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

操縱面對大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性的影響

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

以大展弦比機(jī)翼為典型構(gòu)型的高空長航時(shí)飛機(jī)越來越受到重視，機(jī)翼操縱面對飛機(jī)性能有著重要的影響。針對是否考慮操縱面建立某飛機(jī)兩種大展弦比機(jī)翼模型，通過有限元分析軟件NASTRAN進(jìn)行顫振分析，并將計(jì)算結(jié)果與機(jī)翼縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。結(jié)果表明：對于該飛機(jī)機(jī)翼，如果在顫振分析中加入操縱面，會(huì)使機(jī)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(jī)翼；顫振；有限元

近年來，隨著對飛機(jī)性能要求的提高，高空長航時(shí)大展弦比機(jī)翼的飛機(jī)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(jī)翼在空氣動(dòng)力作用下會(huì)發(fā)生彈性變形，這種彈性變形反過來又會(huì)使空氣動(dòng)力隨之改變，從而又導(dǎo)致進(jìn)一步的彈性變形，這種結(jié)構(gòu)變形與空氣動(dòng)力交互作用就是氣動(dòng)彈性現(xiàn)象[1]。氣動(dòng)彈性對機(jī)翼的操縱性和穩(wěn)定性具有顯著影響，嚴(yán)重時(shí)會(huì)破壞機(jī)翼結(jié)構(gòu)或造成飛行事故。因此氣動(dòng)彈性問題是飛機(jī)設(shè)計(jì)中必須考慮的一個(gè)重要問題[2]。

襟副翼作為機(jī)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(jī)翼氣彈分析中不能忽略的結(jié)構(gòu)[3-4]。飛機(jī)操縱面顫振是飛機(jī)顫振領(lǐng)域里最復(fù)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(jìn)行操縱面顫振分析，在模型建立、氣動(dòng)力計(jì)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(jī)翼模型[5-7]，二元機(jī)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(fù)雜問題,與真實(shí)機(jī)翼模型區(qū)別較大。對于大展弦比機(jī)翼的氣彈分析，現(xiàn)有文獻(xiàn)多是分析整體機(jī)翼[8-11]，很少建立帶操縱面的三維機(jī)翼模型。本文針對某飛機(jī)的大展弦比機(jī)翼，建立三維帶操縱面的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行顫振分析，并與機(jī)翼整體建模的顫振計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對比，研究了操縱面對大展弦比機(jī)翼顫振分析結(jié)果的影響。

1 機(jī)翼模型的建立

1.1 建立機(jī)翼結(jié)構(gòu)模型

利用PATRAN[12-13]軟件建立兩種機(jī)翼模型，分別為帶操縱面機(jī)翼模型(圖1)和不帶操縱面機(jī)翼模型(圖2)，兩種機(jī)翼模型沿展向分布31個(gè)翼肋，根部采用加強(qiáng)肋，機(jī)翼模型數(shù)據(jù)如表1所示。圖1帶操縱面機(jī)翼模型的操縱面與主機(jī)翼通過多點(diǎn)約束(MPC)來進(jìn)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(jī)翼模型主體采用硬鋁材料LY12，梁等主要承力部件采用加強(qiáng)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(jī)翼模型

圖2 不帶操縱面機(jī)翼模型

表1 機(jī)翼模型數(shù)據(jù)

表2 機(jī)翼材料參數(shù)

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

圖3 機(jī)翼模型的約束條件

1.2 建立機(jī)翼氣動(dòng)模型

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

2 計(jì)算與分析

對建立的兩種機(jī)翼模型進(jìn)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(jī)翼氣動(dòng)模型

圖5 不帶操縱面機(jī)翼氣動(dòng)模型

由表3可知，帶操縱面機(jī)翼模型與不帶操縱面機(jī)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(jì)算非定常氣動(dòng)力，采用表面樣條中的薄板樣條(TPS)[15]進(jìn)行機(jī)翼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和氣動(dòng)網(wǎng)格間的連接耦合，使用p-k法[16]計(jì)算兩種機(jī)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(jī)翼模態(tài)頻率對比

圖6 帶操縱面機(jī)翼Ma=0.2的V-g圖與V-f圖

圖7 帶操縱面機(jī)翼Ma=0.4的V-g圖與V-f圖

圖8 帶操縱面機(jī)翼Ma=0.6的V-g圖與V-f圖

圖9 帶操縱面機(jī)翼Ma=0.8的V-g圖與V-f圖

圖10 不帶操縱面機(jī)翼Ma=0.2的V-g圖與V-f圖

圖11 不帶操縱面機(jī)翼Ma=0.4的V-g圖與V-f圖

圖12 不帶操縱面機(jī)翼Ma=0.6的V-g圖與V-f圖

圖13 不帶操縱面機(jī)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(jī)翼模型的顫振點(diǎn)，并將得到的兩種機(jī)翼模型的顫振速度和顫振頻率列如表4所示。

表4 機(jī)翼顫振速度和顫振頻率數(shù)值計(jì)算結(jié)果對比

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

圖14 機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)測試

表5 數(shù)值計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對比

由表5可知，計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的誤差都在可接受范圍內(nèi)，驗(yàn)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(jī)翼為研究對象，針對是否考慮操縱面建立兩種機(jī)翼模型，并對兩種機(jī)翼通過有限元分析軟件NASTRAN進(jìn)行顫振分析，利用風(fēng)洞試驗(yàn)對分析結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，通過計(jì)算結(jié)果對比表明，考慮操縱面，會(huì)使機(jī)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(shí)際飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，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(jī)靜動(dòng)態(tài)及氣動(dòng)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)