大展弦比機翼氣彈設計的某些關鍵問題研究.pdf

1、氣動彈性問題伴隨著飛行器發(fā)展的全過程，一直是飛行器設計中高度重視的問題。大展弦比機翼造成水平一彎頻率下降，大變形的幾何非線性效應引起了水平彎曲和扭轉模態(tài)產(chǎn)生運動耦合，出現(xiàn)了機翼水平彎曲模態(tài)參與耦合的顫振型，其影響形式隨水平彎曲頻率與垂直彎曲頻率和扭轉頻率的接近程度而呈現(xiàn)不同的結果。因此對該類非線性顫振特性和設計方法的研究具有重要的工程意義。
　　首先，建立了一種考慮幾何非線性的顫振分析方法，研究了大展弦比機翼的顫振特性，分析了非線

2、性顫振設計的可行性，在此基礎上提出了簡化模型——細長盒段模型，通過組合不同的水平彎曲頻率和扭轉頻率的接近模式，系統(tǒng)分析了該接近模式對細長盒段非線性動力學特性的影響規(guī)律，提出了水平彎曲頻率和扭轉頻率發(fā)生模態(tài)交換的存在條件。進一步非線性顫振分析，發(fā)現(xiàn)水平一彎模態(tài)參與耦合降低了機翼傳統(tǒng)模式的顫振速度，增大水平一彎的頻率有助于該類顫振速度的提高；同時在水平一彎頻率和扭轉頻率逐步接近時，會導致機翼顫振速度顯著下降，顫振型式會由水平一彎和垂直彎曲的

3、耦合顫振轉化為水平一彎和扭轉耦合的顫振。
　　然后，研究了復合材料的鋪層主剛度方向角對機翼非線性振動特性和顫振特性的影響規(guī)律，提出了大展弦比機翼非線性顫振剪裁設計的新方法。結果表明主剛度方向角的變化主要引起了水平一彎模態(tài)振型的改變，一般表現(xiàn)為主剛度方向角從機翼后梁向后緣偏轉，該階模態(tài)的相對扭轉振型節(jié)線位置向前緣移動；反之，該節(jié)線位置后移。進一步非線性顫振分析，發(fā)現(xiàn)水平一彎模態(tài)振型的變化引起了該階模態(tài)參與耦合顫振速度的明顯改變，主要

4、表現(xiàn)為該顫振型的顫振速度隨該階模態(tài)的相對扭轉振型節(jié)線位置前移量的增加而增大。通過兩個算例驗證了本文結論的正確性；同時研究中還發(fā)現(xiàn)，當主剛度方向角從機翼后梁向后緣偏轉會引起翼尖產(chǎn)生正扭轉，進一步非線性發(fā)散分析表明過大的翼尖正扭轉將顯著降低機翼靜發(fā)散速度?？傮w而言，復合材料機翼主剛度方向角的設計是一個綜合性設計過程，提高顫振速度與提高發(fā)散速度是相互矛盾的，為了得到一個較為滿意的設計方案，必須同時兼顧結構顫振、發(fā)散等都滿足設計要求。
　

5、　最后，探索了在大展弦比機翼初步設計階段的一種氣動彈性設計的綜合優(yōu)化方法，該方法包含了非線性顫振、非線性發(fā)散和靜強度性能等分析功能，綜合考慮了復合材料鋪層厚度、鋪層方向以及結構布置對氣動彈性性能的影響，并將試驗設計與二次響應面模型、人工神經(jīng)網(wǎng)絡等工程近似技術相結合，建立了非線性氣動彈性特性和結構特性的近似分析模型，在近似模型的基礎上來進行最優(yōu)化設計。通過一個具體的大展弦比復合材料機翼非線性氣動彈性優(yōu)化問題說明了本文優(yōu)化設計的可行性和有效