大展弦比机翼的气动弹性问探讨黄礼耀陈奎林洪都航空工业集团650所了探讨；分析了结构非线性对大展弦比机翼的气动弹性和飞行载荷的影响；提出了大展弦比机翼气动弹性问的研宄内容，并指出其技术难点。
大展弦比机翼结构非线性气动弹性飞行载荷1引目近十几年来，高空长航时飞机得到了世界的普遍重视，由于其高空长航时等性能要求，这种飞机具有特别大的展弦比，大展弦比机翼具有展弦比大可达到35的量级，结构重量轻展向lkgm，柔性大静弹性变形可达25展长的特点。
大展弦比大柔度飞机机翼的结构分析，属于小应变情况下的大位移问，是典型的结构几何非线性情况，即便使用传统的分析方法也能明机翼柔性对飞机气动弹性飞行动力特性等均具有显著的影响，但是这些研究未考虑结构大变形带来的几何非线性影响，因而有必要进行大展弦比机翼的气动弹性研究。
2国内外发展现状近年来，美国人Patil.M.J发的文章中，提出了高空长航时飞机的非线性气动弹性和非线性飞行动力学问，研究了结构和气动力的几何非线性对大展弦比机翼气动弹性行为的重要性。
由于大展弦比机翼的大柔性，国外直在研究飞机结构设计中采用重量轻比强度大比刚度高和对疲劳不敏感等优点的复合材料。根据有关资料，国外目前正在生产中的飞行器，就结构重量而言，平均约有13的结构为复合材料，应用复合材料平均可以使飞行器减重3在国内，高空长航时飞机的军事价值和经济意义早被有关部门认识到了，些航空院校和科研院所如北航西工大等正对其中的关键技术问进行探索和分析。
国内对复合材料结构的技术研究已有30多年的历史，已在多种型号的飞机机体结构中应用如强前机身歼带整体油箱复合材料机翼歼十复合材料垂尾鸭翼歼轰七复合材料平尾。我公司在飞机的设计中，垂尾含方向舵结构的90是碳纤维复合材料，仅占的金属材料主要是用作联接件。在设计中，采用复合材料有限元数学模型，以颤振临界速度为目标函数，进行气动弹性优化设计和分析。改变复合材料叠层方向夹角和局部区域的叠层厚度，来降低翼面抗弯曲刚度和提高翼面抗扭转刚度。经颤振数值分析飞机地面共振试验风洞颤振试验和飞行颤振试验，排除了以全复合材料结构的18垂尾含方向蛇结构的气动弹性不稳定性。到目前为止，洪都公司已能生产全复合材料垂尾含方向舵的8教练机装备空军。其中复合材料用于升力面的关键技术，即气动弹性剪裁也得到了初步的应用。
3研究的内容考虑到结构大变形带来的几何非线性的影响，为适应大展弦比大柔性飞机气动弹性研宄的需要，有必要进行个方面的研究。
3.1大展弦比复合材料机翼动力特性研究结构动力特性是飞机的动稳定性飞行操纵等方面性能分析的基础。对于大展弦比机翼，在飞行载荷的作用下，机翼会产生很大的变形，常规的对线性系统进行结构动力特性分析的小变形假设不再适用。非线性结构的动力特性与线性结构相比有显著的差异，对大展弦比机翼必须研究机翼在大变形后平衡状态的动力特性；几何刚度矩阵对结构动力特性的影响；几何非线性结构对飞行动力学的影响；建立结构非线性的复合材料有限元的结构数学模型，进行大展弦比布局复合材料结构全机动力特性研究。
3.2大展弦比复合材料机翼气动弹性问研究从静动气动弹性现象来分析复合材料机翼的气动弹性问。
黄礼耀陈奎林大展弦比机翼的气动弹性问探讨由于大展弦比复合材料机翼的飞行载荷和静气动弹性特性主要是由机翼的大变形所决定，所以必须对大展弦比复合材料机翼的静气动弹性发散副翼操纵效率弹性变形对机翼的载荷分布的影响进行研究。
对大展弦比机翼进行颤振分析，非定常气动力的求解十分重要，建立非线性非定常气动力计算方法，求解大展弦比复合材料机翼的非定常气动力。
建立具有结构几何非线性的机翼的气动弹性方程，利用频域或时域求解临界颤振速度，分析其振特性。
复合材料的非线性阻尼对机翼颤振临界速度的影响研究，开展大展弦比复合材料机翼飞行载荷的研究考虑大展弦比机翼的结构非线性特点和静气动弹性的影响，有必要进行飞行载荷的研宄。
3.3.1气动导数的弹性修正大展弦比机翼的静气动弹性现象非常严重，对其气动特性飞行性能飞行品质及载荷分布都有很大的影响。作为载荷计算的重要的原始数据，为了获取准确的飞行运动参数和机动载荷，气动导数应采取经弹性修正的风洞试验数据。
3.3.2非线性飞行载荷计算的研究常规飞行载荷计算是基于线化小扰动方程的，在多数情况下，各主要气动参数的变化与扰动量成线性关系，飞行中即使遇到相当强烈的扰动，在有限的时间内，飞机的线速度和角速度往往是个很小的扰动量。
考虑到大展弦比机翼的结构大变形带来的几何非线性的影响，属于大扰动的情况，故以往从绕质心的动力学方程出发，求解适于非线性理论的六自由度方程，按纵向和横侧向操纵规律，得到包线内的典型计算点的纵横向机动情况下各有关气动参数随时间的变化。
载荷分布的计算根据飞行载荷筛选出来的纵向机动横侧向机动的严重情况载荷，按非线性气动力理论，建立基于沉3方程与结构有限元相结合的气动力方法，求解非线性情况下，各飞行姿态情况的载荷分布。
考虑到气动弹性变形对载荷分布的影响，要对分布载荷进行弹性修正，得到弹性机翼的分布载荷等气动参数，提供给结构打样使用。
3.4大展弦比复合材料机翼的气动弹性剪裁技术研究复合材料具有比强度高比刚度大以及对疲劳不敏感等特性，气动弹性剪裁是通过改变材料的刚度方向性控制结构的静动气动弹性变形，以实现改善翼面的刚度分布特性，提高飞机的飞行性能的种设计方法。
颤振优化和发散优化是气动弹性剪裁研究的重点，它是以颤振速度发散速度及操纵反效速，标函数的多约，化设计。设计复合材料的铺层厚度方向夹排列顺序，进行机翼刚度优化射究的纟自触，飞静动气动弹，稳定性。
3.5大展弦比机翼的气动试验研究3.5.1大展弦比复合材料机翼的气动弹性验证试验研究需要进行个方面的工作设计制造大展弦比复合材料机翼缩比尺寸的静弹性风洞模型，并进行风洞试验；设计制造大展弦比复合材料机翼缩比尺寸的动力相似的风洞颤振试验模型，并进行风洞试验；对风洞试验模型进行地面振动模态试验，测定其固有动力特性并进行相互比较，并用样机的动力特性来修改试验模型；进行大口径大雷诺数风洞试验，测定模型的发散副翼反效和颤振临界速度。
3.5.2大展弦比机翼的测压试验进行载荷测压试验的目的是为飞机载荷的确定提供直接比较可靠的原始数据，同时，载荷测压试验也可以校核数值计算的结果。
根据国内风洞的能力，按定的比例设计大展弦机翼的高低速测压模型，在设计测压剖面时要考虑气动弹性变形的影响，合理地布置测压剖面，在各测压剖面上，根据压力变化剧烈情况，布置测压点的位置。
通过高低速测压试验，测量绕模型流动的气流在模型面的压强分布，可以得到作用在翼型或机翼上的升力和压差阻力；计算各部件的压力中心位置；确定模型面附面层的状态。
4拟解决的技术难点针对以上研究内容，存在以下技术难点。
41大展弦比复合材料机翼的结构数学模型的研究建立基于几何非线性的大展弦比复合材料机翼的结构数学模型，分析机翼结构动力学特性。求解机翼在大变形后的状态下的振动模态与固有频率，因为模态和频率是进行大展弦比复合材料机翼气动弹性分析的基础。
4.2非共面情况下的非定常气动计算方法研究非定常气动力是颤振分析的原始数据，由于飞机机翼大变形的影响，在进行非共面非定常气动力计算时，由于翼面网格各自的方向的不同，有的网格不再在个平面上，有必要研宄非线性非共面的非定常气动力计算方法。
4.3大展弦比复合材料机翼的气动弹性剪裁研究常规的金属材料已不能满足大展弦比机翼的气动弹性设计要求，利用复合材料，进行气动弹性剪裁，实现静动气动弹性的优化设计。
44大展弦比复合材料机翼的模型试验研究由于大展弦比复合材料机翼的特点，在进行模型的静动气动弹性试验时，模拟机翼的静力和动力特性，当试验模型的动力特性与样机的动力特性产生偏差时，有必要研宄模型修改方法。
4.5非线性飞行戴荷和气动载荷分布计算软件研究考虑结构大变形带来的几何非线性的影响，研宄采用非线性数学模型，求解六自由度方程，研究基于Eule1.NS方程与结构有限元相结合的气动载荷分布的计算方法，得到各升力面的气动载荷分布。
5前景预测与分析通过大展弦比机翼的气动弹性问的研究，开发出适用于几何非线性结构的静动气动弹性分析软件和飞行载荷计算软件，在大展弦比柔性复合材料机翼结构动力特性分析等关键技术方面缩短与技术先进国家的差距，推动多学科优化主动抑制智能结构等领域的发展，提高飞机的气动弹性设计水平，为无人机新型战斗机等项目的发展奠定技术基础。
在满足飞机气动弹性稳定性的前提下，采用复合材料，减轻机翼结构重量与全金属结构相比3040，将极大地提高飞机的飞行性能，增大飞机的有效载荷。
锻练队伍，培养造就批专业技术骨干。
促进航空事业的发展，增强国防实力，保卫国家安全。
研宄成果可在航空部门及在其它行业内推广，促进社会工业技术的进步和发展。
收稿日期2002激光加工技术激光是原子在受激幅射放大过程中发出的光。激光加工是利用高能量密度激光束照射工件，将材料加热熔化气化的种无机械接触的加工方法。由于激光束能被聚焦成功率密度达1071012贾，2的微小光点，因而几乎可以加工所有的金属和非金属材料，包含各种坚硬的高熔点材料。激光加工的应用范围十分广阔，目前已在机械电子汽车航空航天钢铁造船军工等行业获得较为广泛的应用，比如汽车制造业，就有半左右的零件己经采用或者可以采用激光加工。下转第17页
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