大展弦比弹翼张开机构运动分析
大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析
⼤展弦⽐机翼的有限元模态及谐响应分析2019-10-30【摘要】本⽂⾸先介绍了对机翼进⾏模态分析和谐响应分析的重要性和必要性[1]；以⼤展弦⽐全球⽆⼈机为例，⽤catia有限元软件进⾏机翼的建模，利⽤⽹格前处理软件icem进⾏流场域和机翼的⽹格划分；将⽹格⽂件代⼊fluent计算出在飞⾏中机翼所受到的⼒，将所受到的⼒代⼊ANSYS中进⾏机翼的模态分析，得到机翼的前六阶频率和变形量；之后再进⾏机翼的谐响应分析，得出机翼的频谱图；综合模态分析和谐响应分析，得出材料为钢的的机翼共振频率为700Hz（±10Hz）。
【关键词】模态分析；谐响应分析；频谱图；共振频率Modal and Harmonic Response Analysis of Large Aspect Ratio WingJIA Xi-lin CHEN Bai-song（The Aviation University of Air Force， Changchun Jilin 130000， China）【Abstract】Firstly introduces the necessity and importance of the modal analysis and harmonic response analysis of the wing ； Such as the exhibition string than global unmanned aerial vehicle ， Using finite element software catia to modal the wing ，using the grid processing software icem to mesh the flow filed and the wing； put the grid file into fluent to calculate the force of the wing， put the force into ansys to analysis the modal of the wing to achieve the first six order frequency and deformation ； analysis the harmonic response of the wing to achieve the wing figure of spectrum ； Combined with the modal analysis and harmonious response analysis，get the resonant frequency of the wing made of steel is700Hz（±10Hz）.【Key words】Modal analysis； Harmonic response； Figure of spectrum； Resonant frequency0 引⾔现代飞机利⽤增⼤展弦⽐的技术来获取飞机性能的提升和亚⾳速航程的增⼤，但在飞⾏中，⼤展弦⽐飞机的机翼更容易受到来⾃不同⽅向的⽓流扰动，造成机翼的弯曲变形，扭转变形，甚⾄损坏。
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展杨超;杨澜;谢长川【摘要】近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战.本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】10页(P1009-1018)【关键词】气动弹性;大展弦比机翼;几何非线性;气动建模【作者】杨超;杨澜;谢长川【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言自20世纪90年代末起，由于长航时无人机、大型运输机和大型客机等长航时飞行器的高性能要求，高升阻比和轻质结构的设计充分体现在大展弦比机翼设计中，随之而来的一类新的非线性气动弹性问题开始受到关注，即大柔性飞行器的大变形几何非线性气动弹性问题。
采用轻质材料的大展弦比机翼是该问题的主要研究对象，其力学本质在于结构求解中的小变形假设不再适用，结构受力变形后的平衡态相对未变形的结构呈现明显的几何差异，结构的承载和变形状态引起的几何非线性因素使得结构静、动特性发生改变，并且改变静、动气动弹性耦合关系，从而使气动弹性的研究及应用面临新的挑战。
大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究
大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【期刊名称】《《航空科学技术》》【年(卷),期】2019(030)007【总页数】6页(P27-32)【关键词】桁架支撑机翼; 大展弦比; 静气动弹性【作者】王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【作者单位】航空工业第一飞机设计研究院陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V214传统桁架支撑机翼构型在小型飞机及通用飞机上应用较多，能够有效弥补小型飞机机翼结构高度较小而引起的结构强度与刚度不足问题，但未充分挖掘桁架支撑机翼在增大机翼展弦比从而提升飞机升阻比与巡航效率方面的潜力[1]。
20 世纪70年代以来，桁架支撑机翼布局形式在大中型运输机上的应用研究越来越引起重视。
美国国家航空航天局（NASA）、波音公司、弗吉尼亚理工大学与佐治亚理工学院等科研院所、航空企业与高校均对该种布局形式运输机开展了较为深入的研究论证[2～4]。
欧洲空客公司也推出了基于桁架支撑机翼构型的A30X-C2飞机概念[5]。
而国内目前尚未见有针对该种布局的系统研究。
相关研究结果表明，桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量（质量），增大机翼展弦比，进而提高飞机升阻比，降低油耗，因此桁架支撑机翼构型成为一种很有潜力的未来运输机布局方案[2～5]。
在气动方面，桁架支撑机翼通过加装机翼支撑结构，可以有效降低机翼弯曲载荷，进而以较小的重量代价大幅度提高机翼展长与展弦比，降低诱导阻力；此外，机翼弦长减小，机翼相对厚度也可以降低，有利于增大边界层转捩雷诺数，扩大层流区，进而降低摩擦阻力；但是机翼与桁架连接处的结构带来了额外的干扰阻力。
结构方面，桁架支撑这种新的布局形式使得内翼段承受的弯矩减小、主翼面盒段更轻、更薄，从而使得机翼柔性更大。
同时，桁架支撑结构使得机翼结构传力方式不同于常规机翼，结构中的轴向内力传到内翼段，使得机翼结构和桁架支撑不仅受到弯曲作用，还受到拉/压力作用[6,7]。
大展弦比飞翼刚弹耦合运动稳定性分析
大展弦比飞翼刚弹耦合运动稳定性分析王立波;唐矗;杨超【摘要】推导了平均体轴系下弹性飞机的刚弹耦合运动方程,然后基于小扰动假设将其线化,综合有理函数拟合得到的时域非定常气动力模型,建立了可用以弹性飞机刚弹耦合运动学稳定性分析的状态空间模型.对某大展弦比飞翼布局无人机的纵向刚弹耦合运动稳定性进行了建模与计算.结果显示随着飞行速度的增加,机翼对称一弯模态与短周期运动模态发生耦合,使得飞翼在较小的飞行速度下就出现自由体颤振现象,表明结构弹性会对飞翼纵向动力学稳定性造成显著的影响,在大展弦比飞翼设计过程中应当引起重视.研究了在刚弹耦合状态空间建模过程中,截取弹性模态阶次的多少对稳定性分析结果的影响.分析了结构刚度对飞翼刚弹耦合运动稳定性的影响.计算表明刚弹耦合失稳速度随机翼刚度的增加呈近似线性增加的趋势.在相同速度水平下,弹性飞翼的短周期频率和阻尼值均随着机翼刚度的增加而增加.%The motion equation of a flexible aircraft have been derived based on the mean axes, which consider the rigid?body degrees of freedom as well as the elastic degrees of freedom of aircraft. The unsteady aerodynamics in time domain is computed by rational function approximation. The linear state?space model of the aircraft is then es?tablished based on the small disturbance theory, which could be used for flight dynamic stability analysis of the flexible aircrafts. For instance, the longitudinal stability analysis of a flying wing with large?aspect?ratio wings has been modeled and analyzed. The root locus indicates that an unsteady phenomenon called the free?body?flutter ap?pears at a low speed, because the first structural bending mode will interact with the short?period mode, whichmeans the structural flexibility will have a great influence on the flight stability of the flying wing, and that should be considered during the aircraft design procedure. Moreover, the effects by the number of elastic modes that have been used to establish the state?space model and the stiffness of the wing structure on the flight stability have also been studied. The result indicates that the stability critical speed of the flying wing will increase with the stiffness linearly. The frequency and damping of the short?period mode of the flying wing will also increase with the stiffness, if the velocity is frozen.【期刊名称】《西北工业大学学报》【年(卷),期】2017(035)006【总页数】9页(P1096-1104)【关键词】气动弹性;弹性飞机;动力学稳定性;飞翼【作者】王立波;唐矗;杨超【作者单位】中航工业第一飞机设计研究院总体气动设计研究所,陕西西安710089;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;中航工业第一飞机设计研究院强度设计研究所,陕西西安 710089;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191【正文语种】中文【中图分类】V212.12;V215.3飞翼布局是一种无明显机身和尾翼的特殊布局形式，其外形顺滑、全机浸润面积小，可有效地减小全机摩擦阻力和干扰阻力。
基于CFD／CSD的大展弦比机翼气动弹性分析
图 ２ 高 空 长 航 时无 人 机 三维 模 型
重 新联 结起 来形 成整 体 的结 构 方程 ：
Ｋ ， ｐ＝ （） ２
本 文 采 用 六 面 体 结 构 网 格 ， 格 数 量 约 为 网
３２万 。 固体 模型 为机 翼 ， 料 为铝 合 金 ， ４ 材 采用 六 面体 网格 ， 网格 节 点 为 １９８个 ， 元 数 为 ２７ ７５ 单 ９５ 个 。耦 合计 算 网 格 如 图 ４ 。气 动／ 构 耦 合 选 用 结 同步交错 耦合 法 ， 合 计 算 时 间 周 期 为 ５Ｓ时 间 耦 ， 步长为００１ ， ．０ 时间 步 内给定最 小计 算 步数为 ２ Ｓ ， 最 大 为 ３ 时 间步 外 给 定 最 小 步 数 为 １ 最 大 为 ， ， １ ， 动先 计 算 ， 构 接受 到 分 布力 后 再 计 算 ， Ｏ气 结 然
用 的机翼 往 往有 非 常大 的展 弦 比（ 可达 到 ３ ） 结 ５ ，
气 动 弹性计 算 的发展 、 完善 ， 依赖 于气 动力计 算 和结 构计 算精度 的提高 和耦合 技术 的发 展 。气 体／ 构耦 合 技 术 的发 展 主要 表 现 为 使用 更 高精 结
度 的插值 算 法进行 位移 和力 的传 递 ¨ 。由于这 些 技术 的发 展 ， 于 Ｃ Ｄ Ｃ Ｄ 气 动 弹性 计 算 方 基 Ｆ／Ｓ
题 。
收 稿 日期 ： ０ ２— １ ５ ２ １ ０ 一ｌ
作 者简 介 ： 景武 （９ ２一） 男 ， １６ ， 辽宁抚顺人 ， 高级工程师 ， 主要研 究方 向： 飞机 研制过程质 量监控及 总体设计 ， ｍａｌｓｎｉｇ ９ ２ Ｅ— ｉ：ｕｐｎ １６ ＠
大展弦比机翼翼段气动弹性效应下拓扑优化分析
大展弦比机翼翼段气动弹性效应下拓扑优化分析吕计男;郭力;范学领;陈刚;刘子强【摘要】针对大展弦比机翼,根据巡航飞行状态气动载荷,采用拓扑优化方法进行结构优化及减重设计.机翼气动载荷由CFD/CSD耦合数值计算方法获得,载荷分布考虑了气动弹性变形下载荷大小和分布形式的变化.拓扑优化采用密度法,以结构减重指标为约束,以整体柔度最小为目标,采用商用软件开展分析.采用选择性激光烧结工艺并使用尼龙材料进行3D打印拓扑优化结构,验证了优化后结构的可加工性.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】5页(P1047-1051)【关键词】气动弹性;拓扑优化;3D打印;低速;CFD/CSD【作者】吕计男;郭力;范学领;陈刚;刘子强【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;西安交通大学航天航空学院,陕西西安 710049;西安交通大学航天航空学院,陕西西安 710049;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言低速、大展弦比飞机结构减重是飞机设计中面临的重要问题。
此类飞机往往柔性大，气动力和结构相互作用下气动弹性变形明显。
气动弹性变形使得气动载荷重新分布，气动载荷大小及分布规律与刚性飞机相比变化明显[1-2]。
大展弦比机翼气动载荷作用下几何非线性效应明显[3]，结构刚度受载荷状态影响且结构变形又影响气动力的分布，气动/结构一体化优化成为重要的研究方向[4]。
目前飞机设计主要根据经验来布置机翼的梁和肋的位置，结构的形状和尺寸受制于传统制造技术。
如果取消制造技术的约束，将设计重点转移到根据载荷形式确定结构，去除不需要的材料，将有效提高结构效率，达到减重的最终目标。
结构优化设计中,拓扑优化方法被认为是一种根据给定的设计空间确定结构材料分布的有效的数学方法。
在过去的一段时间内，基于拓扑优化的方法并没有得到有效的应用，其中很重要的一个原因是优化后的结构无法采用传统制造工艺完成或者加工成本过高[5]。
大展弦比柔性机翼气动特性分析_马铁林
2007年7月第33卷第7期北京航空航天大学学报Journa l o f Be iji ng U nivers it y of A eronauti cs and A stronauti cs July 2007V o.l 33 N o 17收稿日期:2006-06-28作者简介:马铁林(1978-),男,黑龙江齐齐哈尔人,博士生,mati eli n@yahoo .co .大展弦比柔性机翼气动特性分析马铁林 马东立 张 华(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100083)摘 要:长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD )软件FLUENT 和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN 联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD /CSD 耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.关 键 词:CFD /CSD;大展弦比柔性机翼;静气动弹性;气动特性;一体化设计中图分类号:V 221;V 211.41文献标识码:A 文章编号:1001-5965(2007)07-0781-04Aerodyna m i c charact eristi c ana l y sis of hi g h -aspect rati o el a sti c w i n gM a T ielin M a Dong li Zhang H ua(S chool of Aeronau tic S ci en ce and E ngi neeri ng ,B eiji ng Un i vers i ty ofA eronau tics and A stron auti cs ,Beiji ng 100083,Ch i na)Abstr act :The aerodyna m ic perfor m ance and flying safety of l o ng -endurance unm anned aer i a l veh icle (UAV )are largely affected by the aer oe lastic d istortion of its high-aspect ratio w ing .H i g h -aspect rati o w i n g o fUAV is bended and t w isted by the air l o ad duri n g flight and couldn p t be treated as a traditi o na l rig i d w ing .The effect of static aeroe lastic distorti o n to t h e aerodyna m ic characteristic for a rea l h i g h -aspect ratio sweepfor w ar d w ing o f co m posite m ateria lunder d ifferen t load statusesw as analyzed .The i n tegrated design m ethod co m bined aerodyna m ic w ith str ucturalw as adopted in this ana l y sis using assoc i a ted co m puta ti o na l fl u i d dyna m ics (CFD )progra m FLUE NT and co m puta ti o na l str uctua l dyna m ics (CSD)progra m NASTRAN.The resu lt show s a lif-t drag ratio drop and a re m arkable i n crease on r o lli n g and ya w ing m o m ents wh ich a ffect the portra it and latera l aerodyna m ic perfor m ance ofUAV negatively .The result a lso show s that the CFD /CSD coupli n g co m putati o na l m ethodo logy is re liable to be used aerodyna m ic -str uctural i n tegrated desi g n of elastic w i n g .Key wor ds :CFD /CSD;h i g h -aspect rati o e lastic w i n g ;static aeroe l a stics ;aerodyna m ic characteristic ;i n tegrated desi g n现代长航时无人机为提高飞行性能减小起飞重量,飞机结构大量采用碳纤维复合材料,尤其是在机翼和尾翼等部件.在布局上普遍选用大展弦比机翼来提高飞机的升阻比,而这种复合材料大展弦比机翼在受到气动载荷时,产生很大的上翘和扭转变形[1],此问题属于气动弹性静力问题.柔性机翼的这种静气弹变形严重影响着飞机的气动性能,尤其是横侧向气动特性,使飞机偏离原设计点,影响无人机的飞行安全.国外研究机构对此问题进行了很多相关研究,提出了各种解决途径.20世纪80年代俄罗斯中央流体动力研究院开发了多学科飞机设计的综合设计软件ARGON,90年代后期,美国M SC 公司推出了能够进行气动力-结构一体化耦合计算只是采用了平板气动力计算方法,都没有将飞机的非线性气动力和结构变形同时考虑到飞机的飞行载荷计算中[2].21世纪初,国外学者又提出了H I SSS/NASTRAN方法[3]、CFL3D/GFEC方法[4]、ZAERO/NASTRAN方法[5]等气动/结构一体化的设计手段,这些方法都将结构的弹性变形考虑到了飞机设计中,同时为研究柔性机翼的静气动弹性问题提出了很好的解决途径.国内学者针对柔性机翼的静气弹问题也开展了相应的研究[6-7],提出了可行的研究手段,但所选择的计算模型较简单,尤其是结构模型不能反映实际飞机结构的特点.本文针对长航时无人机的特点,机身和尾翼的弹性变形相对机翼来说对飞行性能影响较小,利用结构/气动一体化设计的方法,将CFD软件FL UENT和CSD软件NAS-TRAN结合起来,对某无人机大展弦比前掠翼机翼进行了静气弹计算,并详细分析了结构弹性对机翼气动特性的影响.1前掠翼机翼模型选择某长航时无人机方案的大展弦比前掠机翼作为研究对象,模型的俯视图和正视图见图1.图1前掠翼模型全机的滚转力矩主要由机翼产生,机翼上反角和后掠角是影响全机滚转力矩最大的几何参数[8],机翼的滚转力矩导数可由公式(1)近似表示,可以看出机翼前掠降低了机翼的滚转稳定性,为了弥补这个缺陷,适当增加机翼上反角来提高全机的滚转稳定性.所以此方案所选择的机翼为带有一定上反角的大展弦比前掠机翼,同时为了增加机翼根部的容积,方便结构布置,翼根处加大了弦长,并前缘后掠.C l B=-C A L#¸y p/2-si n+1/2C L¸y p/2(1)式中,C l B为机翼的滚转力矩导数;C A L为机翼的升力线斜率;C L为机翼的升力系数;#为机翼上反角;+1/2为机翼1/2弦线后掠角,后掠为正,前掠为负.2气动/结构一体化计算方法为研究机翼静气弹变形对气动性能的影响,荷分布,然后计算在这种载荷状态下机翼的变形情况,有了变形数据,再重新进行气动计算,这样迭代下去就可以得到最终的结果.求解弹性机翼气动力的基本思想有弱耦合法和强耦合法.弱耦合法将气动分析模式和结构分析模式结合起来,首先完成气动分析,将收敛的气动力分布转移到结构模型中,用结构有限元方法计算出结构变形,针对变形的机翼重新生成气动计算网格,再进行气动分析,重复上述过程,直至气动或结构满足收敛条件,通常经过4~7次迭代即可收敛[7].而在强耦合法中,气动方程和结构方程是同时求解的,即在气动方程求解迭代期间,间断地按照还未收敛的气动力来计算结构变形,再把变形量计入气动力计算的迭代过程中去,直到变形和气动力都收敛[7].强耦合法更接近于实际情况,但实现起来比较复杂,尤其针对实际复杂机翼结构.本文采用弱耦合的方法,利用FL UENT和NASTRAN进行联合计算,得到了可信的结果,计算流程如图2所示.图2计算流程计算步骤为:①利用FLUE NT计算选定飞行状态的机翼气动性能(第一次迭代时,选择刚性机翼气动模型);②将气动计算得到的机翼物面压力分布,通过插值加到结构模型的机翼物面节点上;③利用Nastran计算机翼在此载荷状态下的弯曲和扭转静气弹变形;④根据结构弹性变形,重新进行建立气动模型.重复①~④步直到满足预选的收敛标准.气动模型和结构模型分别建模,气动模型物面网格点密,机翼前缘和后缘进行加密处理.结构模型物面网格点较稀,气动计算得到的压力分布要通过插值的方法加到结构模型的网格节点上.本文所选用的结构模型为一满足强度要求的实际多墙式结构,迭代过程中结构模型不变,每一次迭代气动模型要根据上一轮结构模型变形结果进行调整.机翼是对整个飞机性能影响最大的部件,研究单独机翼的气动特性的变化可以反映出这种弹性变形对全机气动性能的影响.针对高空长航时无人机飞行过程中无机动,过载小的特点,选择0b~6b小迎角、0b~4b小侧滑角范围进行研究,同时选择1g,3g两种载荷状态进行对比分析.782北京航空3柔性机翼静气弹计算与结果分析经过3轮迭代以后1g过载下翼尖挠度由最初的516mm变化到517.3mm,气动计算发现结构变形的这种微小增量对气动性能的影响很小,可以认为计算已经稳定,这也说明气动的收敛早于结构收敛.图3表示了刚性机翼以及弹性机翼在1g和3g过载下的变形情况.1g过载和3g过载下弹性机翼延展向的弯曲变形情况如图4所示,扭转变形如图5所示.在1g过载情况下,机翼翼尖挠度为517mm,扭角为0.36b;3g过载情况下,翼尖挠度为1072mm,扭角为0.85b.图3机翼变形图图4弯曲变形图图5扭转变形图图6为3种状态下的机翼升力延展向的分布情况,可以看出3g过载下机翼的升力环量分布相比其他2种状态明显提高,但在展向2m处升力分布有一/凹陷0,这是因为3g过载下机翼载荷加大,展向流动也随之增强,前掠翼外翼展向流动向翼根方向堆积,由于机翼内翼后掠,所以内翼展向流动又向翼尖方向堆积,这就造成中外翼对接处气流提前分离,升力降低.机翼弹性变形对各气动参数的影响如图7~图6升力沿展向的分布图7升力曲线图8阻力曲线图9升阻比曲线图7升力曲线中3g过载情况,升力也明显增大,这是因为大展弦比机翼受载后弯曲和扭转变形都很严重,机翼正扭转角加大相当于加大了机翼的零升迎角,这主要影响纵向气动性能,使相同迎角下机翼的升力增大,但升力曲线线性段斜率基本不变;随着过载的增大,机翼阻力随之增大,升阻比减小,见图8、图9,CD为机翼阻力系数,K为机翼升阻比;机翼扭转对升力线性段的纵向力矩导数影响不大,但相同迎角下纵向力矩随着过第7期马铁林等:大展弦比柔性机翼气动特性分析图10纵向力矩曲线图11滚转力矩曲线图12 偏航力矩曲线载的增大而增大,如图10,C m 为纵向力矩系数.机翼弯曲变形使机翼上翘相当于加大机翼上反角,这严重影响着机翼的横侧向力矩特性,如图11、图12所示,C l 为滚转力矩系数;C n 为偏航力矩系数.各计算状态在A =0b 时的滚转力矩导数C l B 和偏航力矩导数C n B 见表1.表1 横侧向气动特性对比项目C l B C n B 刚性机翼-0.00090.000021g 过载弹性机翼-0.0022-0.00013g 过载弹性机翼-0.0035-0.0003机翼在1g 过载下,滚转力矩导数绝对值为刚性机翼的2.44倍,3g 过载下为刚性机翼的3.89倍.同时可以看出,机翼受载同时产生了稳定的偏航力矩,一般来说,飞机的偏航力矩都是由垂尾产生的,而大展弦比机翼弹性变形使滚转力矩与偏航力矩都有很大的提高.实际飞行过程中机翼严重的弹性变形,使得在初始设计阶段按刚性机翼设计横侧向气动性能匹配的飞机偏离原设计点,4 结 论本文采用气动/结构一体化的设计方法,对大展弦比柔性机翼的气动特性进行了深入研究,得出以下结论:①机翼受载后的弹性变形对纵向和横侧向气动性能都有影响,弹性变形使升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大.②弹性变形使飞机纵向气动性能降低,但不影响飞行安全;横航向气动参数的改变,对飞机横航向的稳定性产生了严重的影响,滚转力矩导数C l B 过大,飞机易产生荷兰滚或飘摆不稳定.③对于大展弦比无人机,气动计算时应考虑到弹性对气动特能的影响,调整参数时不能为增大滚转稳定性一味的增大机翼上反角.④FLUE NT /NASTRAN 结合的CFD /CSD 耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.参考文献(References )[1]Pal aci os R ,C esn i k C.S tatic non li near aeroel astici ty of flexi b leslenderw i ngs i n co m pressi b le flo w [R].A I AA-2005-1945,2005[2]邓立东,李天.柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究[J].飞行力学,2004,22(4):85-88Deng L i dong ,L iT ian .Researc h of non li near fli ght load s cal 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基于hajif的大展弦比机翼动力学分析方法研究
V ol. 59 No. 4工程与试验 ENGINEERING & TEST Dec. 2019随着现代航空技术的发展，大展弦比机翼飞机不断涌现，加上先进复合材料在飞机上的广泛运用，飞行器设计中的动力学问题已越来越引起人们的关注。
飞机的结构设计除了需要满足规定的功能要求外，也不能忽视结构的使用强度、刚度、稳定性与可靠性。
随着飞行器结构强度设计分析技术和试验技术的发展，飞机结构的静力破坏在使用中逐渐减少，而疲劳引起的裂纹和断裂所占的比例明显增多。
究其原因，很大一部分是由于振动、冲击等一些动载荷所引起的振动而造成疲劳破坏或动强度破坏[1]。
在飞机的实际使用中，由于振动而引起设备、系统的功能失效或降低的事故屡见不鲜。
根据国内飞机设计经验，有些构件在设计时强度指标达到要求，运行不久便出现疲劳破坏。
通常做法是在哪个部位断裂，就在哪里加固，这种方法不仅增加维护成本自重，而且不能把问题从根本上消除。
结构动力学的发展得益于各种通用型结构动力学分析[2] 软件在航空领域的应用，例如 Ansys、Abaqus、MSC/Nastran。
这些专业软件兼容性强，内置元素库多，基本上能满足现有动力学分析的所有内容，而且可与各类CAD 软件、实体模型生成软件实现无缝对接。
然而，这些通用软件由于其通用性，存在和实际工程领域联系不紧密的缺点。
值得一提的是，我国也自主研制开发了航空结构强度分析与优化设计软件系统（HAJIF），它是中航工业强度所研制推出的国内航空界功能最为全面的大型CAE 软件系统，以强度试验数据库为支撑，提供飞行器结构静强度、动强度、热强度、气动弹性、结构优化设计等基本求解功能，以及飞机结构细节强度校核、耐久性等特色分析功能。
系统还提供可满足用户特殊需求的开放式定制环境，并设计有与多种主流CAE 软件的接口，具备独立的前后置处理功能。
本文就HAJIF 软件中的动力学分析的流程进行详细介绍，对常用特征值分析方法、动力矩阵装配展开具体研究。
大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析
大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析机翼是飞机的重要组成部分，其曲率和结构参数对机体飞行性能有重要影响。
随着科学技术的不断发展，有限元方法逐渐成为机翼设计与分析的重要手段之一。
其中，大展弦比机翼因其优异的空气动力性能，在飞机领域中得到广泛应用。
本文将介绍大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析。
一、大展弦比机翼的结构特点大展弦比机翼是指翼展较长而翼弦较窄的机翼类型。
相比短小精悍的机翼，大展弦比机翼减少了空气动力阻力，提高了飞机的滑翔能力和燃油经济性。
一些常见的大展弦比机翼包括战斗机F-16、客机A380等。
二、有限元模态分析有限元模态分析是一种用于研究结构振动特性的方法。
模态分析的核心思路是将结构分解为一系列自由振动模态，求解结构的阻尼、刚度和质量等参数。
这些参数可以用于预测结构在不同外力作用下的振动响应。
对于大展弦比机翼而言，其在飞行过程中会遭受多种载荷，例如空气动力等力的作用，以及在着陆和起飞过程中受到的惯性和弯曲力的影响。
因此，我们需要对大展弦比机翼进行有限元模态分析，以预测其振动特性。
在有限元模态分析中，我们可以通过数值方法计算得到机翼的共振频率和振动模态。
进一步，我们可以对沿着机翼展开的不同振动模态进行分析，了解其对飞机的振动响应和疲劳寿命所产生的影响。
三、谐响应分析大展弦比机翼的谐响应分析可以帮助我们更好地理解其在不同载荷和振动频率下产生的响应。
谐响应分析的步骤是：首先对机翼进行模态分析，然后对诸如冲击载荷、风荷载和惯性载荷等载荷进行分析，以评价机翼的稳定性和疲劳寿命。
机翼的谐响应分析一般分为两个步骤：启动计算和稳态计算。
在启动计算中，我们采用某种特定形式的受力来唤起机翼的振动。
在稳态计算中，我们对机翼进行调研，并计算其响应频率。
根据不同载荷的强度和特性，我们可以计算机翼的接受力，并分析结构的疲劳寿命。
四、应用案例以A380机翼为例，我们展示了大展弦比机翼的有限元模态及谐响应分析。
大展弦比前掠翼气动弹性分析和优化
大展弦比前掠翼气动弹性分析和优化高性能长航时飞机最近得到了足够的重视，这类的飞机有着很大的展弦比，且要求重量非常的低，这类飞机飞行时候变形很大，气动弹性问题是越来越突出了在高的展弦比和地的重量下，所以，注意气动弹性问题和进行足够分析是很重要的。
为了得到更好的气动性能，前掠翼就被注意到了再高性能长航时飞机的设计中，相应的研究已经在进行了。
相比于后掠翼和平直翼，前掠翼又更好的气动性能，但是呢，却又低的发散速度，研究表明，这是后好处的对于长航时飞机的重量和气动变性的要求，当复合材料被足够好的使用在设计中的时候。
好性能长航时飞机的气动弹性问题变得更加容易解决因为前掠布局和复合材料的应用。
对于复合材料的机翼，掠角，和蒙皮又非常大的影响对其气动弹性和结构的优化来说。
这两个是结构设计中药考虑的，有非常多的研究在这个方面最近。
为了在气动弹性上面获得满意的结果，需要用合适的钥匙。
过去，气动弹性的优化方法研究主要是面向常规的敏感的算法，但是，这个只能得到部分的最好的解，分析结果也是非常的局限的。
最近，作者和他的小组开始了对遗传的/敏感的方法进行了气动弹性的优化研究，已经用在了中等展弦比的前掠翼飞机上面了，结果是令人满意的。
气动弹性建模和相应的计算被执行用不同的前掠角和蒙皮轴取向，去分析前掠角和蒙皮轴取向对前掠翼的静气动弹性和动气动弹性的影响。
在这个基础上，为了为飞机总体的设计提供借鉴参考，遗传的/敏感的算法被应用，为了研究前掠角、蒙皮趋向角对最后重量的影响，几何非线性气动弹性分析和优化的影响被几乎忽略，由于弯曲和扭转变形分析的对象都比较小，几何非线性较轻。
1理论基础气动弹性分析是基于矩阵为基础的，通过矩阵的分解，组合和变换完成的了。
为了方便地管理矩阵的操作，定义位移向量集是必要的，并为每一位移矢量集指定的自由度。
事实上，不同的位移矢量集出现在不同的分析阶段。
1.1静气动弹性动态方程静气动弹性的动态方程一般可以表示为K aa为结构刚度矩阵。
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Ｔ ６ ． ， Ｊ７ ０ ３ Ｊ ２ ２ Ｔ ６ ． ７
为 了 获 得 较 高 的 升 阻 比 ， 到远 距 离 滑 翔 飞行 的 目 的 ， 载 布 撒 器 一 般 采 用 大 展 弦 比弹 达 机 翼 、 常 式 气 动 布局 … 。 在 挂 飞 状 态 这 种 弹 翼 折 叠 于 布 撤 器 背 部 ； 放 之 后 弹 翼 自 动 张 正 投 开 、 定 ， 布 撤 器 提 供 升 力 。 在 总 体 设 计 中 ， 了 确 保 弹 翼 同 步 张 开 、 靠 工 作 ， 翼 张 开 锁 给 为 可 弹
装 置 与 燃 气 装 置 从 结 构 复 杂 程 度 来 看 两者 相 差 不 多 。 它 们均 可提 供 足 够 的驱 动力 使 弹 翼 张 开 ， 终 选 择 哪 一 种 方 案 由 武 器 系 统 总 体设 计 考 虑 最
１ ３ 弹翼机构 所受约束 ． 弹翼张开机构所受约束包括开锁机构 、 限位与锁定 ， 并且要满 足国军标 （ Ｊ Ｉ ９ ） Ｇ Ｂ Ｂ ５ １ ４ 弹翼 张开机构的设计 方案 ．
构过于复杂 ， 成本会 有所增加 。因此 ， 本文主要考虑弹簧 、 缩气体 或燃 气。 压
采 用 弹 簧 是 最 简 单 的 选 择 。 但 是 作 为 武 器 ， 常 要 求 存 储 ｌ 通 ０ ａ以 上 。 这 么 长 的 时 间 ， 弹簧 长 期 处 于 压 缩 状 态 ， 弹性 会 有 所 下 降 ， 开 力 会 有 所 变 化 ， 而影 响 张 开 运 动 。 因 此 ， 其 张 进
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第 ２ ６卷 第 １期
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大 展 弦 比 弹 翼 张 开 机 构 运 动 分 析
收 稿 日 期 ：０ １ ０ ０ ２ ０ — ３— ９ 刘 晓利 男 ４ ４岁 研 究 员
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总 第 １ ２期 ２
刘 晓 利 大 展 弦 比弹 翼 张 开 机 构 运 动 分 析
４ ｌ
弹上使用 的驱动力不宜选用弹簧力 。然而在实验装置 使用 弹簧无 疑是 可行 的 压缩气 体
图 １为 以压 缩 弹簧 为驱 动 力 的 弹 翼 张 开 机 构
示意图 。
２ 弹 翼张 开机构 的分析模 型
２． 弹 翼 张 开 机 构 的 运 动 关 系 １ 如 图 ２所 示 。 图 中显 示 右 侧 一 片 弹翼 的 运 动 关 系 。 其 中 ，ｏ 点 为 弹 簧 及 滑 块 运 动 的 起 始 点 ， ｏ 点 为 弹 翼 轴 位 置 ， 为 连 杆 长 度 ， 为 与 弹 翼 固连 的摇 臂 长 度 。 着 滑 块 从 。 点 向 一 点 移 动 、 随 连杆 ｚ 动 摇 臂 ， 即 弹 翼 ）绕 ｏ】点 转 动 。 转 带 （ 其 动 角 度 ０与 弹簧 行 程 的关 系 如 下 ：
刘 晓利
（ 南京理工大学动力工程 学院， 南京 ２ ０ ９ ） １ ０ ４ 摘要 提 出一种大展弦比弹翼张开机构的设计方案 ， 方案选择 弹簧、 该 压缩 气体或
燃气为动力源 ， 采用连杆机构传递驱动 力 ， 符合 约束条件 与设计规 范； 此基础上 在 建立弹翼张开机构的运动分析模型 ， 包括 弹翼张开机 构的运动 关系、 受力分析和动 力学方程。对几种典型状态进 行对比计算 、 验证 分析模型 ， 获得一 些规律性认 识 其结果对于机 栽布撒器一类武器的总体设计与工程分析具有 实用价值 。
，
机 构 的 设 计 、 开动 力 与 参 数 的选 择 、 开 过 程 的 运 动 分 析 等 显 得 尤 为 重 要 。 张 张
１ 弹翼 张开机构 设计 方案
１１ 传力机构 ．
弹翼张开运动是绕翼轴转动的过程。为了使弹翼转动 ， 就得给 弹翼 施加力矩 ， 给弹翼施
力 的 方 式 可 选 择 齿 轮 机 构 和 连 杆 机 构 。 但 是 齿 轮 机 构 需 要 齿 轮 （ 齿 条 ） 接 接 触 ， 寸 较 或 直 尺
图 １ 弹 翼 张 开机 构
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大， 为了保证 弹翼 张开的对称性 ， 它要求加工精度高 、 且无法 调节加工误 差、 互换性差。相 比
之下 ， 杆机构设计灵活 、 工方便 、 艺性好 、 寸可调 、 连 加 工 尺 弹翼 张开 的对 称性 有 保 障 。 因 此 ， 本文选择连杆机构向弹翼传递力矩。 １ ２ 驱 动 力 ． 为 弹 翼 张 开 提 供 驱 动 力 可选 择 弹 簧 、 缩 气 体 、 气 以 及 电 动 机 等 。 弹 翼 张 开 机 构 的运 压 燃 动 相对 于 布 撒 器 的 飞 行 来 说 ， 作 时 间 很 短 ， ３ １０Ｓ 工 ０． ～ 。选 择 电 机 ， 要 为 其 供 电 ， 得 机 并 使
２ ２ 弹 翼 张 开 机 构 的受 力 ． ２ ２ １ 弹簧 力 ＦＴ及 力 矩 ｌ ． ⅥＴ
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（ ２） （） ３
Ｍｙ＝ （ ～ 一 ２ － ・ Ｏ ＯＳ 一 ） ｚ ） ２ ＣＳ Ｏ （ 式 中， ｋ为弹簧系数， 为弹簧最大压缩距离 。