統(tǒng)穩(wěn)定性。第1階段即試驗前結(jié)合全機剛模風(fēng)洞試驗結(jié)果和CFD計算結(jié)果提供較為準(zhǔn)確的模型氣動系數(shù)及動導(dǎo)數(shù)，作為該跨聲速風(fēng)洞FSS初始控制參數(shù)；利用考慮懸掛系統(tǒng)掛點影響的數(shù)值仿真分析消除控制系統(tǒng)與全機結(jié)構(gòu)模態(tài)的耦合；第2階段即試驗過程中，在優(yōu)化FSS張力與控制參數(shù)的同時對全機模型自身參數(shù)、預(yù)緊力等進行了調(diào)整優(yōu)化。試驗情況顯示FSS工作正常，其強度和剛度滿足設(shè)計要求。試驗過程中模型穩(wěn)定，姿態(tài)變化幅值控制效果良好，保證了全機模型試驗順利進行。

如圖27所示，縱向和橫向伺服作動機構(gòu)用于調(diào)節(jié)模型姿態(tài)，分別自動控制模型俯仰方向和滾轉(zhuǎn)方向的穩(wěn)定性。

圖27 跨聲速風(fēng)洞全機顫振模型FSS

2.6.3 改進完善的制造工藝

全機模型復(fù)合材料構(gòu)件外形復(fù)雜、數(shù)量多、厚度小、鋪層薄、變形控制難、脫模難，大量構(gòu)件尺寸小，為了提高其成型質(zhì)量，在常規(guī)濕法工藝基礎(chǔ)上結(jié)合烘箱加溫、真空施壓成型技術(shù)，降低生產(chǎn)成本的同時有效提高了復(fù)材構(gòu)件的力學(xué)性能穩(wěn)定性，保證全機模型的可靠性。風(fēng)洞試驗過程中全機模型各翼面均未發(fā)生強度破壞。

復(fù)材構(gòu)件鋪層在木質(zhì)模具中進行，木質(zhì)模具按要求數(shù)控加工完成后，對其鋪層形面進行了打磨、修整及拋光處理，以提高構(gòu)件的表面質(zhì)量。模型制造中構(gòu)件、裝配件重量控制與保證是提高精度的關(guān)鍵點之一，采取的主要措施包括：各工序完成后構(gòu)件稱重、重量調(diào)節(jié)與表面修形，膠接過程膠量控制，裝配件重量局部微量調(diào)節(jié)等。

顫振模型在制造、裝配過程中嚴(yán)格按設(shè)計要求控制誤差，使模型剛度特性、質(zhì)量特性等滿足設(shè)計要求。全機模型制造完畢進行GVT，檢驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計和制造質(zhì)量。試驗結(jié)果表明，模型的振動特性達到設(shè)計要求，尤其是鴨翼和垂尾等主要部件的主要顫振模態(tài)有較高的模擬精度，為后續(xù)的風(fēng)洞試驗打下了良好的基礎(chǔ)。

2.6.4 高效安全的風(fēng)洞試驗

全機模型跨聲速顫振試驗采用等馬赫數(shù)增加動壓的方式進行，即在一個試驗點(固定馬赫數(shù))上，穩(wěn)定風(fēng)洞流場馬赫數(shù)，通過增加總壓的方式增加流場的動壓，直至達到模型的顫振邊界。然而，在實際試驗中，為了保證模型不發(fā)生破壞，避免對風(fēng)洞設(shè)備產(chǎn)生損壞，多數(shù)情況下流場動壓僅增加至模型亞臨界顫振狀態(tài)，再采用亞臨界預(yù)測方法進行顫振邊界預(yù)測。為滿足全機模型顫振試驗運行、測試、防護需求，主要試驗設(shè)備包括風(fēng)洞運行控制系統(tǒng)、電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)、模型響應(yīng)采集測量系統(tǒng)、亞臨界顫振邊界預(yù)測分析系統(tǒng)及風(fēng)洞應(yīng)急關(guān)車系統(tǒng)等分系統(tǒng)。

試驗時，通過風(fēng)洞運行控制系統(tǒng)按試驗要求調(diào)整風(fēng)洞試驗馬赫數(shù)和各增壓段的總壓，同時測量風(fēng)洞試驗段的流場參數(shù)(馬赫數(shù)Ma、動壓q、密度ρ、總溫T等)，F(xiàn)SS伺服系統(tǒng)對全機模型姿態(tài)進行調(diào)節(jié)以減小模型迎角變化量等參數(shù)；通過安裝在模型部件上的應(yīng)變電橋、加速度傳感器測量出模型振動響應(yīng)的時間歷程，然后由亞臨界顫振邊界預(yù)測分析系統(tǒng)進行功率譜分析和顫振邊界預(yù)測，得到顫振頻率和顫振動壓；電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)可以記錄和觀察試驗過程中模型的振動情況，如果模型發(fā)生顫振，風(fēng)洞應(yīng)急關(guān)車系統(tǒng)可以自動和手動關(guān)車，并同步啟動模型制動裝置保護模型。典型的風(fēng)洞試驗流場參數(shù)及模型響應(yīng)見圖28，典型的亞臨界顫振邊界預(yù)測曲線見圖29。

顫振模型實際發(fā)生顫振的動壓值及當(dāng)?shù)貧饬髅芏扰c模型設(shè)計時所希望的預(yù)設(shè)值往往存在偏差，在無法設(shè)計多個密度縮比模型開展試驗的情況下，通常采用密度修正方法對試驗結(jié)果進行修正。由于模型制造加工帶來的誤差，使得其重量、頻率等設(shè)計指標(biāo)與設(shè)計要求可能存在一定程度的偏離，因此需要對模型的頻率、重量和動壓等比例尺進行修正，再通過修正后的比例尺將結(jié)果換算為全尺寸飛機顫振動壓與頻率，從而得到飛機的顫振邊界。

圖28 典型風(fēng)洞試驗流場參數(shù)及顫振模型響應(yīng)

圖29 典型風(fēng)洞試驗亞臨界響應(yīng)顫振邊界預(yù)測曲線

2.6.5 試驗技術(shù)的提高與進步

全機跨聲速顫振風(fēng)洞試驗的開展，建立了鴨式布局靜不安定飛機全彈性跨聲速顫振模型設(shè)計、制造與試驗技術(shù)，解決了全彈性全機顫振模型設(shè)計約束多、易超重、部件模態(tài)耦合嚴(yán)重等技術(shù)難題，實現(xiàn)了模型對全尺寸飛機質(zhì)量特性、模態(tài)特性的相似模擬，全機重量誤差小于3.5%，主要模態(tài)頻率誤差小于2%、節(jié)線吻合良好；建立了全動翼面根部安裝支持結(jié)構(gòu)與操縱機構(gòu)系統(tǒng)間隙控制設(shè)計技術(shù)，支持剛度實際值與數(shù)值模擬值一致性好，顯著提高了全尺寸飛機翼面顫振特性的模擬準(zhǔn)確性；中國首次研制了某跨聲速風(fēng)洞鴨式布局靜不安定全機模型懸掛支持伺服控制系統(tǒng)[27]，保證了模型安全和試驗順利進行。全機跨聲速顫振風(fēng)洞試驗結(jié)果為后續(xù)低空大表速飛行顫振試驗提供了技術(shù)支持。

2.7 飛行顫振試驗技術(shù)

飛行試驗驗證是檢查飛機是否滿足設(shè)計要求最終和最直接的手段，而飛行顫振試驗(FFT)更是驗證試飛中技術(shù)難度大、風(fēng)險高且費用高的關(guān)鍵項目之一[6,41,48]。其目的是檢驗飛機在使用飛行包線范圍內(nèi)，在不同燃油和外掛狀態(tài)下是否存在顫振和其他氣動彈性不穩(wěn)定性現(xiàn)象，驗證飛機是否滿足軍用飛機強度規(guī)范中關(guān)于氣動彈性設(shè)計的要求。通過試驗進行飛行包線擴展，最終獲得飛機真實的顫振邊界，為飛機設(shè)計定型和后續(xù)發(fā)展提供依據(jù)[8-9,32-34]。

飛行顫振試驗以理論分析、地面試驗和風(fēng)洞試驗為基礎(chǔ)，利用真實飛機在真實飛行條件下進行顫振驗證，確保飛機在整個飛行包線內(nèi)不發(fā)生顫振、嗡鳴和抖振等各類氣動彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象，為其他科目的開展排除顫振安全隱患，創(chuàng)造必要的飛行試驗條件，屬于一級風(fēng)險科目[33-34,39]。因此，型號飛行試驗項目明確規(guī)定，其他科目的飛行驗證按要求必須嚴(yán)格限制在經(jīng)過顫振試飛擴展后的包線內(nèi)進行。所以，顫振試飛在型號飛行試驗過程中發(fā)揮著開路先鋒的重要作用。

通常顫振試飛在選定的飛行高度和速度下，對飛機結(jié)構(gòu)施加激勵，記錄飛機結(jié)構(gòu)的響應(yīng)，通過對響應(yīng)數(shù)據(jù)的分析處理，得到有關(guān)結(jié)構(gòu)振動模態(tài)的頻率和阻尼。根據(jù)這些參數(shù)隨飛行高度、速度(或速壓)和馬赫數(shù)的變化情況來判斷飛機的顫振安全性。

目前，常用的飛機結(jié)構(gòu)激勵方式有FES(Flight Excitation System)激勵、小火箭激勵、大氣紊流激勵和旋轉(zhuǎn)小翼激勵等。新一代戰(zhàn)斗機的飛行顫振試驗最終選取了FES激勵方式。該項試驗通過信號發(fā)生器或直接由飛控系統(tǒng)向伺服作動器發(fā)出正弦掃頻或其他動態(tài)信號，驅(qū)動操縱面旋轉(zhuǎn)，由此產(chǎn)生對飛機結(jié)構(gòu)的激勵。在一定的飛行和激勵條件下，測試飛機結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng)信號，并對這些響應(yīng)信號進行數(shù)據(jù)分析處理，得到結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率和阻尼的變化趨勢。

由于飛行顫振試驗風(fēng)險極高，所以前期的大量分析和地面試驗工作就尤其重要。根據(jù)分析和地面試驗，可以初步確認(rèn)大致的顫振臨界速度、跨聲速凹坑點等分布區(qū)域，進而規(guī)避可能存在的風(fēng)險，合理安排試飛的順序，增強試飛工作中的信心并且提高試驗效率，這也是設(shè)計師主動參與飛行顫振試驗的技術(shù)優(yōu)勢。

以往中國各種型號的顫振試飛工作主要由中國飛行試驗研究院承擔(dān)，型號飛機研制單位的氣彈設(shè)計師一般是被動參與，協(xié)助試飛工程師完成飛行試驗任務(wù)。在新一代戰(zhàn)斗機科研試飛中，包線擴展由氣彈設(shè)計師與試飛工程師共同推進，其突出優(yōu)點是試驗團隊人員更熟悉飛機結(jié)構(gòu)、更全面掌握整個飛機的全機振動和顫振特性、深刻理解顫振機理，更利于試飛改裝設(shè)計、試飛進程設(shè)計、試飛數(shù)據(jù)分析與顫振邊界預(yù)測。為保證飛行顫振試驗的順利進行，氣彈設(shè)計師在飛行試驗前提早進行試飛技術(shù)儲備，著手制訂試飛要求，建立測試及分析手段、工作流程和現(xiàn)場制度等，見圖30。

圖30 飛行顫振試驗流程

1) 詳細(xì)設(shè)計階段進行了充分的仿真與分析，結(jié)合GVT和風(fēng)洞試驗，研究各個顫振分支隨敏感參數(shù)的變化規(guī)律，在試飛前就對結(jié)果做到了心中有數(shù)。

2) 完善試驗工作流程和制度。建立應(yīng)急預(yù)案，各項責(zé)任落實到人，所有參試人員對整個試驗過程和自己的崗位職責(zé)清晰明了。

3) 試飛數(shù)據(jù)分析時采用特征擬合算法進行模態(tài)參數(shù)識別，采用阻尼外推與顫振余量法進行顫振邊界預(yù)測，準(zhǔn)確及時完成數(shù)據(jù)處理，全面掌握飛機狀態(tài)和安全性。

4) 注重與飛行員的溝通。在試飛前向試飛員詳見介紹試驗?zāi)康暮图夹g(shù)途徑、前期的理論分析、地面試驗和風(fēng)洞試驗結(jié)果，存在的風(fēng)險和應(yīng)急處理措施等；認(rèn)真解答飛行員提出的各種問題和疑惑，使其對飛機氣彈設(shè)計充分信任，對整個飛行顫振試驗有所了解并充滿信心，也促使他們保持足夠的謹(jǐn)慎，對可能遇到的各種現(xiàn)象及處置措施牢記在心。充分尊重飛行員的建議和意見，每一次飛行結(jié)束后，虛心聽取飛行員的講評和感受，結(jié)合現(xiàn)場監(jiān)控和測試數(shù)據(jù)分析研究，對飛機的狀態(tài)和安全性做出準(zhǔn)確的評價。

由于新一代戰(zhàn)斗機采用了全電傳操縱系統(tǒng)的飛行控制技術(shù)，飛機的非定常氣動力、飛行控制系統(tǒng)以及飛機結(jié)構(gòu)動力(彈性力、慣性力)之間的耦合，可能破壞飛機原有的氣動彈性平衡，以至產(chǎn)生不穩(wěn)定現(xiàn)象。因此，飛行顫振試驗數(shù)據(jù)處理方法就必須考慮飛控系統(tǒng)這一新的要素。為此，氣彈專業(yè)開發(fā)了帶電傳操縱系統(tǒng)飛機顫振試飛結(jié)構(gòu)動響應(yīng)分析軟件和飛行試驗顫振模態(tài)分析軟件。這些分析工具在驗證機和后續(xù)改型飛機的飛行顫振試驗中發(fā)揮了重要作用。

2.8 地面顫振試驗技術(shù)

地面顫振試驗(GFT)是一項利用集中力模擬連續(xù)分布?xì)鈩恿υ诘孛孢M行顫振特性驗證的半虛擬半物理試驗[42]。該技術(shù)通過利用試驗件結(jié)構(gòu)的響應(yīng)實時計算獲得結(jié)構(gòu)所受的非定常氣動力，采用激振器向試驗件施加所模擬的非定常氣動力，直到試驗件達到亞臨界響應(yīng)出現(xiàn)顫振跡象為止，從而較直觀地獲取試驗件顫振速度和顫振頻率。地面顫振試驗原理見圖31。

該項試驗可以在地面共振試驗(GVT)設(shè)備的基礎(chǔ)上進行，針對全尺寸飛機真實結(jié)構(gòu)開展氣動彈性穩(wěn)定性試驗，能夠避免結(jié)構(gòu)仿真建模、顫振試驗縮比模型設(shè)計與制造所引入的誤差。由于試驗在地面進行，以激振系統(tǒng)來模擬氣動力，避免了飛行試驗或風(fēng)洞高速氣流環(huán)境，一定程度上降低了顫振試驗的風(fēng)險，還能夠補充目前風(fēng)洞試驗和飛行試驗不能達到或欠缺的試驗狀態(tài)和技術(shù)條件。此項技術(shù)可以結(jié)合控制系統(tǒng)和控制律開展飛控系統(tǒng)在環(huán)試驗，獲取飛行器氣動伺服彈性穩(wěn)定性。通過此項技術(shù)可節(jié)約模型設(shè)計、生產(chǎn)和風(fēng)洞試驗的成本和周期?？傊?，地面顫振試驗是一項具有廣闊應(yīng)用前景和發(fā)展空間的新技術(shù)。不久的將來，相信地面顫振試驗這種簡便、快捷和低成本的飛行器地面氣動彈性綜合驗證手段，可以作為模型風(fēng)洞試驗和飛行試驗的有效支持或補充。

圖31 地面顫振試驗原理圖

氣彈專業(yè)開展了地面顫振試驗理論方法研究、相關(guān)試驗設(shè)備軟硬件組建等一系列工作，初步建立了地面顫振試驗系統(tǒng)及試驗技術(shù)。為了研究該技術(shù)對于復(fù)雜工程翼面結(jié)構(gòu)的有效性，利用已完成風(fēng)洞試驗的新一代戰(zhàn)斗機單獨鴨翼跨聲速顫振模型進行了地面顫振試驗。

地面顫振試驗選擇部分風(fēng)洞試驗狀態(tài)進行，取相同的馬赫數(shù)和模擬鴨翼翼面根部支持剛度的轉(zhuǎn)軸與彈簧片。地面試驗中非定常氣動載荷施加位置、位移及加速度傳感器位置通過減縮優(yōu)化技術(shù)獲取。試驗件安裝及相應(yīng)激勵、采集系統(tǒng)布置見圖32。

在設(shè)定的馬赫數(shù)和支持剛度條件下開展試驗，將鴨翼顫振模型的地面顫振試驗結(jié)果和跨聲速風(fēng)洞試驗獲得的結(jié)果進行對比。結(jié)果顯示，大多數(shù)狀態(tài)的顫振速度誤差基本上都能控制在5%以內(nèi)，顫振頻率誤差在2%以內(nèi)。其中，馬赫數(shù)為0.7及某種根部支持剛度組合條件下得到的鴨翼模型顫振速度誤差達到0.9%，顫振頻率誤差為0.5%，見表2。

圖32 鴨翼顫振模型地面顫振試驗

表2 鴨翼顫振模型試驗結(jié)果對比

從鴨翼顫振模型地面顫振試驗和風(fēng)洞試驗結(jié)果對比來看，該地面顫振試驗系統(tǒng)已達到一定的精度要求，能初步滿足準(zhǔn)工程實際結(jié)構(gòu)、半虛擬和半物理試驗需求，但能有效地投入工程應(yīng)用還需解決相關(guān)復(fù)雜的技術(shù)問題。后續(xù)研究方向主要為：① 提高非定常氣動力的數(shù)值計算精度；② 研究新型控制器，提高控制器控制帶寬與控制精度；③ 增加傳感器和激振器的通道數(shù)；④ 開展全尺寸飛機系統(tǒng)在環(huán)的結(jié)構(gòu)/控制系統(tǒng)耦合試驗，直接獲取飛機氣動伺服彈性穩(wěn)定性特性。

2.9 氣動彈性設(shè)計知識工程建設(shè)

近幾年來，中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所氣彈專業(yè)在完成多個型號工作和預(yù)研課題的同時，大力推進飛行器氣動彈性設(shè)計領(lǐng)域知識工程建設(shè)，實現(xiàn)氣動彈性專業(yè)核心技術(shù)傳承與發(fā)展，見圖33。在新一代戰(zhàn)斗機研制的過程中，不斷總結(jié)取得成功的經(jīng)驗和失敗教訓(xùn)，提升和拓展設(shè)計驗證手段和方法。對于相關(guān)各類知識工程產(chǎn)品，隨著型號工作向縱深發(fā)展持續(xù)修正、補充和完善，逐步形成具有研究所特色的氣動彈性知識工程體系。

1) 設(shè)計思想的傳承。結(jié)合型號工作的開展，編寫了飛機氣動彈性設(shè)計指南和飛機氣動彈性設(shè)計流程。組織具有豐富工程經(jīng)驗的設(shè)計師編寫了氣動彈性設(shè)計規(guī)范、全動翼面顫振設(shè)計方法、氣動彈性分析方法和途徑、顫振風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計手冊以及飛行顫振試驗條例與制度等方法類技術(shù)報告。這些設(shè)計技術(shù)文件均作為新入職員工的必讀教材。

2) 設(shè)計手段的完善。根據(jù)工程實際需要，對現(xiàn)有的商用軟件進行二次開發(fā)。在自主研制的相關(guān)工具中，融匯了在工程實踐中積累的經(jīng)驗和技巧，增加了程序錯誤診斷和自動糾偏等功能，以便年輕的設(shè)計師能夠較快地掌握和使用分析工具，從而提高設(shè)計精度和效率。在顫振模型試驗技術(shù)方面，對于物理模型的結(jié)構(gòu)形式、材料選取、模型激勵與防護和工藝制造方法等方面不斷推陳出新，避免簡單重復(fù)，積累了大量的工程實踐經(jīng)驗和寶貴的試驗數(shù)據(jù)，并且建立了滿足不同工程驗證需求的亞、跨、超聲速顫振模型風(fēng)洞試驗技術(shù)。

圖33 氣動彈性設(shè)計知識工程

3) 設(shè)計過程的管控。在飛機氣彈設(shè)計、分析和試驗驗證每一個環(huán)節(jié)，嚴(yán)格執(zhí)行國軍標(biāo)、行業(yè)質(zhì)量規(guī)范和研究所質(zhì)量文件。此外，對本構(gòu)關(guān)系復(fù)雜、涉及面廣且容易出錯的項目，編制檢查清單，規(guī)范工作流程，采用對照檢查、打勾(√)的形式提醒必要的步驟，防錯補漏。比如：振動與顫振分析檢查清單、顫振模型研制與風(fēng)洞試驗過程檢查清單、顫振試飛檢查清單、地面共振試驗檢查清單和ASE分析檢查清單等。制定可執(zhí)行的技術(shù)文檔標(biāo)準(zhǔn)模板，對專業(yè)工作中產(chǎn)生的設(shè)計報告、分析報告、試驗任務(wù)書及配套數(shù)據(jù)、試驗報告以及技術(shù)協(xié)調(diào)單等，規(guī)范其內(nèi)容和格式并嚴(yán)格執(zhí)行審簽制度，避免產(chǎn)生各種類型的低級錯誤。

4) 設(shè)計成果的體現(xiàn)。積極申報各類專利和技術(shù)成果，在各種學(xué)術(shù)期刊和學(xué)術(shù)會議上發(fā)表文章，對型號工作中的技術(shù)攻關(guān)和發(fā)明創(chuàng)新等進行全面的總結(jié)。近年來，將取得的成果和專利積極轉(zhuǎn)化應(yīng)用到航空、航天各類飛行器設(shè)計中，使之獲得更大的社會和經(jīng)濟效益。

5) 設(shè)計領(lǐng)域的拓展。始終緊密跟蹤國內(nèi)外氣動彈性設(shè)計技術(shù)的發(fā)展趨勢和方向，瞄準(zhǔn)未來戰(zhàn)斗機研制的需求，不斷拓展專業(yè)技術(shù)，提高設(shè)計能力。在氣動彈性設(shè)計規(guī)范和設(shè)計準(zhǔn)則、非線性氣動彈性理論分析和考慮寬域多場耦合氣動彈性試驗驗證技術(shù)等方面力求取得進步，為下一代戰(zhàn)斗機的研發(fā)打下基礎(chǔ)。

3 結(jié)論與展望

經(jīng)過十多年努力，中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所氣動彈性專業(yè)突破了新一代戰(zhàn)斗機的氣動彈性設(shè)計瓶頸，建立并全面實踐了氣動彈性多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，完善和發(fā)展了高質(zhì)量、高精度、高效率的地面、風(fēng)洞和飛行試驗技術(shù)，從而建立了中國新一代戰(zhàn)斗機氣動彈性精益設(shè)計與驗證技術(shù)。按照結(jié)構(gòu)完整性大綱總要求，系統(tǒng)完成了優(yōu)化設(shè)計、理論分析、地面試驗、風(fēng)洞試驗和飛行試驗驗證，實現(xiàn)了氣動彈性設(shè)計的總目標(biāo)要求，為型號飛機的成功研制提供了有力的技術(shù)保障。

多個型號飛機的實踐經(jīng)驗表明，解決氣彈問題首先應(yīng)該重點關(guān)注飛機總體氣動和結(jié)構(gòu)布局。一旦總體布局確定，通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化方式提高顫振速度的設(shè)計空間受到較大限制，因此，在方案設(shè)計階段若充分重視氣彈綜合優(yōu)化設(shè)計會起到事半功倍的效果[7-11]。新一代戰(zhàn)斗機氣動彈性設(shè)計技術(shù)的成功應(yīng)用證明了該設(shè)計思想的正確性和可行性。

未來戰(zhàn)斗機的發(fā)展將更加注重大過載、大機動，結(jié)構(gòu)/功能一體化設(shè)計、智能材料和變體技術(shù)的廣泛應(yīng)用[59-67]，這些總體性能特征將導(dǎo)致多場耦合環(huán)境下的氣彈問題更加突出、嚴(yán)峻和復(fù)雜。為了適應(yīng)未來戰(zhàn)斗機的發(fā)展需要，氣彈設(shè)計師應(yīng)以新問題、新挑戰(zhàn)作為導(dǎo)向和牽引，充分利用復(fù)雜的流體、結(jié)構(gòu)、控制、飛行力學(xué)等多場耦合這一特點，豐富和完善多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，在保證氣彈飛行安全的同時使得飛行器具備更優(yōu)越的飛行品質(zhì)和作戰(zhàn)性能指標(biāo)。

針對未來型號飛機設(shè)計、分析、試驗和試飛過程中暴露的新的復(fù)雜氣動彈性問題，氣彈設(shè)計師應(yīng)全面、深入地開展氣動彈性設(shè)計頂層技術(shù)文件研究，面向不同類別和不同任務(wù)需求飛機制定相匹配的氣動彈性設(shè)計準(zhǔn)則、解決策略和技術(shù)途徑，建立適應(yīng)未來戰(zhàn)斗機研制要求的氣彈設(shè)計能力與技術(shù)體系。此外，智能材料結(jié)構(gòu)與運動機構(gòu)動力學(xué)建模、CFD流固耦合快速分析技術(shù)、氣動彈性優(yōu)化設(shè)計技術(shù)、非線性氣彈分析技術(shù)、新型地面、風(fēng)洞和飛行試驗驗證技術(shù)等均是飛機氣彈設(shè)計師未來重點突破和不斷探索的研究方向。