柔性翼型的氣動彈性建模與顫振特性分析
簡介
氣動彈性問題幾乎伴隨著航空飛行器發展的全過程，尤其在現代飛機的設計過程中占有非常重要的地位。從早期的二元機翼－舵面系統到今天的大展弦比複合材料柔性機翼，氣動彈性問題的分析方法越來越成熟，分析手段也越來越豐富，但在氣動彈性的分析過程中，研究人員一直沿用“機翼剖面本身是剛性的”這樣的一個假設條件。對於傳統飛行器而言，機翼的中央翼段和控制面(包括副翼和前、後緣襟翼)沿著翼弦方向的剛度是非常大的，這個假設條件是可以滿足的。
近些年來，隨著智慧型材料和柔性結構技術的快速發展，機翼不但在翼展方向的剛度設計越來越趨向於柔性化，而且在翼弦方向的剛度也越來越低，如 NASA的任務自適應機翼。柔性自適應機翼主要依靠機翼翼面自身的變形來改變機翼彎度和扭轉角，以提供幾乎理想的機翼彎度形狀。該機翼已安裝在 F－111 上進行了多次飛行驗證，效果良好。隨後，又出現多種不同結構形式的柔性控制面。由於柔性控制面的引入，機翼弦向彎曲剛度急劇降低，弦向的彎曲變形對機翼氣動彈性問題的影響愈來愈顯著。傳統的氣動彈性模型已不能適用於這類機翼了，不得不考慮機翼弦向彎曲剛度的影響。R． Palacios 等研究了弦向彎曲變形對機翼靜氣動彈性變形的影響，但關於考慮弦向彎曲自由度在內的柔性翼型和機翼的動氣動彈性問題的研究還比較少。該研究主要建立了柔性翼型(是指弦向柔性的翼型)的氣動彈性模型，進而研究弦向彎曲剛度對二元翼段顫振特性的影響。
研究結果
1)對於平板薄翼而言，單一的弦向彎曲運動是不穩定的，其顫振臨界速度是和其彎曲振動頻率成正比的；
2)當弦向彎曲振動頻率小於俯仰振動頻率時，發生顫振的是弦向彎曲分支，且該分支發生顫振的突發性比較大；顫振速度是隨著弦向彎曲頻率的增加而增加的；
3)當弦向彎曲振動頻率接近俯仰振動頻率時，發生顫振的仍然是弦向彎曲分支，顫振速度急劇降低，但顫振的突發性變小了；
4)當弦向彎曲振動頻率高於俯仰振動頻率的 2～ 3 倍時，沉浮－俯仰－弦向彎曲模型所預測的顫振速度略高於沉浮－俯仰模型的預測值；當弦向彎曲振動頻率為俯仰振動頻率的 2.5 倍時，弦向彎曲和俯仰分支同時發生顫振，但俯仰分支發生顫振的突發性更大；當弦向彎曲振動頻率大於俯仰振動頻率的 2.5 倍時，發生顫振的分支轉為俯仰；
5)弦向彎曲頻率大於俯仰頻率的 5倍時，發生顫振的是俯仰分支，顫振速度逼近沉浮－俯仰模型的預測值，可以不考慮弦向彎曲自由度的影響。
大展弦比大撓性飛行器特點
1）結構剛度小、柔度大，變形帶來的氣動變化明顯。由於該類型飛行器通常質量相對較輕，且尺度很大，在飛行過程中，飛行器結構在氣動力的作用下發生大的變形。特別對於展弦比較大的機翼而言，其扭轉效應非常明顯，這就使得在飛行過程中，整個機翼的飛行迎角沿展向是不同的，氣動重新分布，舵效也會發生顯著的變化。
2）結構模型的非線性特性顯著。對於這種大弦比大撓性的飛行器而言，結構變形會非常大，和結構的尺寸是同一個量級，在變形中所呈現的幾何非線性效應不能被忽略，傳統的線性假設對於該類問題的分析已經不再適用。也就是說，對於這種大變形的結構而言，其剛度與阻尼項已經不再是位置和位置導數的線性函式，因此對於問題的求解還要涉及到由於轉動坐標系所帶來的附加的力等。
3）動態回響的複雜性和擾動的敏感性。在考慮飛行靜氣動彈性和氣動效果顯著改變的同時，飛行器的動態回響問題和振動穩定性問題也是一個急需解決的方面。有關研究指出，對於這種大柔性的結構，其動態回響分析是非常複雜的，對於陣風等擾動具有非常大的敏感性。
4）控制系統與其他系統耦合效應的顯著性。對於大展弦比大柔性的飛行器而言，控制系統已經不能夠再基於傳統剛性飛機的參數來進行設計，而是要和結構氣動等系統耦合設計。耦合性主要體現在以下幾個方面：第一，頻率的耦合。這種大展弦比大撓性飛行器，其自然頻率是非常低的，特別是機翼的振動，以至於可以與機體的運動頻率相互耦合，例如俯仰和滾轉運動；第二，當有大變形存在時，飛行器的質量慣量特性的改變也是非常明顯的。該類型無人機與傳統所飛行器不同的是，由於大變形的存在，這種飛行器的質量慣量特性是隨時間變化的，而不能像處理傳統飛行器一樣作為常量。第三，在結構變形過程中，飛行器所受到的氣動力分布是變化的，特別的，在機翼振動過程中，飛行器的氣動性能發生顯著變化，這對於飛行器的氣動導數以及舵面效率將會帶來非常大的影響。
