战斗机精益气动弹性设计与验证技术体系的研究（非线性科学论文） ㊣ 精品文档 值得下载

量最少且对飞行控制系统相位滞后影响最小为目标，以满足稳定性设计要求为约束条件进行优化设计。

借助于气动弹性优化设计平台，通过气动弹性专业和控制律专业多年努力工作，使新代战斗机既有效地解决结构气动力和飞控系统的耦合问题，又具有优良的飞行品质，稳定性已通过了地面结构控制系统耦合试验和飞行试验验证。

目前，气弹专业仍在进步提升分析方法及效率，持续配合飞控专业开展性能提升研究，并利用建立的气动伺和分别为无量纲化的鸭翼颤振速度和发散速度。

全机地面共振试验颤振风洞试验及飞行试验结果验证了新代战斗机鸭翼颤振设计的有效性。

图鸭翼颤振优化过程验证机之后，新代战斗机进行了较大幅度的改进设计，鸭翼翼型更改为弯扭翼型，气动外形也前后经历了两种方案。

方案中鸭翼根弦缩短尖弦增长。

针对该鸭翼方案开展了切角不切角翼面航向前移等方案评估，颤振特性基本满足要求方案中翼型厚度局部减薄，翼尖后缘切角。

最终，综合总体隐身气动等多专业需求，鸭翼采用了方案的改进措施。

在此基础上通过翼面复材铺层气动弹性剪裁优化实现了结构减重和颤振速度提高。

随后开展的设计中着重对机身支持结构进行了精细化分析研究，优化了转轴支持梁尺寸，对运动机构的非线性间隙进行了有效控制。

气动伺服弹性优化设计现代先进战斗机为了追求更高的机动性和飞行控制品质，飞行控制律增益设计得相对较大，这就很容易产生由飞控系统结构振动和非定常气动力之间相互耦合形成的态随其根部支持系统间隙变化的规律。

通过优化设计，最终使鸭翼振动与颤振特性满足设计要求并具有充分的安全余量。

图垂尾颤振优化过程鸭翼优化设计新代战斗机鸭翼作为种典型的直轴全动翼面结构布局，具有翼面面积大承载大翼型厚度较低等典型特点，颤振问题非常突出，因此迫切需要从方案设计阶段开始联合机体结构设计和强度设计专业进行颤振联合攻关设计，从鸭翼根部机身支持系统翼面结构等多方面进行设计研究。

以颤振特性为目标的鸭翼优化工作主要集中于方案初步和详细设计阶段，后续更改优化工作贯穿飞机研制全过程。

敏感性分析发现，鸭翼根部弯曲支持刚度及翼面弯曲刚度共同构成了鸭翼颤振特性的关键影响环节。

因此，设计中鸭翼攻关主要以提高根部弯曲支持刚度及翼面弯曲刚度为主要方向。

鸭翼颤振优化设计历时数月，共进行了数十种方案若干个状态的计算分析与优化，翼面由蜂窝结构更改为多樯结构方案，解决了翼面颤振与发散问题。

主要优化设计方案见图。

图鸭翼优化设战斗机精益气动弹性设计与验证技术体系的研究非线性科学论文究，对研究中发现的敏感结构元件与参数在结构设计制造过程提出了相应要求，纳入气弹专业关键件管理。

典型的全动翼面根部支持刚度对其颤振特性的影响曲线见图。

图全动翼面颤振速度随支持刚度变化含间隙系统结构模态试验结构模态分析的准确性决定了颤振分析的精度，因此，须对全动翼面模态分析结果进行验证。

飞机设计中，在小间隙情况规范要求均满足下通常开展变激振力地面共振试验进行验证。

通过该试验，可获取含间隙全动翼面系统力频激振力模态频率曲线，从而得到翼面的模态频率。

试验由激振器对翼面施加定大小的正弦激振力，通过布臵在翼面的加速度传感器测得翼面产生的振动响应，由此获得翼面的频率响应函数，利用模态参数识别法，即可获取翼面的模态参数频率振形等。

其中，激振器位臵传感器位臵的选取需以能有效激励测量出结构要求的模态为原则进行设计典型试验的力频曲线见图，该曲线同间隙系统理论分析等效刚度曲线图走势基本致。

全动翼面根部支持系统般由度低的简单结构系统，研究成果对弯曲间隙与旋转间隙同时存在的元间隙高自由度工程结构的适用性不足，。

在新代战斗机的研制过程中，对含间隙结构的颤振分析与验证采用等效线化方法进行工程处理。

模态特性分析采用考虑间隙影响的等效刚度法，模态特性试验采用变激振力方式进行。

基于等效刚度法的颤振分析工程结构中常见的间隙可分为中心型间隙与偏臵型间隙两种，见图。

图中，为外部力矩，为转角，为无间隙状态旋转刚度，为中心型旋转间隙，为偏臵型旋转间隙，为初始偏臵角。

图结构中的间隙对全动翼面根部支持系统存在的单独弯曲间隙或旋转间隙等维中心型间隙系统，其原理可简化为由图所示的动力学模型。

图旋转间隙系统动力学模型图中，表示间隙系统振幅，表示中心型间隙的侧间隙，表示线弹簧刚度。

若为系统旋转刚度，由该系统的简谐运动表达式可得到系统的等效刚度为 −其中。

由式，系统等效刚度与系统斗机鸭翼颤振设计的有效性。

图鸭翼颤振优化过程验证机之后，新代战斗机进行了较大幅度的改进设计，鸭翼翼型更改为弯扭翼型，气动外形也前后经历了两种方案。

方案中鸭翼根弦缩短尖弦增长。

针对该鸭翼方案开展了切角不切角翼面航向前移等方案评估，颤振特性基本满足要求方案中翼型厚度局部减薄，翼尖后缘切角。

最终，综合总体隐身气动等多专业需求，鸭翼采用了方案的改进措施。

在此基础上通过翼面复材铺层气动弹性剪裁优化实现了结构减重和颤振速度提高。

随后开展的设计中着重对机身支持结构进行了精细化分析研究，优化了转轴支持梁尺寸，对运动机构的非线性间隙进行了有效控制。

气动伺服弹性优化设计现代先进战斗机为了追求更高的机动性和飞行控制品质，飞行控制律增益设计得相对较大，这就很容易产生由飞控系统结构振动和非定常气动力之间相互耦合形成的气动伺服弹性稳定性问题，。

美国等战斗机和国内外许多新研制的电传操纵飞机在设计过程中不同程度的遇到图垂尾颤振优化过程鸭翼优化设计新代战斗机鸭翼作为种典型的直轴全动翼面结构布局，具有翼面面积大承载大翼型厚度较低等典型特点，颤振问题非常突出，因此迫切需要从方案设计阶段开始联合机体结构设计和强度设计专业进行颤振联合攻关设计，从鸭翼根部机身支持系统翼面结构等多方面进行设计研究。

以颤振特性为目标的鸭翼优化工作主要集中于方案初步和详细设计阶段，后续更改优化工作贯穿飞机研制全过程。

敏感性分析发现，鸭翼根部弯曲支持刚度及翼面弯曲刚度共同构成了鸭翼颤振特性的关键影响环节。

因此，设计中鸭翼攻关主要以提高根部弯曲支持刚度及翼面弯曲刚度为主要方向。

鸭翼颤振优化设计历时数月，共进行了数十种方案若干个状态的计算分析与优化，翼面由蜂窝结构更改为多樯结构方案，解决了翼面颤振与发散问题。

主要优化设计方案见图。

图鸭翼优化设计方案根部机身支持系统优化设计根据鸭翼颤振特性敏感参数分析和结构刚度分析，确定了鸭翼根部支持结构优化参数及术，飞机气动弹性地面试验风洞试验和飞行试验验证技术等方面与美俄等发达国家还有定的差距这也是此前迫切需要研究和解决的问题。

众多的学者和飞机设计师在基于计算流体力学方法的气动弹性分析方法上开展了大量探索研究工作，。

基于方法的气动弹性分析法可以分析各种复杂流动下的气弹问题，但是计算效率偏低，计算精度高度依赖于设计人员的经验，缺乏标准化流程。

在颤振模型风洞试验方面，结合型号工作完成了低超重比或无超重全复材跨声速颤振模型的设计制造及常规颤振风洞试验但在模型设计精度材料选取和制造工艺方面缺乏统规范标准和流程，风洞试验流场控制亚临界颤振边界预测和模型防护等技术仍需进步提高和完善。

飞行颤振试验，广泛采用小火箭脉冲激励操纵面扫频激励以及大气紊流激励等方式，数据处理以及颤振模态参数识别方法和手段多为传统的试验模态参数识别方法，颤振边界预测般采用模态阻尼法。

目前，抗噪声能力强能周期内，成功实现气动弹性设计目标，为新代战斗机的成功研制提供了技术保障。

本文描述了该飞机气动弹性设计历程主要技术工作以及在此基础上取得的技术进步能力提升以及具有研究所特色的气动弹性设计知识工程建设。

关键词优化设计地面试验战斗机气动伺服弹性气动弹性非线性气动弹性系统非线性科学颤振风洞模型飞行试验气动弹性力学研究飞机在非定常气动载荷作用下产生的稳定性动力响应和弹性影响等问题，是门多学科交叉的综合性学科。

它具有多场宽域的特点，是流固耦合问题研究在工程应用中的典型范例。

所有飞行器的研发，从超柔性大展弦比机翼无人机到战斗机民航客机和运输机，再到高超声速导弹和飞行器，都需要开展气动弹性特性设计检查和评估，确保其飞行安全。

飞机气动弹性设计是结合了总体气动布局结构强度飞行控制系统等多个领域，涉及空气动力学结构动力学飞行控制理论武器系统和试验技术等多学科的项综合技术，是当代先进战斗机研制过程中关系到飞行安全不设计要求，是研制初期直受到质疑的问题。

垂尾颤振特性不满足设计要求这问题能否有效解决，将会严重影响新代战斗机的研制进程，关系到型号的成败。

以往型号飞机颤振包线扩展试飞主要是由试飞专业队伍完成。

然而，新代战斗机验证机飞行包线颤振扩展试飞则由成都飞机设计研究所和成飞公司试飞中心联合完成，试飞项目对于气弹专业又是个新的领域，需要气弹设计师利用掌握技术资源的优势，针对验证机特点，建立高效的颤振试飞数据采集处理手段和颤振边界预测技术以及与飞行保障相配套的工作流程及管理制度。

上述新代战斗机研发任务提出的问题和要求对气动弹性设计无疑是种前所未有的挑战。

要最终实现设计目标，迫切需要面向产品研发需求，建立支技术过硬的高素质气弹设计团队，开展气动弹性关键技术攻关，开展精益气弹设计与验证，从而建立套适用于新代战斗机研制需求的气动弹性设计完备技术体系。

解决策略及途径多年来气动弹性专业跟踪借鉴先进战斗机的研制进程经验及教训升气动弹性设计知识工程建设，本文最后作者针对未来战斗机气动弹性设计技术的发展提出了建议和思考。

设计历程回顾研制初期面临的问题根据国军标要求，新代战斗机的气动弹性设计指标如下在考虑余量的全飞行包线范围内不会发生颤振嗡鸣抖振气动伺服弹