操纵面对大展弦比机翼气动弹性的影响

张大千，杨 兵，钟林林，孔祥意(沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)

操纵面对大展弦比机翼气动弹性的影响

张大千，杨 兵，钟林林，孔祥意
(沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)

以大展弦比机翼为典型构型的高空长航时飞机越来越受到重视，机翼操纵面对飞机性能有着重要的影响。针对是否考虑操纵面建立某飞机两种大展弦比机翼模型，通过有限元分析软件NASTRAN进行颤振分析，并将计算结果与机翼缩比模型的风洞试验结果进行对比。结果表明：对于该飞机机翼，如果在颤振分析中加入操纵面，会使机翼模态频率降低，但颤振临界速度增加。

操纵面；大展弦比机翼；颤振；有限元

近年来，随着对飞机性能要求的提高，高空长航时大展弦比机翼的飞机越来越受到重视，在通讯中继和环境监测等方面具有广阔的发展前景。机翼在空气动力作用下会发生弹性变形，这种弹性变形反过来又会使空气动力随之改变，从而又导致进一步的弹性变形，这种结构变形与空气动力交互作用就是气动弹性现象[1]。气动弹性对机翼的操纵性和稳定性具有显著影响，严重时会破坏机翼结构或造成飞行事故。因此气动弹性问题是飞机设计中必须考虑的一个重要问题[2]。

襟副翼作为机翼的可操纵面，对于飞行器的姿态调整、增升降速有着关键影响，是机翼气弹分析中不能忽略的结构[3-4]。飞机操纵面颤振是飞机颤振领域里最复杂、最重要的部分，操纵面颤振也是最为常见的颤振事故，但进行操纵面颤振分析，在模型建立、气动力计算等方面存在一定难度，国内对于操纵面的颤振研究大多使用的是三自由度二元机翼模型[5-7]，二元机翼研究的是平面绕流问题，不能反应翼尖引起的一系列复杂问题,与真实机翼模型区别较大。对于大展弦比机翼的气弹分析，现有文献多是分析整体机翼[8-11]，很少建立带操纵面的三维机翼模型。本文针对某飞机的大展弦比机翼，建立三维带操纵面的动力学模型进行颤振分析，并与机翼整体建模的颤振计算结果进行对比，研究了操纵面对大展弦比机翼颤振分析结果的影响。

1 机翼模型的建立

1.1 建立机翼结构模型

利用PATRAN[12-13]软件建立两种机翼模型，分别为带操纵面机翼模型(图1)和不带操纵面机翼模型(图2)，两种机翼模型沿展向分布31个翼肋，根部采用加强肋，机翼模型数据如表1所示。图1带操纵面机翼模型的操纵面与主机翼通过多点约束(MPC)来进行位移及转角的传递，操纵面展长为3.25 m，其中襟翼2 m，副翼1.25 m。两种机翼模型主体采用硬铝材料LY12，梁等主要承力部件采用加强铝合金材料LC4和LD7，材料参数如表2所示。

图1 带操纵面机翼模型

图2 不带操纵面机翼模型

表1 机翼模型数据

表2 机翼材料参数

机翼是通过接头固定连接到机身上的，因此将机翼模型边界条件设置为3个壳单元在根部固定的形式，如图3所示。

图3 机翼模型的约束条件

1.2 建立机翼气动模型

使用Flightloads模块进行两种机翼气动模型的建立[14]。对于带操纵面机翼模型，将机翼划分成5个气动分区，其中操纵面副翼、襟翼单独分区，机翼固定面部分分别从襟翼的内、外分界处划分开，机翼的气动模型见图4所示。对于不带操纵面机翼模型，只建立一个气动区，气动模型见图5所示。

2 计算与分析

对建立的两种机翼模型进行模态分析并取前4阶主模态，模态频率比较见表3。

图4 带操纵面机翼气动模型

图5 不带操纵面机翼气动模型

由表3可知，带操纵面机翼模型与不带操纵面机翼模型相比，弯曲和扭转频率都有小幅下降。

NASTRAN软件中已集成偶极子网格法计算非定常气动力，采用表面样条中的薄板样条(TPS)[15]进行机翼结构网格和气动网格间的连接耦合，使用p-k法[16]计算两种机翼在海平面下Ma=0.2、0.4、0.6、0.8的颤振速度和颤振频率。调用求解序列SOL145，得到V-g图与V-f图分别如图6～13如所示。

表3 机翼模态频率对比

图6 带操纵面机翼Ma=0.2的V-g图与V-f图

图7 带操纵面机翼Ma=0.4的V-g图与V-f图

图8 带操纵面机翼Ma=0.6的V-g图与V-f图

图9 带操纵面机翼Ma=0.8的V-g图与V-f图

图10 不带操纵面机翼Ma=0.2的V-g图与V-f图

图11 不带操纵面机翼Ma=0.4的V-g图与V-f图

图12 不带操纵面机翼Ma=0.6的V-g图与V-f图

图13 不带操纵面机翼Ma=0.8的V-g图与V-f图

找出图6～13中不同马赫数下机翼模型的颤振点，并将得到的两种机翼模型的颤振速度和颤振频率列如表4所示。

表4 机翼颤振速度和颤振频率数值计算结果对比

由数值计算结果可知，带操纵面机翼颤振速度速度大于不带操纵面机翼，但随着马赫数的增加两种机翼的颤振速度接近，而对于颤振频率来说，带操纵面的机翼比不带操纵面的机翼小。为验证计算结果的正确性，对该机翼的缩比模型进行了风洞试验，测试系统如图14所示，将风洞试验结果根据相似准则折算到实际机翼并与数值计算结果进行对比，结果如表5所示。

图14 机翼风洞试验测试

表5 数值计算结果和风洞试验结果对比

由表5可知，计算值与实验值的误差都在可接受范围内，验证了本文工作的合理性和有效性。

3 结论

本文以大展弦比机翼为研究对象，针对是否考虑操纵面建立两种机翼模型，并对两种机翼通过有限元分析软件NASTRAN进行颤振分析，利用风洞试验对分析结果进行验证，通过计算结果对比表明，考虑操纵面，会使机翼模态频率降低，颤振临界速度增加；相比之下，不考虑操纵面的分析结果更偏于保守。实际飞机设计时，应根据任务需要，对是否考虑操纵面做出合理选择。

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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

张大千(1965-)，男，吉林松原人，副教授，博士，主要研究方向：飞机静动态及气动弹性分析，E-mail：zhangdaqian65@163.com。

2095-1248(2017)06-0033-07

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.06.006

吴萍 英文审校：赵欢)