中等展弦比飞机的静气动弹性初探

　　2第七届2001年全国空气弹性学术交流会论文中等展弦比飞机的静气动弹性初探邓立东要刚沈阳飞机研究所，沈阳，0035用飞机设计综合分析系统80软件对该飞机的些主要刚体气动力特性和弹性气动力特性进行了计算，给出了几个主要气动特性的弹性修正系数以及些纵向典型情况的机翼展向弦向载荷分布曲线等最后，本文将计算结果与资料中得到的结果进行了对比分析，为该项工作的进步开展进行了初步探索。

　　1引言为了提高飞机的机动能力和敏捷性，第代飞机往往采用中等展弦比的机翼。由于机翼展弦比的增大以及结构刚度相对减弱，飞机的静气动弹性变形也就增大了，弹性变形对气动力操纵性能以及飞行载荷的影响也就随着增加了。因此，能否准确有效的计算中等展弦比飞机的气动弹性特性，对代飞机的设计起着非常重要的作用。

　　2静气动弹性计算的理论和方法2.1气动力影响矩阵在气动力计算中，使用扰动速度位的线性微分方程1求解。

　　用奇异性叠加方法完成气动力计算问在数值上的求解。当计算个飞机时，用系列薄的面来征这个飞机。这些面被分成大童的面元，而且在每个面元上分布定强度计算每个面元在其余面元的控制点上的法向扰动速度，这些法向速度就构成了个气动力影响矩阵，供静气动弹性计算使用。

　　2.2飞机结构和静气动弹性计算飞机各部件是由若干弹性面来模拟，每个弹性面是由各向同性各向异性板元及弯曲扭转梁来模拟组成，其位移取弹性面的中弧面的位移弹性面之间连接由组离散的弹簧元来完成。外力愤性力引起的结构柔度影响系数矩阵计算关系如下其中叫飞机结构的广义刚度矩阵0广义质置矩阵幻被用来将广义坐标⑴转化为实际物理坐标。

　　按照影响系数法所计算的任意构型的飞机被分成若干小块，作用在小块重心处的离散气动力通过下列矩阵关系式与攻角列阵相联。

　　这里9速压，3小块面积对角阵，4动力影响系数矩阵，小块攻角列阵，气动力矩阵，同理我们可以得到外力与角位移的关系式这里外力列阵，结构弹性影响系数矩阵，外力引起的角位移列阵，将作用在飞机上的气动力重力惯性力综合考虑，可以得到这里质量列阵，重力加速度3飞行速度，俯仰角速度，小块的质量列阵这里，17不考虑结构弹性时的局部攻角分布列阵，1压力系数分布列阵最后经过替代合并整理得通过求解线性方程12，就可以得到弹性飞机各升力面上的压力分布，当然先决条件是将飞机视作刚性时的局部攻角及质置特性等初始数据分布是已知的，从方程12还可以看到方程右边项可以现为多种关于，0平面运动的局部攻角分布的组合，迸而方程12的解也可以为这些多种关于，0平面运动解的组合。关于，0平面运动又分为两种，对称和反对称。

　　对于对称情况，主要考虑的有单位攻角时，平面刚体飞机的攻角分布；单位俯仰角速度时，平面刚体飞机的攻角分布；零攻角时，非平面刚体飞机的攻角分布；由于重力作用而引起变形时的攻角分布；零攻角时，控制面偏转而引起的平面刚体飞机的攻角分布；对于反对称情况，主要考虑的是单位侧滑角时，平面刚体飞机的攻角分布单位滚转角速度时，平面刚体飞机的攻角分布；单位偏航角速度时，平面刚体飞机的攻角分布控制面作关于，平面反对称偏转时，平面刚体飞机的攻角分布；依次对上述各个基本的攻角分布状态下，进行方程12求解，其过程相同，但每次求解时方程右边项攻角分布发生了变化。

　　对反对称情况来讲，求解方程12的过程与对称情况是样的，只不过是气动力影响系数变成了反对称约束条件下的气动力影响系数矩阵，而且结构弹性影响系数矩阵，亦是全结构下的结构弹性影响系数矩阵。

　　3计算模型的建立3.1气动力横型根据仙，软件的功能和某型号气动力计算计算的需要，建立如下气动力计算模型，1左。为了考虑某型飞机的机身效应和机翼的弯扭效应，分别给出了机身外形，3.2结构镆型根据某型号结构和质量特性，建立了如下结构模型，2.

　　4静气动弹性计算4.1全机静气动弹性计算根据某型号飞机的气动特性和资料提供的数据情况，分别计算了=0.42.2，扣0 15千米的气动力特性。3分别给出了飞机升力线斜率和俯仰力矩导数随数和高度之间的关系曲线。从上可以看出，所计算的该飞机的刚体气动力特性和弹性气动力特性随数和高度之间的变化规律是合理的，反映了飞机的纵向基本特性。

　　4.2弹性载荷分布在进行了弹性气动力计算之后，就可以根据飞机的过载系数飞行度及M数计算飞机的弹性载荷分布。4分别给出了剪力弯矩沿机5结果的对比与分析通过对某型号的气动弹性计算，除了给出飞机的弹性气动力特性曲线机翼的展向弦向载荷分布以外，本文还给出了飞机结构弹性对些主要气动参数与速压之间关系的影响，边是ARGON计算结果。从中的曲线比较可以看出，ARGON计算结果和资料提供的结果在变化规律上是基本致的，在亚音速飞机焦点随着速压的增大而向后移动，在超音速飞机焦点随着速压的增大而向前移动，但ARGON计算结果略小于资料结果。

　　翼展向的分布情况；5分别给出了扭矩沿机翼展向的分布情况和机翼各剖面的弦向载荷分布曲线。从计算的载荷分布曲线规律和数值大小来看，其结果是比较合理的。

　　系数，右边是民，4计算的弹性修正系数。从中的曲线比较可以看出，艮，计算结果和资料提供的结果在变化规律上也是比较致的，Ml时弹性修正系数随着速压的增大下降的较小，1〉1时弹性修正系数随着速压的增大下降的较大，但，0计算的弹性修正系数略小于资料结果。

　　通过用尺0，软件对某型飞机的静气动弹性进行初步的计算和分析对比。对具有中等展弦比机翼某型飞机的静气动弹性基本特性有了个初步的了解。通过和有限资料的对比可看出，其计算结果的规律还是比较合理的，只是弹性修正系数略小，要进步完飞机的结构模型，以便于今后更进步的研究。

　　instituteTsAGIf1985.1管德，飞机气动弹性力学手册，航空工业出版社，1994.