孫則徐

(中國商飛上海飛機設計研究院,上海 201210)

考慮靜氣彈特性的機翼結構設計與分析從而優(yōu)化其性能

孫則徐

(中國商飛上海飛機設計研究院,上海 201210)

本文的目的是探索一種彈性機翼的氣彈優(yōu)化的算法，使得真實飛機的彈性機翼能夠在巡航設計點上能夠更加接近剛體機翼的氣動性能。

氣彈優(yōu)化 彈性機翼 剛體機翼

靜氣彈效應對機翼形變以及氣動特性的影響一直是一個需要在機翼結構設計中考慮的因素。這種效應一在大展由于彎扭耦合的原因在大展弦比的前后掠機翼上表現(xiàn)得尤為突出。對此的研究開始于上世紀40年代后期，并發(fā)展出一系列理論和不同的數(shù)值計算方法用于計算不同的靜氣彈特性。一系列用于估算靜氣彈特性對于后略已經(jīng)平直翼上氣動載荷的公式和圖表被發(fā)展出來[1]。MSC．NASTRAN提供了一個強大的氣彈數(shù)值分析模塊，利用該模塊一個通過調(diào)整控制面的角度來改善其氣動性能減小巡航阻力[2]。然而NASTRAN的氣動求解器是基于平面升力面假說，所以該求解器得出的氣動力可能存在一定誤差[3]。本論文的目的是設計一個機翼其展向升力分布為橢圓分布，在分析過程中為了改進NASTRAN的氣彈分析模塊的不足之處，氣動求解器而是采用了一另一套考慮翼型的渦格法(Tornado)的氣動軟件[4]。然后將該渦格法軟件作為氣動求解器，將NASTRAN 作為有限元結構求解器，并通過一個自開發(fā)的數(shù)據(jù)接口程序將兩者聯(lián)系起來。最后，一個高展弦比的機翼使用該程優(yōu)化。結果其沿展向的扭轉角分布可以用于機翼的生產(chǎn)過程。

圖1

圖2

一個最大起飛重量為69687Kg主翼半翼展為19．23后掠角為18．23°的飛行器作為該論文的研究對象。分析點被設在其巡航狀態(tài)，其巡航馬赫數(shù)為0．74馬赫，高度為9．45Km。機翼的有限元模型如Fig．1a所示，機翼被分成31段，用于分析該機翼的扭轉分布和扭轉分布的優(yōu)化。沿展向的扭轉分布和升力分布如圖1b和圖1c(實線所示)．初始沿展向的升力分布為典型的橢圓分布。

當機翼承受載荷后發(fā)生彈性變形，沿展向的負氣彈扭轉角使得局部攻角減小，從而減小機翼產(chǎn)生的升力。為了滿足飛行需要，機翼根部攻角從初始的3．34°增加到3．51°。相應的沿展向攻角與升力分布被計算出并如圖1b與1c(虛線)．當機翼承受氣動載荷后，升力由于氣彈的彎扭耦合效應而有所下降。傳統(tǒng)氣彈分析(TSAA)就是按照上述方法分析的一個迭代分析過程，其最終氣彈收斂的結果如圖1b與1c(帶星的虛線所示)．可以看到最后的升力分布不再是一個標準橢圓分布了，一部分的升力移動到機翼根部，這樣對于結構而言可以減小機翼的根部彎矩。

因為上述傳統(tǒng)的氣彈分析修正法會增加誘導阻力，所以一種被稱之為整體氣彈優(yōu)化的方法被應用到此機翼的研究上。在氣彈優(yōu)化過程中，31個機翼截面的局部攻角得到微調(diào)，使得該機翼在巡航過程中能夠保持橢圓升力分布。和TSAA一樣初始沿展向的攻角分布，升力被放入氣彈優(yōu)化程序(ISAO)的迭代程序中。如圖2a與2b所示為沿展向的截面攻角和升力分布(橢圓分布)，可以看到當機翼沿展向的截面攻角優(yōu)化后，其相應的氣彈收斂的升力分布為橢圓分布，也就是目標升力分布。

結論：基于上述對于氣彈收斂的升力分布的調(diào)查研究，可以發(fā)現(xiàn)經(jīng)過氣彈優(yōu)化和沒有經(jīng)過氣彈優(yōu)化的機翼相比，其沿展向的升力分布比沒有經(jīng)過氣彈優(yōu)化過的機翼更加接近理想橢圓分布。換句話說，氣彈優(yōu)化可以使得機翼產(chǎn)生的誘導阻力降到最小。

[1]F.W.Diederich and K.A.Foss, Charts and Approximate Formulas for the Estimation of Aeroelastic Effects on the Loading of Swept and Unswept Wings,” NACA TN2608, February, 1953.

[2]Jiang Xie, Zhichun Yang and Shijun Guo, A Flexible Wing with Conformal Control Surfaces for Optimum Trim of a Tailless Air Vehicle, 51st AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, Orlando, Florida, 12-15 April 2010, AIAA 2010-2713, pp1- 17.

[3]MSC.NASTRAN Version 68 (2002) Aeroelastic Analysis Users’s Guide, MSC Software Corporation, 2 MacArthur Place, Santa Ana,CA, 92707.

[4]Tomas Melin, “A Vortex Lattice MATLAB Implementation for Linear Aerodynamic Wing Applications.”, MSC thesis, Royal Institute of Technology(KTH), Department of Aeronautics.